Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями

[Посторонний]

Каково соотношение массы керосина и массы жидкого кислорода, заправленных в топливные баки ракеты-носителя?
Если в ракете-носителе масса керосина больше массы жидкого кислорода, тогда овчинка не стоит выделки - дополнительные прямоточные двигатели в ракете-носителе не нужны.

[Crionis]

Каково соотношение массы керосина и массы жидкого кислорода, заправленных в топливные баки ракеты-носителя?
Если в ракете-носителе масса керосина больше массы жидкого кислорода, тогда овчинка не стоит выделки - дополнительные прямоточные двигатели в ракете-носителе не нужны.

Для РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

[C-300]

Для РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

Вот и я говорю: где Скайлон, а где РД-107!

[Crionis]

Для РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

Вот и я говорю: где Скайлон, а где РД-107!

Извиняюсь, нужно было упомянуть двигатель SABRE а не сам скайлон.  

[Lamort]

Реализация достаточно простая, - ракета представляет из себя несущее тело и начальный разгон производится на ЖРД до высоких скоростных напоров необходимых для обеспечения подъёмной силы и работы ПВРД.
 Водородная ракета наиболее удобна для этой цели.

[Salo]

КБХА

С  2001 по 2012 немножко здесь  :wink:

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/439347/
...

...

[октоген]

Немножко реальности, думаю, не помешает.

ПВРД, водородный, способен работать до высоты 60 км и 16 М, но! его экономичность с 10 М уже начинает сравниваться с ЖРД... Для небольших скоростей ПВРД может иметь удельную тягу 20 и более, уступая сильно в этом ЖРД. Как только вы захотите разогнаться за 6-8 М, удельная тяга  и расходы вас очень огорчат. Т.е. имеем что ПВРД работает от 3.5 М до 6-8 М. И это при куче расходов и спорных моментов эффективности. А как только делаем шаг за 8-10 М, то расходы растут в геометрической прогрессии, а выжатые характеристи огорчают. И еще, глупо думать, что ВРД работающий от 3 до 10 М будет простым и дешевым. Там нужны будут подвижные элементы в горячем тракте+их приводы+их теплозащита и далее по мясокомбинату.


Это мы еще не рассматривали удельные характеристики топливных баков рассчитанных под поперечные самолетные нагрузки. Высокое совершенство баков ракет обусловлено тем, что у них поперечные нагрузки минимальные по сравнению с тем что испытывают самолеты.
Неверующие смотрят аварию Ариан, когда та разломилась в воздухе.




Еще одна яма в том, что при разработке ступени с ВРД придется сначала лезть в диапазон нагрузок до 10 т, где жуткая конкуренция всяких нуворишей и рынок( если таковой в привычном понимании есть) по сути убыточен.


Исходя из всего описанного проще и дешевле сделать нормальную ракету и не мучиться.

[Посторонний]

Первая ступень работает обычно менее 3 минут.
Если запустить прямоточный воздушно-реактивный двигатель в плотных слоях атмосферы, тогда можно было бы существенно сэкономить на массе жидкого кислорода в баках. Объём бака для жидкого кислорода можно уменьшить, можно уменьшить тогда либо высоту ступени или увеличить высоту топливного бака с керосином.

Одной минуты работы прямоточного двигателя, я думаю, будет достаточно, чтобы существенно уменьшить расход жидкого кислорода.

Данная доработка позволит использовать существующую инфраструктуру космодрома и позволит задействовать уже существующее оборудование и стартовый стол без существенных доработок.

Здесь нет никакой фантастики.

Хотя в данном случае могу ошибаться, так как не являюсь специалистом в этом вопросе.

[Посторонний]

Каково соотношение массы керосина и массы жидкого кислорода, заправленных в топливные баки ракеты-носителя?
Если в ракете-носителе масса керосина больше массы жидкого кислорода, тогда овчинка не стоит выделки - дополнительные прямоточные двигатели в ракете-носителе не нужны.

Для РД-107 - 2.47 (окислитель/топливо).

