Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями

[Посторонний]

Овчинка выделки не стоит.
Тему можно закрывать.

[Lamort]

Да даже когда и наступит время, когда летать надо будет часто, то и в этом случае, скорее, построят электромагнитную эстакаду в Гималаях или на Андах, нежели свяжутся с АКС.

Эстакада будет стоить сотни миллиардов долларов, АКС, - самое большее несколько десятков.

 Если вам надо будет летать каждый день сотни раз, то да, стройте эстакаду.

[Посторонний]

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

[Pretiera]

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

[Дмитрий В.]

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"?

Чтобы не связываться с геморроем.

[Антикосмит]

Атас! Мрия в космосе!

[Посторонний]

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

Горизонтальным полёт будет после отсоединения ракеты от самолёта. Затем, по мере разгона, займёт вертикальное положение. На высотах до 30 километров прямоточный двигатель мог бы разгонять ракету, при этом кушая атмосферный воздух, а не окислитель из бака.

[Pretiera]

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

Горизонтальным полёт будет после отсоединения ракеты от самолёта. Затем, по мере разгона, займёт вертикальное положение. На высотах до 30 километров прямоточный двигатель мог бы разгонять ракету, при этом кушая атмосферный воздух, а не окислитель из бака.

Я только про ракету и говорил...
зачем разгонятся продираясь и греясь в атмосфере, затрачивая нехило энергии на потдержание полета, если можно сделать это за 3-4 минуты в вакууме?

[Посторонний]

Почему сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели не были предусмотрены в проекте ракеты "Свитязь"? Ведь дополнительные тонны окислителя являются существенной нагрузкой для самолёта-носителя, которую можно было бы значительно уменьшить, применив двигатели, использующие атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело? И полёт в горизонтальном положении продолжительный.

Хотя я понимаю разработчиков -  они хотят уменьшить риск, связанный с новой разработкой.

http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

Очевидно почему
Горизонтальный полет в атмосфере - напрасная трата ресурса РН, топлива, появляются дополнительные требования по теплозащите и термостатированию, растут гравитационные потери, а лишний весс ГПВРД, усиленных конструкций, теплозащиты, и главное дополнительная стоимость всего этого уничтожают любой выйгрыш.

Горизонтальным полёт будет после отсоединения ракеты от самолёта. Затем, по мере разгона, займёт вертикальное положение. На высотах до 30 километров прямоточный двигатель мог бы разгонять ракету, при этом кушая атмосферный воздух, а не окислитель из бака.

Я только про ракету и говорил...
зачем разгонятся продираясь и греясь в атмосфере, затрачивая нехило энергии на потдержание полета, если можно сделать это за 3-4 минуты в вакууме?

Речь о гиперзвуковых прямоточных двигателях в данном случае не идёт. Речь идёт об ОБЫЧНЫХ сверхзуковых прямоточных двигателях, работающих на скоростях до 5 М. То есть перегрева, вызванного движением на гиперзвуковых скоростях, не будет.
Похоже, я рановато поспешил похоронить тему.
Прямоточные двигатели могут работать на высотах до 30 км, а это весьма продолжительный участок траектории полёта. Разделение первой ступени происходит на высотах от 70 до 80 километров. Длина пути с работающими прямоточными двигателями будет более 30 км и в том случае, если ракета двигается почти перпендикулярно к поверхности Земли. На высотах до 30 км сила тяготения больше, чем в верхних слоях атмосферы и затраты грючего с окислителем получаются найбольшими. По-моему целесообразно применить прямоточный двигатель.
Поправьте меня, если ошибаюсь.
Атмосферный воздух состоит из азота (80%) и из кислорода (20%). Тягу в прямоточном двигателе, в основном, создаёт азот, как рабочее тело. В этом случае понадобится топливо (керосин) с массой, равной 10% от массы поглощаемого двигателем воздуха. В ракетном же двигателе рабочим телом будет углекислый газ, который является продуктом горения. То есть видно, что на высотах до 30 километров прямоточный двигатель израсходует топлива почти в два раза меньше(весьма ориентировочно), чем ракетный двигатель. Кроме того, окислитель берётся из воздуха и его можно расходовать только при работе ракетного двигателя, он всё равно будет нужен, так как ракетный двигательне НЕ отключается после старта. А прямоточный двигатель включается по достижению скорости чуть менее скорости звука и отключается на высотах более 30 км.

