Многоразовые

[Lamort]

Главное то, что система с вертикальным стартом может иметь массу конструкции очень близкую к одноразовому варианту, что, кстати, не исключает использование подъёмной силы на участке выведения после достижения достаточного давления набегающего потока.

А точно ли не исключает такое использование из-за длительности и нарастающей интенсивности разогревания этим потоком?

Участок выведения будет короткий, как у обычной ракеты, а подъёмная сила будет только бонусом, раз уж есть лобовое сопротивление, то можно заодно использовать и подъёмную силу.
 Хотя можно и без этих сложностей, это вспомогательный вопрос.

[Salo]

Что каксаемо гелия,то его место только в охлаждении ракетных турбин (за мелким исключением типа маскировки F-22 Raptor)

Гелий обычно используется как газ наддува, но:
http://bd.patent.su/2386000-2386999/pat/servl/servlet5bda.html

В способе-прототипе (патент РФ 2273754, МПК F02K 9/48 ) для охлаждения камеры кислородно-керосинового двигателя применяется сжиженный гелий, который также является добавкой к топливной композиции. При этом гелий с выхода из насоса входит в каналы регенеративного охлаждения камеры двигателя и затем поступает в газогенератор. В газогенераторе обеспечивается стехиометрическое (=1) сгорание кислорода и керосина, а необходимое последующее снижение температуры полученного газа до значений, допускаемых используемыми конструкционными материалами турбины, реализуется за счет его балластировки вводом в газогенератор гелия. Полученный таким образом рабочий газ поступает на привод турбины, а далее - в камеру сгорания.

Использование гелия в кислородно-керосиновой топливной паре позволяет существенно повысить энергетические характеристики двигателей. Так, например, при введении добавки гелия в количестве 10% от массового расхода топлива удается увеличить удельный импульс двигателя на ~20 сек, а с учетом отказа от завесного охлаждения камеры - до ~30 сек.

Однако использование гелия в топливной композиции кислородно-керосиновых двигателей ограничивается его высокой стоимостью, а также трудностями, связанными с его хранением в баке ракеты и последующим нагнетанием до высоких давлений.[/size]

[октоген]

Хех. Прямо готовый рецепт доведения до ума линейки РД-170. 1 л жидкого гелия при нагреве до комнатной температуры дает 1000 атмосфер. Так что его сам Бог велел использовать для захолаживания ТНА. Причем, я подозреваю, там даже без насосов можно обойтись.

[Salo]

Вертолет использует воздух тоже для увеличения тяги,а корабли используют даже воду. В означенных вами военных самолетах двухконтурность применена в соответствии с их тех.заданиями(и для того,чтобы птичка в турбину не попала),

Интересно как второй контур может помешать попаданию птички в двигатель?

- тот и другой должны иметь достаточно большую  тягу на уровне земли для низких полетов и для достаточно высокой скорости набора высоты (Википедия: "МиГ-31 предназначен для перехвата и уничтожения воздушных целей на предельно малых, малых, средних и больших высотах, ... "),указанные вами двигатели,а так же двигатель (Двигатель для промежуточного варианта ГСР, работающий на керосине, (проектировало ОКБ-300 (с 1966 г. - Московский машиностроительный завод "Союз"; до 1973 г. его возглавлял С.К.Туманский, а затем О.Н.Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК "Союз". Это КБ в свое время прославилось разработкой самого "быстрого" отечественного ТРДФ Р15Б-300 для истребителя-перехватчика МиГ-25.). Это был одноконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, скорее всего, Григорий Львович Лифшиц, в то время - первый заместитель генерального конструктора ОКБ-300. Техническое предложение (к сожалению, оригинал этого документа был уничтожен в начале 1980-х годов) на двигатель было выдано разработчикам "Спирали" (заказчику) в 1966 г. После закрытия темы "Спираль" работы по данному двигателю в ОКБ-300 продолжения не имели: кроме гиперзвукового разгонщика "Спирали" ему не было другого применения. ) Р15Б-300 полностью подтверждают строки из Википедии:"Область применения

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день в самолётном авиадвигателестроении — эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом воздушно-реактивных двигателей, используемых на самолётах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с малой степенью двухконтурности до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолётов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности. ". - поэтому в проекте "Спираль" использовался одноконтурный двигатель(аж 4 шт.).

