Супертяж и ССТО варианты освоения космоса.

[Юрий Михайлович Темников]

 Сегодня в 13:04:29#44635

Нет !Это прямо пипец какой-то!!Может хватит изобретать СТКовые химеры? Один СТК,это18(!!) серийных  ССТО способных взлететь и сесть в любой точке земного шара много раз и много чего совершить  в "Поясе жизни..Что для СТ мало реально.С заправленной массой 300т ,или множества других от 80т (Дмитрий В. не даст соврать) до тех же 300-3000 т на НОО.А это уже полноценные Космические корабли.ПН небольшая ,но зато много и разных.Воздушный старт Такого полу ССТО увеличит ПН  рн до 5-6%.По поводу больших и тяжелых комплексов.Давным-давно пора разрабатывать блочные  машино-комплексы для сборки их на орбите ,а не трястись над каждым граммом офуенно сложной конструкции.Что в конце-концов выливается в годы конструирования и производства уникальных хреновин  с орбитальными (даже не заоблачными ценами!) ЭТи же ССТО ,я имею в виду корпуса,можно набить сотнями тонн оборудования и научных приборов Сделать их топливными хранилищами.и тд и тп.Даже заводскими цехами  для производства топлива  и энергии.Готовыми базами  на планетах, спутниках,астероидах.

• Пожаловаться модератору

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

Вначале было СЛОВО!И Такое......что все галактики покраснели и разбежались.

[Юрий Михайлович Темников]

Это уже не говоря о том ,что ССТО сам по себе корабль Способный выполнить то, для чего СТС требуется  ещё и куча всяких прибамбасов,каждый из которых требует длительной разработки и  изготовления практически в индивидуальном порядке,а следовательно супердорогих :РБ,ЛВПК,И просто Орлов и "орлят ,производство которых Всегда будет уникальным.Оно нам нужно?Неужели серийное производство  РН среднего класса и их серийные же запуски хуже и дороже?Сборка спутников из блоков ,не не ограниченных в массе ,с многочисленным резервированием и без оглядки на массовые ограничения,методом завинчивания 4х болтов и и втыкания разьёмов  будет дороже?Срок службы уменьшится?
И всё это с учётом того ,что создание даже убогого СТК,это как минимум 10-15  отставание,да по масштабам работ и достаточно сомнительным результатом,ИМХО не имеет смысла.

[Юрий Михайлович Темников]

Слегка приврал(память уже не та).Дмитрий В.участвовал в проекте ССТО "ЗЕЯ [color=var(--color-g-link)]Одноступенчатая многоразовая ракета «Зея»[/color]
[color=var(--color-g-greenurl)]spacelin.ru›Проекты›...-raketa-zeya[/color]
Масса РН от18до 38 т(варианты)
По поводу ВС.Проект Макс-Т (по МАКСу был приличный задел) РН массой 300т  могла выводить 20 т пн(на экваторе) в 2,5 раза больше чем Союз!
БиРуслан..Наверное я слишком слишком рано и слишком широко размахнулся.Хотя на его основе получился бы настоящий летающий космодром.Можно наверное начать попроще,для начала.Двойной ИЛ 76  тонн на 80-100, илиМИГ-31бис,который был бы куда гибче и шире по возможностям.Особенно для ВКС.Двойной,это чтобы избежать трудности со сбросом РН большой массы со"спины.и для её (массы)увеличения.
Есть ещё проекты М-52 Мясищева,на 400 т.Геракл,несколько вариантов ,до 1000 т.

[Юрий Михайлович Темников]

Ну и моё видение ССТО именно для ВС.Напомню для возвращения рн КОРОНА требуется 6 т топлива.Вместо этого предлагаю добавить к ЖРД два ТРД АЛ-31Ф массой 3,6т на выдвижных консолях,на консоли и обтекатели положим 1т  1,5 т топливо.Для одноразового МАКС-Т  ПН 18т,значит для ССТО оное же останется 10-12т.Для уменьшения массы водородного бака используем трёхкомпонентный РД-701 и тороидальный керосиновый бак в котором "спрячется "часть длины ЖРД.
Для чего ТРД .Он помогает решать большое количество задач.Запитанный от самолёта-носителя на взлёте даёт дополнительную тягу ,помогает в максимальном наборе высоты.При "холодном сбросе источник энергии для запуска ЖРД и для управления РН,немного помогает в наборе скорости.Ну и главная его задача при нештатной ситуации ,отказе ЖРД,продержать РН в полёте (с использованием подьёмной силы "корпуса РН ) до слива топлива и окислителя и вертикальной посадки на форсаже,без потери ПН.При этом для увеличения тяги в ФК кроме топлива поступает ещё и кислород.
   При возвращении на Землю ТРД позволяет после снижения скорости до 2-1 М некоторое время вести управляемый полёт и производить практически 100% безопасную посадку. И ещё из-за небольшого по сравнению с ЖРД расхода  значительно уменьшаются невырабатываемые остатки топлива.

[Юрий Михайлович Темников]

очередной «монолог Чадского»?  

