Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями

[Дмитрий В.]

Так что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.

Хм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

[Старый]

Хм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

А если он поведёт речь о РПД то будет ещё хуже.

[Дмитрий В.]

Хм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

А если он поведёт речь о РПД то будет ещё хуже.

Не совсем. Во-первых, будет использован единый тип двигателя (а не два отдельных). Во-вторых, РПД можно реализовать с относительно небольшими затратами массы (но и с небольшим эффектом естественно). Например, т.н. "воздушное форсирование"

[Valerij]

Проблема в том, что Выпредлагаете экономить на самом дешевом компоненте РН - жидком кислороде, тогда как масса самого дорогого компонента - ДУ сильно растет. Иными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет, но гораздо меньше, чем стоимость.

Это правда. Но представим МРКС с ракетно-прямоточными двигателями на на многоразовой первой ступени. Прямоточный тракт  может быть одновременно и элементом, обеспечивающим прочность ступени при возвращении. А уменьшение объема и взлетной массы первой ступени для МРКС, при сохранении остальных параметров системы - ну очень не вредно.

Второй минус - до 30-й секунды и после 100-й секунды дополнительные ПВРД являются источником вредного сопротивления и паразитной массы (удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш.

Слова против не скажу, вот только простенький расчётик не помешает. Здесь, мне кажется, так близка грань, что без расчета - никуда.....

[Старый]

Не совсем. Во-первых, будет использован единый тип двигателя (а не два отдельных).

Выше 30 км на чёмто всё равно надо будет лететь. Значит ЖРД необходим, просто он поработает балластом.

Во-вторых, РПД можно реализовать с относительно небольшими затратами массы (но и с небольшим эффектом естественно). Например, т.н. "воздушное форсирование"

Небольшими по сравнению с чем? С ЖРД? И масса самого РПД и масса израсходованного топлива будет больше чем в случае ЖРД.
 Видать не зря на всех известных ракетах с ПВРД  (Москит, Круг, Куб, Оникс) применяют не РПД а разгонный РДТТ который после выгорания сбрасывается.

[Старый]

Но представим МРКС...
на многоразовой первой ступени...

Всё. Чюдо побежало вилять филеем. МРКС... Многоразовая ступень...
 С Зенитом всё? Защищать дебилизм идеи больше нет желания? И чего было лезть?

(удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш.

Слова против не скажу, вот только простенький расчётик не помешает.

Так проведите расчётик. Слабо?

Здесь, мне кажется, так близка грань, что без расчета - никуда.....

Когда кажется нада креститься. А не лезть на форум тупить и паясничать.

[Старый]

(удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т).

Ох, поглядев на известные ракеты с СПВРД чтото меня забрало сомнение в столь оптимистичных параметрах...

[Valerij]

Так что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.

Хм... Валерий, вообще-то, Посторонний ведет речь о дополнительных ПВРД, а вовсе не о РПД. :lol:

Дмитрий, это я как раз понял, и тоже отнесся к теме как к бреду, но потом вспомнил про РПД. Топикстартер в самом начале признался, что о характеристиках прямоточных двигателей он не знает, сам я о них узнал с вашей подачи совсем недавно (и отдельно благодарю вас за это). Так что под названием "прямоточные" он имел в виду и РПД, просто не знал о них. Тем более, что и относительно большая стоимость РПД не препятствие в случае МРКС.

Ну, а остальное вы уже сказали Старому:

А если он поведёт речь о РПД то будет ещё хуже.

Не совсем. Во-первых, будет использован единый тип двигателя (а не два отдельных). Во-вторых, РПД можно реализовать с относительно небольшими затратами массы (но и с небольшим эффектом естественно). Например, т.н. "воздушное форсирование"

[Старый]

Ну, а остальное вы уже сказали Старому:

Ни прочитать ни понять ответа на это вы не смогли. Ни асилили. И почему меня это совершенно не удивляет...
 И вобще, ВалериJ, напрасно вы пытаетесь уговорить себя что Саныч или ктото другой вас поддерживает.

[Дмитрий В.]

(удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т).

Ох, поглядев на известные ракеты с СПВРД чтото меня забрало сомнение в столь оптимистичных параметрах...

Посмотри здесь:
http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

[Старый]

Посмотри здесь:
 http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

Так это ж только камера сгорания! А воздухозаборник с воздуховодом? А мотогондола? Без воздухозаборника СПВРД работать не будет.

 В реальности весь корпус Бури (впрочем и всех современных ракет с ПВРД) является частью ПВРД.

[Старый]

Но представим МРКС...
на многоразовой первой ступени...

Всё. Чюдо побежало вилять филеем. МРКС... Многоразовая ступень...
 

Впрочем для МРКС идея столь же бредова по тем же причинам.

[Дмитрий В.]

Посмотри здесь:
 http://astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная масса примерно 0,1. И это конец 1950-х.

Так это ж только камера сгорания! А воздухозаборник с воздуховодом? А мотогондола? Без воздухозаборника СПВРД работать не будет.

 В реальности весь корпус Бури (впрочем и всех современных ракет с ПВРД) является частью ПВРД.

Да, воздухозаборник вписан в конструкцию ЛА. Для РД-018У он добавлял, ну, пусть 50 кг массы. Воздуховод для изолированного СПВРД - это корпус КС. Проблема-то не в этом, а в том, что максимальная тяга и УИ по топливу достигаются в узком диапазоне чисел М (для РД-012 и РД-018) - около М=3. Значит, все остальное время ПВРД будет работать на нерасчетных (и неэкономичных  режимах). В результате эффект экономии стартовой массы (или прироста ПГ при фиксированной стартовой массе) от применения ПВРД будет мизерным, если не отризательным, а экономический эффект будет однозначно отрицательным.

[Старый]

Да, воздухозаборник вписан в конструкцию ЛА. Для РД-018У он добавлял, ну, пусть 50 кг массы.

Это на МКР Буран? Ой, сомневаюсь я что воздухозаборник там был 50 кг. Может 500?  

Воздуховод для изолированного СПВРД - это корпус КС. Проблема-то не в этом, а в том, что максимальная тяга и УИ по топливу достигаются в узком диапазоне чисел М (для РД-012 и РД-018) - около М=3. Значит, все остальное время ПВРД будет работать на нерасчетных (и неэкономичных  режимах). В результате эффект экономии стартовой массы (или прироста ПГ при фиксированной стартовой массе) от применения ПВРД будет мизерным, если не отризательным, а экономический эффект будет однозначно отрицательным.

Ну допустим для Зенита он оптимизирует под ту скорость что там будет (хотя невозможно оптимизировать одновременно под дозвук и сверхзвук).
 Проблема не в оптимизации по экономичности а в высокой удельной массе ВРД по сравнению с ЖРД. Масса самой конструкции окажется больше чем масса сэкономленого топлива. Про габариты и прочее я вообще молчу. Расход топлива в этих химерах вообще на вторых местах.
 Вообще применение ракетных двигателей для коротких полётов даже в атмосфере вызвано именно тем что они легче воздушно-реактивных. То что удельный расход топлива РДТТ в разы выше чем ВРД не влияет - РДТТ легче даже с топливом. Это вроде как общеизвестный факт?
 И только при длительных полётах когда масса конструкции не растёт а масса израсходованного топлива линейно растёт, ВРД начинают получать преимущество. Вроде бы общеизвестный факт, чего тут обсуждать?

[Fed]

А с цифрами в руках доказать не пробовали? Потому, что ваши утверждения прямо противоположны действительности?

Так что можно считать математически Старый Ламер элементарно не знает, что неподвижный ракетно-прямоточный двигатель может иметь ровно такую же тягу, как и ракетный.


В общем, желательно, что бы кто-то, действительно располагающий информацией, рассказал,как на самом деле. С моей точки зрения при классической схеме выведения - не интересно. Но все может измениться, если использовать более пологую траекторию выведения. Или кто-то попробует рассчитать, какие характеристики должны быть у такого двигателя, тогда можно сравнить их с достигнутыми.

