Экономически эффективная многоразовая РН

[Вернер П.]

Антон Матвеев пишет:
Есть статья специалистов ЦНИИмаш на эту тему: http://elibrary.ru/item.asp?id=26134987 , я где-то даже pdf видел

 http://cyberleninka.ru/article/n/analiz-vliyaniya-shemy-polyota-stupeni-s-raketno-dinamicheskoy-sistemoy-spaseniya-na-energeticheskie-harakteristiki-dvuhstupenchatoy

[Max_Z]

Вариант:
Одна ракета для всех ПН, три ступени, старт с Восточного, моноблок с совмещёнными днищами, реактивная посадка первой ступени.
1. Восточный позволяет, вроде как, пускать ракеты практически на все наклонения (с учётом широты космодрома), теоретически можно обойтись 1 ПУ. Посадочная площадка строится по трассе 51,6 (это и пуски для ОС, и для ГСО, и для Луны). при старте на другие наклонения - возврат к месту старта.  
2. Задача первой ступени - вышвырнуть ракету из атмосферы и, по возможности, ориентировать ракету горизонтально.
3. Вторая ступень - максимально облегчённая конструкция (диаметр ракеты определяется оптимальным диаметром второй ступени - и к чёрту железнодорожный габарит!), вакуумный двигатель однократного включения, останов двигателя по окончанию компонентов топлива. Задача ступени - разгон почти до первой космической. Падение - в Тихом океане.
4. Третья ступень (можно назвать разгонным блоком) - доразгон до первой космической, манёвры в космосе.

Чтобы система была эффективной, в каждом пуске должна выводиться максимальная ПН. в настоящее время это невозможно (спутники разной массы, под каждый ракету не сделаешь). Следовательно, в каждом пуске нужно "добить" выводимую массу универсальной востребованной ПН - топливом....

Сделать это можно, и это действительно может здорово снизить цену килограмма на орбите, путём создания многоразового разгонного блока и заправочного комплекса на орбите.
Схема получается следующая:
Многоразовый РБ (МРБ) находится на орбите ожидания, параметрами, допустим 400*400@51,6. на этой же орбите находится заправочный комплекс. при задаче зашвырнуть спутник на ГСО, МРБ заправляется от заправочного комплекса необходимым количеством топлива, снижается до 200 км, ждёт ракету. после выведения связки из третьей супени и ПН - подлетает к связке, состыковывается манипулятором, переставляет на себя ПН, и летит на ГСО через Луну (это выгоднее энергетически). Третья ступень летит к заправочному комплексу для неспешного слива остатков топлива (остаётся только на тромозной импульс), после чего отстыковывается и летит гореть в атмосфере. МРБ в это время облетает Луну с обнулением наклонения, отцепляет ПН (спутнику остаётся только выдать тормозной импульс на ГСО), далее опять через Луну МРБ выходит на наклонение 51,6, возврат к Земле, торможение аэродинамическим щитом в атмосфере, выход на исходную позицию, стыковка с заправочным комплексом.

[Комодский Варан]

Subrogator пишет:
Схема получается следующая:
Многоразовый РБ (МРБ) находится на орбите ожидания, параметрами, допустим 400*400@51,6. на этой же орбите находится заправочный комплекс. при задаче зашвырнуть спутник на ГСО, МРБ заправляется от заправочного комплекса необходимым количеством топлива, снижается до 200 км, ждёт ракету. после выведения связки из третьей супени и ПН - подлетает к связке, состыковывается манипулятором, переставляет на себя ПН, и летит на ГСО через Луну (это выгоднее энергетически). Третья ступень летит к заправочному комплексу для неспешного слива остатков топлива (остаётся только на тромозной импульс), после чего отстыковывается и летит гореть в атмосфере. МРБ в это время облетает Луну с обнулением наклонения, отцепляет ПН (спутнику остаётся только выдать тормозной импульс на ГСО), далее опять через Луну МРБ выходит на наклонение 51,6, возврат к Земле, торможение аэродинамическим щитом в атмосфере, выход на исходную позицию, стыковка с заправочным комплексом.

Слишком сложно и дорого.