Это видимо цитата из произведения "Горе Без ума"Некоего местного автора?

[Юрий Михайлович Темников]

Ну и о последних высказываниях ДОРа нашего.О невозможности межпланетного пилотируемого полё та на химических двигателях.
Скорость старта из Лагранжа менее 100м/сек.Стартуем к Земле,при подлёте к ней скорость 10 км/сек,энергия каждого кг массы 50мдж.Естественно и у топлива тоже.Прибавляем энергию самого топлива 10-12 мдж для Н2-О2.Итого 60 мдж/кг .
Вот почему Левантовский говорил,что все космические полёты будут начинаться  там.
Ну а какую скорость разовьёт при таком старте ССТО вопрос к инженерам.Если использовать половину топлива ,то вторая половина послужит для торможения у планеты назначения.

[Юрий Михайлович Темников]

О супертяжах в лице СЛС.https://habr.com/ru/post/581036/ Многое из сказанного относится и к СШ.
  https://habr.com/ru/post/581036/

[Юрий Михайлович Темников]

Стоимость програмы СЛС в сравнении с фалконами.Программа ССТО с его полной многоразовостью выглядела бы намного эпичнее.
https://sun9-28.userapi.com/c855432/v855432324/b263b/mrnNGobOzHk.jpg

[Юрий Михайлович Темников]

Ну и почему я так напрягаюсь за воздушный старт .Оцифрую.
1.ССТОДостаточно сложная машина.Проблем вагон.Но ВС уменьшает  ХС как минимум на 500м\сек .Необходимое число Ц уменьшается согласно квадрату скорости.Плюс предлагаемый мной гравиманевр.Что намного облегчает возможность как создания так и увеличения Мю ПН ССТО.
2.Отсутствие полей падения.Увеличивает экономичность.И безопасность.
3.Нет проблемы ухода со стартового стола.И возможного его разрушения.Нет и самого старта."Холодный старт предотвращает возможные проблемы с самолётом носителем.
4.Гравиманевр,да ещё с использованием ТРДФ практически исключает,кроме взрыва ЖРД аварийность.Набор скорости 350-400м\сек при скольжении и тяга ТРДФ 0,2 с возможностью значительного её увеличения введением О2 в форсажную камеру позволит экстренно слить компоненты топлива и совершить безопасную посадку на ТРДФ даже без потери ПН  на любом участке траектории вывода.
5.Возможность старта с любого аэродрома внеклассного и первого класса.Всеазимутальность и возможность при этом использования скорости вращения Земли.

[Юрий Михайлович Темников]

31.10.2022 20:31:10

Блин!Когда народ поймёт,что для освоения Космоса нужен конвейер?Что сулит:Резкое уменьшение стоимости изделий .И большая статистика для их доводки.И причём по всей номенклатуре изделий.

серийное производство необходимо....тяжелых классов РН !!! да хотя бы чтобы построить свою орбитальную станцию

ССТО вам в помощь.https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2454125
Или в тему :https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=20680.msg2457206#new:~:text=%D0%B2%D0%B0%D1%80%D0%B8%D0%B0%D0%BD%D1%82%D1%8B%20%D0%BE%D1%81%D0%B2%D0%BE%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%8F%20%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%BE%D1%81%D0%B0.-,%D0%A1%D1%83%D0%BF%D0%B5%D1%80%D1%82%D1%8F%D0%B6%20%D0%B8%20%D0%A1%D0%A1%D0%A2%D0%9E%20%D0%B2%D0%B0%D1%80%D0%B8%D0%B0%D0%BD%D1%82%D1%8B%20%D0%BE%D1%81%D0%B2%D0%BE%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%8F%20%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%BE%D1%81%D0%B0.,-%D0%90%D0%B2%D1%82%D0%BE%D1%80%20%D0%AE%D1%80%D0%B8%D0%B9%20%D0%A2%D0%B5%D0%BC%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%BE%D0%B2

[Юрий Михайлович Темников]

Сухая маса Шипа 500 т стартовая 5000 т ,пн 150 т большой многоразовости скорей всего не получится .Ну скажем раз 25 слетает.Вряд ли больше.Та же КОРОНА ,сухая масса 25-30т,стартовая 300 т.Вместо одного шипа 20,ПН с воздушным стартом 12-15т.Итого:6000т -240-300 т на орбите.Плюс первая ступень,как минимум на 2000 стартов и на порядок надёжнее.

[Дем]

Ну и почему я так напрягаюсь за воздушный старт .Оцифрую.

1) У Ф9 разделение ступеней на 2222 м/с. Можно ещё меньше
2) одинаково
3) проблема ухода всё равно есть - сколько %% аварий самолётов при взлёте?

[Юрий Михайлович Темников]

Ну и почему я так напрягаюсь за воздушный старт .Оцифрую.

1) У Ф9 разделение ступеней на 2222 м/с. Можно ещё меньше
2) одинаково
3) проблема ухода всё равно есть - сколько %% аварий самолётов при взлёте?