[Lamort]

Речь о гиперзвуковых прямоточных двигателях в данном случае не идёт. Речь идёт об ОБЫЧНЫХ сверхзуковых прямоточных двигателях, работающих на скоростях до 5 М.

Одна из "небольших проблем" состоит в том, что "обычных сверхзвуковых двигателей" работающих на скоростях больше скорости 3M существовало как-то не очень много.
 Особенно двигателей с тягой достаточной для аппарата массой в сотни тонн, по-моему таких вообще не существовало.

[Посторонний]

Речь о гиперзвуковых прямоточных двигателях в данном случае не идёт. Речь идёт об ОБЫЧНЫХ сверхзуковых прямоточных двигателях, работающих на скоростях до 5 М.

Одна из "небольших проблем" состоит в том, что "обычных сверхзвуковых двигателей" работающих на скоростях больше скорости 3M существовало как-то не очень много.
 Особенно двигателей с тягой достаточной для аппарата массой в сотни тонн, по-моему таких вообще не существовало.

Эти "сотни тонн" как раз составляют не полезная нагрузка, а компоненты топлива, даже не сама ракета как таковая.

[Fed]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

[Посторонний]

Fed!
Спасибо за Ваше интересое сообщение.
Вертикальный старт вне конкуренции, так как отрабатывался десятилетиями.

[Посторонний]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Зачем именно Ту-160, "Мрію" тоже можно задействовать, готовый самолёт, к тому же работающий. На высоту 10 км спокойно может поднять ракету.
Похоже, с оценкой стоимости Вы уже заметно преувеличили.

[Lamort]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Во-первых, зачем вам нужен ПВРД, а если уж ПВРД то зачем ПВРД на керосине, - вы на нём до 6 махов не разгонитесь.

 Во-вторых, используя воздушный старты вы можете стартовать, например, хоть из Жуковского, лететь куда надо и там осуществлять старт второй ступени.
 И никаких вам "бетонных работ на крайнем севере и на Дальнем Востоке".

[LG]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД):

полная стартовая масса системы на земле 300 тонн (сравнимо с союзом)
масса первой воздушно-реактивной ступени примерно 150 тонн (120 тонн сухая масса + 30 тонн керосина)
масса второй ракетной ступени тоже примерно 150 (20 тонн сухая масса + 130 топлива)

самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на ПВРД до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн керосина. далее старт второй ракетной ступени.

до отделения первой ступени союз расходует примерно 60 тонн керосина и 150 тонн кислорода (4 ускорителя первой и часть топлива второй). сухая масса первой ступени 14 тонн. стоимость первой ступени примем по барски за 60% - 25 миллионов зеленых тугриков. это то, что мы хотим заменить воздушным стартом.

теперь прикинем расходы на воздушный старт. стоимость разработки я прикинул в районе 3,5-4 миллиардов зеленых тугриков буде все технологии работают (взял затраты на А380 и поделил на 3). стоимость одной машины будет в районе 450-500 миллионов. нужно как минимум 2. стоимость обслуживания и амортизация не будет сильно отличаться от ту-160/ту-144. плюс инфраструктура. в сумме имеем начальные затраты порядка 7 миллиардов долларей и экономия примерно 20 миллионов за старт. делим и получаем, и получаем, и получаем. блин, имеет смысл только в том случае, если летать минимум раз в неделю.

Вы предлагаете способ ухуждшить параметры  средства выведения. это должно быть очевидно.

[Fed]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

некоторое время назад я тож мучился воздушным стартом и все такое. потом посчитал и прослезился - така карова никаму нинады. дюже догоро и гемор еще тот, а изюму нету.

вот некоторые выкладки (мои собственные, посему приблизительные) на 8 тонн на НОО (я тупо взял Ту-144 и Ту-160 и на их базе скомпоновал, слегка "модифицировав" с ПВРД).

Зачем именно Ту-160, "Мрію" тоже можно задействовать, готовый самолёт, к тому же работающий. На высоту 10 км спокойно может поднять ракету.
Похоже, с оценкой стоимости Вы уже заметно преувеличили.