Там же:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/249/38.shtml

Если «керосиновый» двигатель представлял собой давно освоенный ТРДФ, то «водородный» был уникален – наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала (Экспериментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца. – Ред.). ТЗ на его создание получило ОКБ-165 А.М.Люльки (Ныне – НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО «Сатурн» - Ред.). Тому были свои причины. В ОКБ функционировал мощный Перспективный отдел. Его начальником в то время был А.В.Воронцов; в состав отдела входили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю.Н.Бычев, в его подчинении находилось около 15 сотрудников) и перспективно-конструкторский отдел (начальник К.В.Кулешов; численность этого отдела была на два-три человека больше) (По воспоминаниям Н.С.Дембо, конструктора НТЦ им. Люльки, в то время – аспиранта МАИ и молодого сотрудника перспективно-расчетного отдела ОКБ-165. – Ред.).

   Предельные тяговые характеристики газотурбинного воздушно-реактивного двигателя традиционной схемы диктует температура газа на турбине: если она выше температуры плавления материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предельной температуры газа на турбине естественным образом можно получить предельную скорость полета аппарата с такой ДУ: чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухозаборнике и перед компрессором.
   Перейти на «двигатель комбинированного цикла» (т.е. до определенной скорости он работает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается и двигатель переходит на режим «прямоточки») тогда не решились. На первый взгляд такая ДУ казалась сложнее, а на тех технологиях была еще и значительно тяжелее. Фактически разработчики планировали создать «обычный» турбокомпрессорный «движок», но только разогнать его до предельных характеристик. «Вылизыванием» идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двигатель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного.
   При «тогдашних» конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспечить нормальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе даже сейчас эта граница поднялась не сильно: при использовании самых совершенных технологий – керамики, композитов, охлаждаемых лопаток турбины – ее можно приподнять еще, скажем, до М=5, не больше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский охлаждающий потенциал, который можно использовать для охлаждения воздуха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во-вторых).
   В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономичность (удельный импульс) двигателя.
   Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп, как представляется, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов «идеальный» теплообменник пока так и не разработан.

   Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали «с запасом», начав с круглого числа «50», тем более что это же число фигурировало в индексе темы).
   В первые дни, когда ОКБ А.Люльки только получило ТЗ на двигатель и его схема была не ясна, из ЦИАМа приехал С.М.Шляхтенко (через год он стал начальником института) с некоим иностранным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема «испытанного в США ракетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп)». Судя по небольшой сопроводительной статье, двигатель имел весьма привлекательные характеристики, в т.ч. очень высокий удельный импульс.
   Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: «Смотрите – они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?» Конструкторы приняли вызов.

Хвостовая часть ГСР: четыре двигателя работали на общее сопло
внешнего расширения (и это за 30 лет до «линейного аэроспайка» Х-33!).

   Первые же проработки показали, что действительно схема очень привлекательная и параметры получаются просто фантастические. На базе вспыхнувшего энтузиазма довольно быстро «нарисовали» Головной том ТП, который был подписан в 1966 г. и отправлен в ОКБ-155 Г.Е.Лозино-Лозинскому.
   В дальнейшем проект постоянно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии «перманентной разработки»: постоянно вылезали какие-то неувязки – и все приходилось «доувязывать». В расчеты вмешивались реалии – существующие конструкционные материалы, технологии, возможности заводов и т.д. В принципе на любом этапе проектирования двигатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкторы. «Дотягивание» шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту «Спираль» были закрыты.[/size]

[Valerij]

Причем,не просто для гигантского гриогенного самолета (больше Мрии),а для гиперзвукового многодвигательного(больше 20 шт. ТРД),имеющего охлаждаемый титановый корпус и стреловидность Конкорда,имеющего обязательно внутри и бак с жидким водородом,требующего ВПП не менее 20 км и немалую криогенную станцию на аэродроме. Но самое противное,что такой многоразовый самолет не может иметь многоразовые ступени своих многочисленных турбин,если обязуется выдать 1.5 км/сек.

Интересно, откуда вы взяли такое чудище? АКС, конечно, может требовать специальной стартовой катапульты, правда, откуда вы взяли 20 км? Но тогда АКС будет иметь взлетный вес порядка четырехсот тонн. Зачем АКС 20 шт ТРД? Если она стартует с катапульты - то ей потребуется всего два, весьма скромных, для возвращения на место старта. Если с помощью дозвукового разгонщика - то им не придется разгоняться быстрее 600-800 км/час. А разгоняться дальше АКС может на ракетно-прямоточных двигателях. Вы уверены, что у нее будет охлаждаемый титановый корпус? Вот здесь вполне возможно - спорить не буду.