более пологая траектория в пределе вырождается в воздушный старт.

чем более пологая траектория, тем существеннее поперечные нагрузки на струкрурные элементы ракеты - компенсация - масса растет.

далее, ни один ВРД не сможет заглотить столько воздуха, что бы создать тягу хоть немного сравнимую с тягой жрд.

для создания 740 тонн тяги, ТРДД должен иметь возухозаборники примерно 120 квадратных метров, а ПВРД в лучшем случае примерно 70-80.

если взять центральный блок 4 метра в диаметре, то кольцевой ПВРД должен иметь диаметр 10-11 метров. передача тягового усилия в 740 тонн да на таком диаметре на корпус центрального блока потребует мощнейших силовых кронштейнов и так далее - масса растет.

это кстати минимально возможные размеры ПВРД буде такая схема вообще работоспособна.

по совокупности - нет смысла мастерить вертикальный старт с ВРД. изюма нет вообще и все равно придем к воздушному старту.

как вариант - развитие концепции SR-71 «Blackbird». теоретически если топлива взять чуть и заменить все это на ПН, то можно пульнуть до 35 тонн с М>3.

с Ту160 - до 150 тонн с М>2

но это все теория, требующая детальных рассчетов и экспериментов.

[Valerij]

более пологая траектория в пределе вырождается в воздушный старт.

Не обязательно доводить до вырождения.

чем более пологая траектория, тем существеннее поперечные нагрузки на струкрурные элементы ракеты - компенсация - масса растет.

Для МРКС структурные элементы двигателя, являются силовыми элементами корпуса первой ступени.

далее, ни один ВРД не сможет заглотить столько воздуха, что бы создать тягу хоть немного сравнимую с тягой жрд.

Это так. Но для ПРД в этом нет проблемы, при нулевой скорости он работает как ракетный двигатель.

для создания 740 тонн тяги, ТРДД должен иметь возухозаборники примерно 120 квадратных метров, а ПВРД в лучшем случае примерно 70-80.

А вот это значительно серьезнее. Во первых, некую часть тяги в РПД неизбежно берет на себя тот ракетный двигатель(и), который работает как "форсунка(и)". Во вторых, как часть воздухозаборника работает крыло МРКС.

если взять центральный блок 4 метра в диаметре, то кольцевой ПВРД должен иметь диаметр 10-11 метров. передача тягового усилия в 740 тонн да на таком диаметре на корпус центрального блока потребует мощнейших силовых кронштейнов и так далее - масса растет.

Все так. Но для МРКС смысла не имеет, там воздухозаборник секторный.

это кстати минимально возможные размеры ПВРД буде такая схема вообще работоспособна.

Я уже сказал про часть тяги, которую обеспечивает ракетный двигатель, и про крыло, которое часть воздухозаборника? Значит, уже не минимальные.

по совокупности - нет смысла мастерить вертикальный старт с ВРД. изюма нет вообще и все равно придем к воздушному старту.

Докажите. Пока у меня другое мнение.

как вариант - развитие концепции SR-71 «Blackbird». теоретически если топлива взять чуть и заменить все это на ПН, то можно пульнуть до 35 тонн с М>3.

с Ту160 - до 150 тонн с М>2

А МРКС может разогнать большую массу до большей скорости.

но это все теория, требующая детальных рассчетов и экспериментов.

А вот с этим абсолютно согласен.

[Fed]

нет ничего хуже чем компромиссные решения в сложной технической системе. всегда нужно определить идеальный конечный результат и добиваться его.

какого хрена здесь делает МРКС, когда речь о ПВРД вместо жрд?

МРКС (если речь о байкале) как раз и является лучшим подтверждением моего тезиса - массовое совершенство всего 6, когда у зенита 11,5, а у других - до 13. и это учтите, он еще не взлетает по более пологой :-) траектории, а только садится когда пустой.

ПВРД и при более высоких скоростях требует больших воздухозаборников

[Valerij]

нет ничего хуже чем компромиссные решения в сложной технической системе. всегда нужно определить идеальный конечный результат и добиваться его.