Лучше так: двухступенчатая РН, первая ступень которой вышвыривает вторую из атмосферы, и садится около места старта. Вторая ступень должна обладать дурной ХС (около 10600 м/с для ГПО-1800). Естественно вторая ступень водородная. Мю ПН на ГПО-1800 около 1% (при массовом совершенстве второй ступени 0.083 и УИ = 473 сек). РЗТ 1-й и 2-й ступени примерно одинаков

[Salo]

Дмитрий В. пишет:
Если реактивная посадка на баржу отъедает 30% ПГ,

15%

Дмитрий В. пишет:
 то возвращение к месту старта ее снижает раза в 2, а то и больше.

на 30% .

[Дмитрий В.]

Salo пишет:

Дмитрий В. пишет:
Если реактивная посадка на баржу отъедает 30% ПГ,

15%

Дмитрий В. пишет:
 то возвращение к месту старта ее снижает раза в 2, а то и больше.

на 30% .

Судя по расчетам в: http://cyberleninka.ru/article/n/analiz-vliyaniya-shemy-polyota-stupeni-s-raketno-dinamicheskoy-sistemoy-spaseniya-na-energeticheskie-harakteristiki-dvuhstupenchatoy
потери ПГ при возвращении к месту старта минимум 40%. А при посадке на барже - около 23%. По моим, правда весьма грубым, прикидкам для F-9FT возвращение к месту старта снижает Мпг с 22,8 до 12,3 т.

[sychbird]

А никто не пробовал считать вариант далекий от классики.: первая ступень работает только на вертикальном участке траектории с выходом за плотную атмосфкеру; высота подъема определяется из оптимизационной задачи с варьируемыми переменными: оптимальное распределение характеристической скорости по ступеням; расход топлива на гашение скорости и противодействие гравитационному ускорению:приемлемая скорость вхождения в атмосферу при  вертикальном спуске  :?:  

Для нашей географии расходы на запуск с повторным использованием первой ступени могут оказаться и приемлемыми.

[Cepёгa]

Другой способ посадки ступени на землю, без лапок:



Гелиевый привязной бублик с выдвижными крюками для зацепа парашюта. Если бублик по совместительству дирижабль - можно им же транспортировать, если не до космодрома, то до ближайшей дороги уж точно. Можно еще подумать как зацеплять не за парашют, а за аэродинамические грили.

[garg]

Народ, обьясните мне дураку. Почему предполагая посадку реактивную вы хотите строить тучу посадочных? Причем обязательно в ебенях? Либо  непременно возвращаться к старту?

Пропульсивная посадка, в любом варианте предусматривает тормозные импульсы для подруливания. У Маска так и вовсе гасится больше половины даже на баржу. В чем проблема отклониться от трассы выведения после разделения ступеней, на десятка два- три- пять километров, если возврат к старту требует  реверса в сотни две с хреном?
В таком разе потребуется ровно 2 площадки: 1)Для рядовых склонений в районе 45 - 65 градусов (площадку посередке под 50-55 расположить - где удобнее) и  2)На полярные/ синхронные, по тому же принципу
Поясню-так же можно по широте пулять и в Казахстане - площадку главное выбрать.  И всем ступеням - возможность подрулить после разделения хоть раз. Даже Протон вон и так 2-х ступ будет, совсем не проблема. Тоже предлагаю рассмотреть переделку. И так  роняем с гептилом и приземлять -дожигать его можно, даже экологичней, на мой взгляд, выйдет. Правда как работать персоналу его подбирающему - уже вопросец, но непреодолимых проблем нет, возможно они даже не слишком большие. А в случае нештаток -ступень так и так подрывается.

[Max_Z]

Комодский Варан пишет: 
Слишком сложно и дорого.

Лучше так: двухступенчатая РН, первая ступень которой вышвыривает вторую из атмосферы, и садится около места старта. Вторая ступень должна обладать дурной ХС (около 10600 м/с для ГПО-1800). Естественно вторая ступень водородная. Мю ПН на ГПО-1800 около 1% (при массовом совершенстве второй ступени 0.083 и УИ = 473 сек). РЗТ 1-й и 2-й ступени примерно одинаков [IMG] 

Вот как раз дурная ХС и водород - это сложно и дорого, а мой вариант конечно на перспективу, но если использовать Масковский подход к проведению ЛКИ за счёт заказчика, то постепенно можно всю систему построить, окупив затраты на её создание за счёт коммерческих пусков.