Просто не приписывайте свои кошмары всем остальным.

Криогенная станция на космодроме, конечно нужна не хилая. А еще там потребуется, вероятно, не хилая ж/д станция. И где-то недалеко - жилой городок. А вы как думали?

Вы думаете для вашего чуда-юда потребуется меньше?

Сомневаюсь.

[Valerij]

Тем не менее это не мешало существованию самолетов с ТРД на три с лишним маха. Тем более это не мешает ракетно-прямоточным двигателям, которые позволяют достичь еще большей скорости, тем более, что для авиационного разгонщика эта скорость нужна кратковременно.

Прямоточный ВРД не в состоянии сам достич своей эксплуатационной скорости,ему нужет ускоритель,в данном случае,- гигантский,что делает прямоточный двигатель просто не нужным.

Прямоточный - не в состоянии, но ракетно-прямоточный вполне может. Правда ему и не нужно разгоняться с нуля - либо он стартует с катапульты, либо использует стартовый дозвуковой ускоритель на ТРД.

З.Ы.
Я вовсе не исключаю использования пары ТРД на разгонщике для разгона до сверхзвуковой скорости, но ему вовсе нечего делать на большой скорости.

[avmich]

Вы забыли упомянуть отсутствие у АКС полей падения.

Точнее наоборот. Они вообще могут упасть где угодно. :D
И мало не покажется.

Самолеты тоже могут упасть "где угодно". Но для них полей падения не выделяют.

Вы так думаете? Аэродромы строят как угодно?

Аэродромы-то строят как надо - но вот сразу после постройки аэродрома рядом с ним почему-то появляется огромная куча жилых и коммерческих построек.

Во всяком случае, глядя на некоторые аэродромы, думаешь именно об этом.

[avmich]

И если Вы собрались довести температуру в своих ТНА до 2000 градусов, то какая проблема сделать водородный ТРД на скорость до 4-6 М при таких-то параметрах. :wink:

Или писатель этого чётко не понимает. :roll:

Сало, а разве водородный вариант ГСР Спирали не собирался примерно так и работать на водороде - до 6 М?

Мне кажется, Наперстянка неправ, считая, что в турбинах не применяли какие-то простые очевидные решения.

[avmich]

А по сути hcube вам вполне ответил.

Ответил, если взять на веру его 1:1000 надежность несуществующей системы. :wink:

Ну, самолёты тоже поначалу были ненадёжными. И аэродромы строились вдалеке от строений. Потом постепенно самолёты становились надёжнее, и аэродромы - менее опасными местами для соседства.

То же и с АКС. Они же не сразу начнут везде летать. А к тому времени, как они будут летать много раз за день, надёжность вырастет.

[avmich]

Так и запишем: Поля падения - отличиЙ одноразовых и многразовых нет.

У одноразовых - есть штатные поля падения. У многоразовых, отработанных, в штатных полях падения нужды - столько же, сколько у аэродромов.

Это не вполне верная аналогия, но равнять одноразовые и многоразовые по полям падения тоже не стоит.

[avmich]

Вы забыли про океаны, над которыми можно проложить трассу.

Я то не забыл. :lol:

Это я Валерию писал.

Валерий-то, уверен, не забыл. Но АКСы хотелось бы не только над трассой Лондон-Нью-Йорк гонять. Правда, в отличие от полёта Конкорда, разгон АКС занимает минуты.

[avmich]

Проще говоря, вообще не является фактом то, что при росте производства ваши изделия станут дешевле, они могут стать дороже.

При определённых условиях так может случиться - но это всякие специфические, неустойчивые во времени случаи перенасыщения рынка.

Обычно при снижении цен спрос растёт, так как все предыдущие приложения остаются, и вдобавок появляются новые. Обычно вопрос в том, что быстрее - рост спроса или снижение себестоимости.

Но в ракетах у себестоимости пока что хорошие резервы к снижению.

[avmich]

Выше я предложил нечто, что должно удовлетворить всех в полной мере, если не считать того, что у этой штуковины нет пробега по полосе перед стартом, она стартует вертикально, а уж потом может лететь по пологой траектории с использованием подъёмной силы, так как она может быть у любого тела кроме шара. :)

И на мой взгляд, это хороший вариант как минимум для начала - потому что сделать многоразовую ракетную ступень проще, чем АКС.