Ну ту-144 и ту-160 тоже вроде как работающие и не хуже мрии :-) так что это не довод.

по остальному - насколько я понимаю, основная задача воздушного старта не поднять повыше, а разогнать до высоких скоростей используя кислород воздуха для повышения удельного импульса. если мы говорим не об орбитальном самолете для тайных операций, а о доставке груза на орбиту, то для этих целей мрия однозначно не годится - слишком мало приращение скорости за счет воздушного старта. нам нужно разгонять до 8000 м/с, а делать это с нуля или с 300 м/с роли не играет. и отладить саму систему старта - геморр будет не слабый. эт вам не х-55 запустить. посмотрите насколько по сложности организации отличается старт союза и С-300 или даже тополя. рутан со своим детищем это доказывает всему миру - поднять на 100 с гаком км можем, а приращения скорости сверх 2 км/сек не даем. либо нужно будет делать систему не двухступенчатой, а трехступенчатой, что еще более усложняет систему.

а вот если мы будем стартовать ракетную ступень с 5-6М, то прирост скрости за счет воздушного старта будет уже существенный - фактически полная замена первой ракетной ступени. посему я и отталкивался от тушек. если мне не изменяет мой склероз, то 144 до 2,7М разгоняли. канеш это не 6М, но как база для разработки подходящей машины годится несколько больше чем дозвуковая мрия. да и весовые характеристики более подходящие.

оценка стоимости канеш очень приблизительная, но я реально не вижу почему она может быть дешевле. если сейчас ту160 стоит примерно 250 лимонов зеленых тугриков за штуку, то почему существенно более сложная машина да еще в очень малой серии не может стоить 500 лимонов?

а стоимость разработки в 3,5-4 лярда зеленых вполне не много еще для такой сложной системы. сравните с другими сложными проектами. например А380 стоил в разработке 12 лярдов евро. нам канеш так не жить :-), но 30% от этой суммы вынь и положь. или гордость российского авиапрома - расработка машины с двиглом вместе под 2 лярда стоил. если у вас есть более достовеные  данные и прикидки, то выкладывайте, не стесняйтесь.

Все разумеется ИМХО.

[Fed]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

Во-первых, зачем вам нужен ПВРД, а если уж ПВРД то зачем ПВРД на керосине, - вы на нём до 6 махов не разгонитесь.

 Во-вторых, используя воздушный старты вы можете стартовать, например, хоть из Жуковского, лететь куда надо и там осуществлять старт второй ступени.
 И никаких вам "бетонных работ на крайнем севере и на Дальнем Востоке".

да мне как раз больше не нужно :-).

вы обращаете внимание на несущественные детали - ПВРД, керосин.

я брал ПВРД и керосин, так как для технической и экономической оценки параметров системы они вполне подходят. если вам не нравится ПВРД, заменим на какую-то прямоточную хрень, а керосин на горючее.

фраза звучит так - самолетный взлет на ТРДД, набор высоты до 15 000 м и разгон до 2М - примерно 10 тонн керосина (аналог Ту-160). разгон на какой-то прямоточной хрени до 6М и высоты 35 000 м примерно 12-15 тонн горючего. далее старт второй ракетной ступени.

если вы предлагаете другую комбинацию, то выложите ее здесь и мы оценим ее на экономику и технику.

[Fed]

ну если с точки зрения " а не зафигачить ли нам такую херовину", то можно канеш. как грится, за ваши дэнги любой каприс.

Вы предлагаете способ ухуждшить параметры  средства выведения. это должно быть очевидно.

Честно говоря, я не понял - туповат :-). вы мне можете пальцем показать, где я настолько ухудшил параметры системы, что получил существенно другую систему.

ИМХО, я просто сделал достаточно приблизительные оценки с довольно негативными выводами.

[Valerij]

ИМХО, я просто сделал достаточно приблизительные оценки с довольно негативными выводами.

То, что вы предлагаете, называется АКС (авиационно космическая система). На форуме обсуждается время от времени. В разделе "концепция" есть тема про АКС "Гиперкуб".
Сейчас англичане разрабатывают двигатель для одноступенчатой! АКС "Скайлон"  (Skylon).

В общем, почитайте, есть много интересного.