При этом при трёхступе (в отличии от двухступа) на первую ступень приходится меньшая ХС (по сути дела зона работы первой ступени - это потери ХС на аэродинамику и управление), а значит задача посадки на подготовленную площадку - проще, чем у Маска.
На всех ступенях можно использовать пару ЖМ+ЖК (хороший УИ, пожалуй второй после водорода, практически нет сажи, можно в необходимых случаях использовать наддув компонентами топлива, проблемы проливов практически нет, дофига серийной арматуры для ЖК, которая подходит и для ЖМ).

Важное замечание: двигатели нужно делать ДЛЯ ракеты, а не ракету ДЛЯ двигателя, поэтому РД-170 и иже с ним конечно хороши, но невозможность относительно быстро создать новый двигатель под ракету говорит только об утрате школы двигателестроения.....

Подробнее по компонентам системы
Общие условия - 25 тонн на НОО 51,6 с посадкой "на баржу", диаметр первой и второй ступеней, головного обтекателя определяется массовым совершенством второй ступени. одинаковые соединения между первой и второй и между второй и третьей ступенями (маленькую ПН можно тогда запускать без второй ступени, расходник - третья ступень).

Стартовый комплекс на Восточном. Вначале для пуска на все возможные наклонения (с учётом широты) можно обойтись 1 ПУ и 1 МИК. Завод по производству баков и сборке ракеты рядом с космодромом или в морской (речной) доступности, но дешевле рядом с СК. 1 посадочная площадка на СК.
Развитие - посадочная площадка и автодорога до СК на наклонении 51,6, потом - для пусков на ССО.
Так как стартовый комплекс и МИК (да и завод тоже) нужно строить для любой новой ракеты, то в этой части не видно слово "дорого". Кстати, в 600 км от Восточного рядом побережье Охотского моря, можно дорогу от посадочной площадки не делать, а развивать "доставку по воде"
Первая ступень. С ножками, рулями, возможно по опыту Безоса - с аэротормозами в переходном отсеке между ступенями. Совмещённые днища, наддув гелием. Многодвигательная установка, двигатели многократного включения, но может быть (на первом этапе) - открытой схемы, максимально простые. Здесь "дорого" - это софт для посадки, во всём остальном "дорого" тоже не видно, не дороже создания любой новой ракеты. посадочные ЛКИ проводим по Масковски - за счёт заказчика.

Вторая ступень. Всё для массового совершенства, в том числе и диаметр ракеты, тут уже движок нужен гораздо меньший, чем на первой ступени, однократного включения. Останов двигателя по окончании компонента топлива. Оптимизируем ступень так, чтобы при выводе ракеты без ПН, на орбите оказывалась практически полная третья ступень. "Дорого" тут тоже не видно, сравнимы с любой другой РН соответствующей грузоподъёмности.
Третья ступень. Скрыта под ГО, диаметр меньше второй, двигатель ещё меньше (около 2 т тяги), многократного включения, баки с оптимальной теплоизоляцией (например по слоям: стека бака - вакуум - экранирующая плёнка) и оптимальной формы, наддув компонентами топлива. Может использоваться как РБ. 

В развитие - из третьей ступени одного из запусков с непредельной ПН делаем "Заправочный комплекс", добавляя блок СБ, систему охлаждения топлива, систему перелива топлива, систему захвата приходящих ступеней. 

Уже эта система позволяет:
проводить ЛКИ без риска для ПН, выводя в первых пусках на орбиту только заправленную третью ступень;
выводить на ГПО (ГСО) спутники практически любой массы;
использовать все преимущества серийности, т.к. грузоподъёмность может варьироваться, во-первых, по Масковски (первую ступень "роняем", либо сажаем "на баржу", либо сажаем на космодром), во-вторых, комбинируя ступени (все три, первая и вторая, первая и третья), в-третьих, на перспективу, при отработке автоматической стыковки и заправки, можно будет выводить любую ПН (массой до 25 тонн) на любую орбиту.
Такие вот соображения.
Кстати, вопрос: как в спредшите launchmodel решить задачу распределения масс по ступеням? Пока у меня только перебором получается, но это крайне долго.....
и второй вопрос уважаемому Форуму: для пары ЖВ-ЖК, если чем-то греть  до высоких температур компоненты, можно добиться УИ 800-900 с (предельный случай, ЖК не исользуется, греем только водород допустим, реактором). а вот для пары ЖМ-ЖК какой в этом случае возможный предельный УИ?