[avmich]

Если посмотреть на стартовый пост темы, то ее главный вопрос можно трактовать так: Успеют ли многоразовые стать реальностью до появления нуль-транспортировки и телепортации? :lol:

Это только для сторонников одноразовости вопрос так стоит.

[avmich]

А знает ли многоуважаемый Гуру, что для повышения УИ в ЖРД в качестве добавки предлагают использовать гелий. :wink:

В кислород-водородных ЖРД, Сало?

[avmich]

Не очень понятно, откуда такое ограничение. Выглядит довольно произвольно. Например, если бы Боинг-747 мог летать только трижды в год, он был бы очень невыгоден... однако на практике всё наоборот.

Для иллюстрации я и придумал этот "туристический проект", мы возим 10 человек за рейс, 100 полётов в год за 10 лет.
 Больше просто нет клиентов.

Я, безусловно, могу придумать проект с миллионом пассажиров в год и 25 000 долларов за билет. С потолка, конечно. Тут весь вопрос как раз - как будет расти спрос при снижении цены.

[avmich]

Нет причин, по которым нельзя сделать рабочий ресурс многоразовых ракет большим. Например, 100 полётов.

Если кто-то считает, что это не так, был бы рад приведённым примерам. Хотя это и необязательно.

Если Вы такой умный, почему гравицапу ещё не придумали?
Сравните стоимость SSME и RS-68. При том, что у SSME речи про 100 полетов не идет.

Наличие плохого примера не является доказательством отсутствия хороших примеров.

Под примерами имелись в виду причины - а не неизбежные неудачи на пути прогресса.

[avmich]

Как вы думаете: кроме стоимости транспорта на вершину Эвереста больше ничего не мешает строительству там завода?

Старый, хорошее сравнение. Респект. Серьёзно.

Ответ на это ещё лучше. Жаль что ВалериJ не додумался. Впрочем этого следовало ожидать.
 А ты как думаешь - почему?
 (на всякий случай: ответ "Потому что никто не даст превращать уникальную природную жемчужину в индустриальный пейзаж" не предлагать)

Мой ход мыслей шёл по пути отмечания отличий Эвереста от космического пространства. Не уверен, что путь правильный, но...

Иными словами, давайте рассмотрим - отдельно и непредвзято - идею "давайте построим кофейный завод на Эвересте" (при условии, что Непал не против, и у нас волшебная палочка, которая бережёт экологию). И рассмотрим исходную задачу о производстве на орбите, скажем, сверхчистых полупроводников. И сравним свойства условий - чтобы можно было говорить, насколько хороша аналогия.

Но ответа у меня пока нет :) .

[avmich]

Я немножко продолжу о "туристическом проекте", строится двухступенчатое многоразовое средство выведения устроенное по принципу носителя Delta Clipper, старт производится вертикально, первая ступень возвращается на место старта, вторая выводит на низкую орбиту многоразовый пилотируемый корабль устроенный по схеме X-37B где он совершает полёт в несколько витков.
 Вторая ступень возвращается на ту же площадку, пилотируемый корабль тоже.

 Вместимость корабля человек 10, его масса будет 10-15, максимум 20 тонн, так что многоразовая ракета будет иметь стартовую массу тонн 300-600.

А можно хоть простенький расчет этого проекта? Пока это не проект, а хотелки. Массы первой и второй ступеней, тип и запас топлива, их Vx, и так далее. Для начала - по словам Дмитрия В. ПКК на десять человек, да еще многоразовый и крылатый массой 10-15 тонн "не завяжется".

Кстати, а аварийная система посадки - предусмотрена?

Очень рекомендую повесть The Rocket Company, 2004 год. Там подробно цифры обсуждаются. ASSTO на водороде (вторая ступень) и керосине (первая). Обе многоразовые и обе пилотируемые, чисто ракетные.

[Shestoper]

Наличие плохого примера не является доказательством отсутствия хороших примеров.

Под примерами имелись в виду причины - а не неизбежные неудачи на пути прогресса.

Я не виноват, что ваши хорошие примеры существуют только в вашем воображении, а результаты трудов квалифицированных специалистов для Вас сплошь плохие примеры.

Насчет причин - видимо придется начинать с ликбеза. Ну хотя бы Вы в курсе, что при высоких температурах у материалов во-первых снижается прочность, во-вторых уменьшается интервал времени, в течении которых они могут переносить околопредельные нагрузки?