Не думаю, что это так. Сложный проект потому и сложный, что многофакторный, и оптимизируется он с учетом большого числа параметров.

какого хрена здесь делает МРКС, когда речь о ПВРД вместо жрд?

РПД - один из типов ПВРД. МРКС (МРКН) - один из типов носителей. Что не так? Для одноразового носителя РПД слишком дорог, но для многоразовой МРКС вполне адекватен.

МРКС (если речь о байкале) как раз и является лучшим подтверждением моего тезиса - массовое совершенство всего 6, когда у зенита 11,5, а у других - до 13. и это учтите, он еще не взлетает по более пологой :-) траектории, а только садится когда пустой.

Речь не идет о Байкале. Попробовал воспользоваться поиском, но, похоже, тема сгорела. Речь об МРКН с неподвижным треугольным крылом, вот здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=928618#928618 можно найти о нем информацию. Но никто не делал МРКН на РПД, так же, как никто не делал еще МРКС на обычных ракетных двигателях.

По поводу массового совершенства все вообще не так просто. Вы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя. Поздравляю. Хотите терерь сравнить импульс РПД с импульсом обычного ракетного двигателя? Эта разница происходит из-за того, что в процесс вовлекается окружающий РН воздух.

Ну, а более пологая траектория задается не конструкцией РН, а программой ее СУ, это конструкция РН разрабатывается с учетом траектории.

ПВРД и при более высоких скоростях требует больших воздухозаборников

Чем больше скорость РН, тем больше топлива выработано, т.е. тем меньше нужна тяга (не зря в конце активного участка двигателя дроселируют).

[Старый]

Вы тут недавно с блеском выиграли дискуссию о том, что лучше поднять - удельный импульс или тягу двигателя.
Поздравляю.

Фед, это оказывается вы её тут выиграли.

ПВРД и при более высоких скоростях требует больших воздухозаборников

Чем больше скорость РН, тем больше топлива выработано, т.е. тем меньше нужна тяга.

Бедный, бедный ВалериJ... Вмешался в разговор а о чём говорят - не понял.

[Fed]

Валерий, у вас логика хромает (как правописание у виннипуха). это к вопросу идеального конечного результата и компромиссов. оптимизация, это не компромисс. есть такая штука ТРИЗ называется. почитайте, просветляет.

если речь не о байкале, то остальные бумажные тигры меня не очень интересуют. обосновывать свои тезисы несуществующими системами не имеет смысла.

покажите мне работающий ПРД в составе работающей системы и будет о чем говорить. явки, пароли, имя в конце концов :-)

ну или на крайняк серьезные рассчеты, анализ и результаты экпериментов.

а прожекты я и сам могу по десятку в день выдавать. да так, что роскосмосу завидно будет.

например из пушки на луну, хотя нет это уже было.

модифицируем - электромагнитная пушка километров 50 через эверест. маловат канеш, но олимпа марсианского у нас нет.

ваш ПРД работать в принципе будет, но реально добиться необходимых параметров не получится. либо эффективность, либо надежность, либо экономика похоронит этот прожект.

зачем плодить сущности сверх необходимого?

я противник комбинированных двигунов. максимум на что можно согласиться это комбинация ПВРД с ТРДД как на черном дрозде. и то все прекрасно знают, что параметры его двигуна хуже, чем и у ПВРД и у ТРДД.

когда я писал, что не сможет заглотить достаточно воздуха, то я имел ввиду, что его просто нет если не делать воздухозаборник соответствуюшего размера, а это 80 квадратов на М1. на М2 уже нужно только 40, но если уж разогнали машину до М2, то ПВРД для вертикального старта нахрен не нужен - берем воздушный и обходимся существенно меньшей тягой, что экономит нам все.

тем более все технологии есть.

если мы уж взялись использовать все преимущиства наличия атмосферы, то почему ограничиваться только топливом. компенсировать паразитное сопротивление воздуха подъемной силой.

тоже бабла немеряно стоит, но это хоть реализуемо на нынешнем уровне технологии.