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:
Но тогда ракету нужно увеличивать в разы. Если реактивная посадка на баржу отъедает 30% ПГ, то возвращение к месту старта ее снижает раза в 2, а то и больше. Крылатая посадка по потере Мпг сопоставима с посадкой на баржу. Так что еще надо посмотреть, что для НАС лучше

Ну и что, что ПГ уменьшится в 2 раза
Единичная цена то в 3..4 раза больше самолетной ступени
Т.е. Триблок будет в 1.5раз выводить больше чем такой же по цене моноблок самолетный(причем я не видел моноблоков в проектах таких)
При одинаковом ресурсе в 10...20 полетов по экономике бабушка надвое сказала...
А если еще и хотя бы одну аварию на посадке заложить...

Короче позже прикину цифры по экономике...

Ну, аварию надо закладывать для любого способа посадки.

Конечно... И новая самолетная будет нам после аварии на посадке портить эконом эффективность больше
Да и в случае аварии на старте тоже

А вот это не факт: самолетная ступень может оказаться заметно меньше (раза в 2, например) и при большей удельной стоимости иметь меньшую себестоимость.

Дмитрий Александрович, 
вот хочу прикинуть 
немного попал в тупик с примерным расчетом...
 
задача
ПН первых трех считаем 9т
хотелось бы узнать(чтоб мне сильно не ошибиться)
массу конструкции первой ступени без массы двигателей (отдельно)
массу конструкции второй ступени
РТЗ первой/РТЗ второй
тяги двигателей и их массу

вторая РН с посадкой ступени на космодром
двигатель аналог Союз5 двукамерный + рулевик
третья - самолетная ступень
четвертая и четвертая - тандемная схема запуска (хотелось бы узнать сухую массу примерно и сколько ПН было бы при использовании первых ступеней от самолетной и ракетной посадки)

[Дмитрий В.]

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:
Но тогда ракету нужно увеличивать в разы. Если реактивная посадка на баржу отъедает 30% ПГ, то возвращение к месту старта ее снижает раза в 2, а то и больше. Крылатая посадка по потере Мпг сопоставима с посадкой на баржу. Так что еще надо посмотреть, что для НАС лучше

Ну и что, что ПГ уменьшится в 2 раза
Единичная цена то в 3..4 раза больше самолетной ступени
Т.е. Триблок будет в 1.5раз выводить больше чем такой же по цене моноблок самолетный(причем я не видел моноблоков в проектах таких)
При одинаковом ресурсе в 10...20 полетов по экономике бабушка надвое сказала...
А если еще и хотя бы одну аварию на посадке заложить...

Короче позже прикину цифры по экономике...

Ну, аварию надо закладывать для любого способа посадки.

Конечно... И новая самолетная будет нам после аварии на посадке портить эконом эффективность больше
Да и в случае аварии на старте тоже

А вот это не факт: самолетная ступень может оказаться заметно меньше (раза в 2, например) и при большей удельной стоимости иметь меньшую себестоимость.

Дмитрий Александрович,
вот хочу прикинуть
немного попал в тупик с примерным расчетом...
 
задача
ПН первых трех считаем 9т
хотелось бы узнать(чтоб мне сильно не ошибиться)
массу конструкции первой ступени без массы двигателей (отдельно)
массу конструкции второй ступени
РТЗ первой/РТЗ второй
тяги двигателей и их массу

вторая РН с посадкой ступени на космодром
двигатель аналог Союз5 двукамерный + рулевик
третья - самолетная ступень
четвертая и четвертая - тандемная схема запуска (хотелось бы узнать сухую массу примерно и сколько ПН было бы при использовании первых ступеней от самолетной и ракетной посадки)

У! Тут надо целое исследование проводить. У меня столько времени увы, нет. Но можно воспользоваться оценкой из приводившейся пэдээфки: масса авиационных срелдств спасения = 90-100% от исходной массы конструкции ракетного блока. Т.е. Если конструкция ракетного блока 20 т, то в многоразовом авиационном - уже 38-40 т. Хотя эти оценки могут быть и слишком завышенными.