Skylon как раз то самое.

Это журавль в небе. Вы же видите, сколько денег на это дело придётся освоить.

[Посторонний]

Почти убедили

Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.

А что если по бокам не первой, а второй ступени установить гиперзвуковой прямоточный воздушо-реактивный двигатель? Разгон осуществляется классическим ракетным двигателем, а прямоточный двигатель начинает работать при достижении необходимой для начала работы гиперзвукового прямоточного двигателя скорости. При этом основной ракетный двигатель, как и вслучае первой ступени, продолжает работать, но с уменьшеной тягой.

Двигателисты могли бы отработать конструкторские решения в этом случае. Кроме того, двигатели могут быть востребованы до создания новых ракетопланов. Хотя могут быть и технические трудности, не дающие возможность использовать данные двигатели

Я не являюсь специалистом в данной области, поэтому мои предложения могут быть ошибочными. Мнение специалистов решающее.

[Lamort]

Если ПВРД отработает разгон где-то от 400-600 м/с до 2000-2400 м/с то считайте, он выполнил свою задачу как первая ступень сполна.
 Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

[LG]

Если ПВРД отработает разгон где-то от 400-600 м/с до 2000-2400 м/с то считайте, он выполнил свою задачу как первая ступень сполна.
 Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

Неистребимое желание сделать из конфетки гавно про многое говорит...

[Gapa]

Я както предлагал похожее решение, но был непонят:( Хотя досихпор непонимаю - почему отдельная летающая коряга, внешне напоминающая летающий кран+эксковатор, предложенная мной, неимеет права на жизнь?? Работает при запуске ракеты она получается всего около минуты, но это эквивалентно десяткам тонн прибавки массы первой ступени, а значит - и хорошая прибавка полезной нагрузки. И - упрощение инфраструктуры старта.

Ну и "мирное" применение коряги - в режиме малой тяги перевозка негабаритных грузов, которые всяким Мриям и не снились:)

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12114&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

[Посторонний]

Если ПВРД отработает разгон где-то от 400-600 м/с до 2000-2400 м/с то считайте, он выполнил свою задачу как первая ступень сполна.
 Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

Неистребимое желание сделать из конфетки гавно про многое говорит...

Каков диапазон скоростей полёта первой и второй ступени?
Использовать допустимый для обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей диапазон скоростей. Затем после того, как прямотоный двигатель уже не сможет обеспечить более высокую скорость, его отключают полностью и увеличивают тягу классического ракетного двигателя до номинальной.
Ограничения обязательно будут.

[Посторонний]

Вообще, масса у ПВРД отношение масса/тяга для космической ракеты неудовлетворительно из-за того, что её полёт в плотных слоях атмосферы занимает малый участок траектории (плюс - статическое давление и скорость потока на входе в воздухозаборник существенно меняются по высоте).
Другое дело - военные ракеты - для ЗРК либо крылатые большой дальности. Их полёт походит на относительно постоянной высоте на крейсерской скорости.
П. С. не заывайте, что пока что ПВРД эффективны лишь до скоростей 1-1,5 км/с, не более. ГПВРД пока что не вышли за стадию эксперимента.

Тут Вы совершенно правы. Придётся искуственно увеличить время пребывания в плотных слоях атмосферы.
Либо уменьшить угол наклона траектории, чтобы пребывание в нижних слоях атмосферы было более длительным, либо разгон с помощью прямоточных двигателей вести параллельно поверхности Земли.

Основной проблемой будет то, что для обеспечения работы ПВРД на таких скоростях потребуется полёт на очень высоких скоростных напорах и уже при скоростях вызывающих значительный нагрев ракеты.

Действительно, в плотных слоях атмосферы сопротивление воздуха будет больше и ракета будет сильнее нагреваться, преодолевая это сопротивление.

Недостатки и технические трудности уже начинают вырисовываться всё отчётливее.

[Старый]

Придётся искуственно увеличить время пребывания в плотных слоях атмосферы.

Гениально! Долго думали?