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:
У!

Я так и подумал...
Ну ладно, мы сами с усами :-) будем по рабочекрестьянски с заборостоительными знаниями...
Тут прикинул из госзакупок сколько стоит ракетятина от протона(стоимость конструкции по массе с су и т.п. Данных мало), но пока получалось, что зенит стоит 67млн.д
Протон 56млн, Сункар 66.5
Союз 5.1 - 36млн...
Ангара 98...
Чтото не то скорее всего...
Исходя, что ракетятина стоит примерно 15..16 тыс.руб за килограмм
Сколько стоит ракетосамолетятина?

[Кубик]

Дмитрий В. пишет: масса авиационных срелдств спасения = 90-100% от исходной массы конструкции ракетного блока.

Подходящая иллюстрация :     https://ru.wikipedia.org/wiki/Як-14  Выпускался с 1948     

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:

Тут надо целое исследование проводить

Вы бы очень мне помогли в оценке бы
На сколько в % по ртз нам надо увеличить первую ступень чтоб посадить на космодром
И сколько соотношение масс ртз оптимальное между первой и второй ступенью для наших широт...
Задача на ноо

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:

Если конструкция ракетного блока 20 т, то в многоразовом авиационном - уже 38-40 т. Хотя эти оценки могут быть и слишком завышенными.

Тоже кажутся завышенными по массе

А вот по цене как думаете
Во сколько раз самолятина будет дороже ракетонятины?
Ключевой момент кстати...
Согласен, что много факторов и по технологии производства и по применяемым материалам и т.д и т.п.


Конечно надо нир и т.п фпгню
Но оценочные есть же данные(я не нашел если честно...)
Только от вас слышал про в 2...4раза дороже

[Дмитрий В.]

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:

Если конструкция ракетного блока 20 т, то в многоразовом авиационном - уже 38-40 т. Хотя эти оценки могут быть и слишком завышенными.

Тоже кажутся завышенными по массе

А вот по цене как думаете
Во сколько раз самолятина будет дороже ракетонятины?
Ключевой момент кстати...
Согласен, что много факторов и по технологии производства и по применяемым материалам и т.д и т.п.


Конечно надо нир и т.п фпгню
Но оценочные есть же данные(я не нашел если честно...)
Только от вас слышал про в 2...4раза дороже

При равной массе конструкции, согласно модели Транскоуст, стоимость изготовления крылатой ступени в 1,5-2,0 раза выше.

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:
При равной массе конструкции, согласно модели Транскоуст, стоимость изготовления крылатой ступени в 1,5-2,0 раза выше.

Лады..
В отфонарных моих расчетах буду брать что ракетная самолятина будет в 1.75раза дороже чисто ракетонятины в руб/кг

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:
Транскоуст, стоимость изготовления крылатой ступени в 1,5-2,0 раза выше.
               
                  

Еще глупый вопрос...
А во сколько дороже по транскоуст будет дороже реактивная посадка относительно безреактивной?
Именно  по конструкции рн безбучета двигателей

[Дмитрий В.]

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:
Транскоуст, стоимость изготовления крылатой ступени в 1,5-2,0 раза выше.
               
                  

Еще глупый вопрос...
А во сколько дороже по транскоуст будет дороже реактивная посадка относительно безреактивной?
Именно по конструкции рн безбучета двигателей

В Транскоуст (образца 1986 г.) баллистические ступени (непилотируемые) не разделены на спасаемые и одноразовые.

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:
Транскоуст, стоимость изготовления крылатой ступени в 1,5-2,0 раза выше.
               
                  

Еще глупый вопрос...
А во сколько дороже по транскоуст будет дороже реактивная посадка относительно безреактивной?
Именно по конструкции рн безбучета двигателей

В Транскоуст (образца 1986 г.) баллистические ступени (непилотируемые) не разделены на спасаемые и одноразовые.

Т.е. Примем 1 к одному по массе
Добавим многоразовость движков, лапки и рули в пару тройку лямов доллров?