[Посторонний]

Придётся искуственно увеличить время пребывания в плотных слоях атмосферы.

Гениально! Долго думали?

Долго

Если ракета летит со средней скоростью 1000 м/с  в течение 60 секунд, длина пути составит 60 км. Если толщина слоя, в котором возможна эффективная работа прямоточного двигателя, всего 20 км, тогда угол наклона траектории по отношению к линии горизонта должен быть 19,4 градуса. То есть около 20 градусов.
Довольно малый угол, почти параллельно поверхности Земли.

Цифры брал "с потолка" для грубой оценки.

[Lamort]

Каков диапазон скоростей полёта первой и второй ступени?
Использовать допустимый для обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей диапазон скоростей. Затем после того, как прямотоный двигатель уже не сможет обеспечить более высокую скорость, его отключают полностью и увеличивают тягу классического ракетного двигателя до номинальной.
Ограничения обязательно будут.

ПВРД на самом деле "это неинтересно", значительно интереснее было бы использовать первую ступень на ТРДД с разгоном до скорости около 600-800 м/с.
 Но для этого нужны подъёмные ТРДД с отношением тяги к массе 15 или больше.

 Такая ракета могла бы взлетать с любой площадки.

[Посторонний]

Каков диапазон скоростей полёта первой и второй ступени?
Использовать допустимый для обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей диапазон скоростей. Затем после того, как прямотоный двигатель уже не сможет обеспечить более высокую скорость, его отключают полностью и увеличивают тягу классического ракетного двигателя до номинальной.
Ограничения обязательно будут.

ПВРД на самом деле "это неинтересно", значительно интереснее было бы использовать первую ступень на ТРДД с разгоном до скорости около 600-800 м/с.
 Но для этого нужны подъёмные ТРДД с отношением тяги к массе 15 или больше.

 Такая ракета могла бы взлетать с любой площадки.

То есть взамен классическим ракетным двигателям Вы предлагаете поставить турбореактивный двигатель? Действительно, он не требуед окислителя, а будет исполдьзовать атмосферный кислород.
На какую высоту тогда будет поднимать ракету турбореактивный двигатель? Сколько времени, по Вашему мнению, он должен будет работать? Из какого положения должен производиться старт: горизонтального или вертикального?

Ваша мысль заслуживает внимания!
Действительно, турбореактивный бвигатель можно использовать для отрыва от поверхности Земли и разгона до указанных Вами скоростей с последующим переключением на прямоточные двигатели. Но турбореактивные двигатели можно будет использовать только на первой ступени.

Не будет ли турбореактивный двигатель дороже классического ракетного двигателя, если у них одинаковая тяга?

[Lamort]

То есть взамен классическим ракетным двигателям Вы предлагаете поставить турбореактивный двигатель? Действительно, он не требуед окислителя, а будет исполдьзовать атмосферный кислород.
На какую высоту тогда будет поднимать ракету турбореактивный двигатель? Сколько времени, по Вашему мнению, он должен будет работать? Из какого положения должен производиться старт: горизонтального или вертикального?

Ваша мысль заслуживает внимания!
Действительно, турбореактивный бвигатель можно использовать для отрыва от поверхности Земли и разгона до указанных Вами скоростей с последующим переключением на прямоточные двигатели. Но турбореактивные двигатели можно будет использовать только на первой ступени.

Не будет ли турбореактивный двигатель дороже классического ракетного двигателя?

Первая ступень это будет несколько многоразовых модулей с ТРДД, они будут разгонять ракету до высоты километров 15-20, при этом траектория уже должна быть достаточно наклонной, - какие параметры не могу сейчас сказать, если хотите, могу попробовать оценить позднее.
 Модули с ТРДД многоразовые.

 Дальше используется одноступенчатая одноразовая или многоразовая ракета, - "в зависимости от интересов".

 Проблема в том, что для обеспечения достаточно большой тяговооруженности современные ТРДД "тяжеловаты", если бы отношения тяги к массе было 15-20, то всё бы отлично получалось, но сейчас этот показатель около 10.