1.У Ф9 теряется 2я ступень
2. Да.
3.Мрия была рассчитана на 3000 взлётов посадок,где то 40 лет эксплуатации.По цене это вместо старта который требует регулярного ремонта.СН между делом способен ещё и возить негабариты.
4.Ф9 имеет стартовую массу 431 т .ССТО первого этапа 300т.Масса ПН с возвратом одинаковая.Без возврата 18 т , У Ф9 22т.Ивоттут начинаются самые главные отличия.с дозаправкой ; этоРН массой 300т способная совершить прямой полёт ноо-Луна НОО.Совершить быстрый полёт к Марсу и Юпитеру.А с использованием гравиманевра  быстро заглянуть и в пояс Койпера.
5.ССТО массой в 2000-2500т это уже солидные корабли для исследования человеком всего пространства от Меркурия до Юпитера .Особенно в полёте "эскадрильей в 3-5 РН.

[Дем]

1.У Ф9 теряется 2я ступень

Вполне можно организовать спасение, по типу старшипа

3.Мрия

Была в единственном экземпляре что не позволяло делать на её базе систему вывода. Максимум - коммерчекие запуски спутников. Ну и сильно неоптимальна - смотрим на тот же стратоланч.

4.Ф9 имеет стартовую массу 431 т  ССТО первого этапа 300т.

первая ступень Ф9. Всего  - 550т. Ну так керосин а не водород, оно понятно тяжелее.

И вот тут начинаются самые главные отличия. с дозаправкой ; это РН массой 300т способная совершить прямой полёт ноо-Луна НОО. Совершить быстрый полёт к Марсу и Юпитеру. А с использованием гравиманевра  быстро заглянуть и в пояс Койпера.

Вопрос в том, что пока это не надо. А будет надо - ничто не мешает как дозаправить верхнюю ступень, так и запустить только первую в режиме ССТО и заправлять уже её.

[Юрий Михайлович Темников]

И вот тут начинаются самые главные отличия. с дозаправкой ; это РН массой 300т способная совершить прямой полёт ноо-Луна НОО. Совершить быстрый полёт к Марсу и Юпитеру. А с использованием гравиманевра  быстро заглянуть и в пояс Койпера.

Вопрос в том, что пока это не надо. А будет надо - ничто не мешает как дозаправить верхнюю ступень, так и запустить только первую в режиме ССТО и заправлять уже её.

Вся беда в том ,что последняя ступень С-5 132 т,Ф-9 100т,а ССТО после дозаправки от 300 и до 3000 т.При той же стартовой массе.
А то ,что задачи в космонавтике будут всё выше и выше нет никаких сомнений.Так лучше этим задачам соответствовать,тем более что сумма технологий многоразовых ССТО гораздо дешевле.Да и решить их,задач,она может гораздо больше.

[Дем]

Так лучше этим задачам соответствовать,тем более что сумма технологий многоразовых ССТО гораздо дешевле.

С чего ССТО - дешевле? Придётся в разы больше теплозащиты вешать...

[Юрий Михайлович Темников]

Так лучше этим задачам соответствовать,тем более что сумма технологий многоразовых ССТО гораздо дешевле.

С чего ССТО - дешевле? Придётся в разы больше теплозащиты вешать...

СкуШный вы человек ,нет в вас понимания нового не совсем обычного.

[duplex]

Здравствуйте Юрий.
Ваши посты мне в общем нравятся.
Вы не расшифруете для меня абревиатуру ССТО ?
Да и расскажите заодно, почему в мире никто больше
этой темой не интересуется ?
Если Вам сильно охота на Луну - так я легко... )))
Только пребывание Ваше на Луне будет недолгим...
Если БЕЗ скафандра - тогда будет интересно пронаблюдать. )))

[Юрий Михайлович Темников]

Попробуйте поиск заменив буквы на латинские.Ну и почитайте про РН КОРОНА.
Мне хотелось освоения солнечной системы ещё в далёкой юности.Увы ,не сбылось.

[duplex]

Попробуйте поиск заменив буквы на латинские.Ну и почитайте про РН КОРОНА.
Мне хотелось освоения солнечной системы ещё в далёкой юности.Увы ,не сбылось.

Не смогли Вы, Юрий, простыми словами объяснить мне за свой всемогущий
летательный аппарат. Предложение погуглить - не объяснение, к сожалению.
Вынужден с грустью заметить, что предмета Вы не разумеете...
Чего же в таком случае Вы полагаете сей "свинтопрульный механизм" универсальным
решением для космических полётов ?
Считайте мой вопрос риторическим...

[Юрий Михайлович Темников]

Попробуйте поиск заменив буквы на латинские.Ну и почитайте про РН КОРОНА.
Мне хотелось освоения солнечной системы ещё в далёкой юности.Увы ,не сбылось.

Не смогли Вы, Юрий, простыми словами объяснить мне за свой всемогущий
летательный аппарат. Предложение погуглить - не объяснение, к сожалению.
Вынужден с грустью заметить, что предмета Вы не разумеете...
Чего же в таком случае Вы полагаете сей "свинтопрульный механизм" универсальным
решением для космических полётов ?
Считайте мой вопрос риторическим...

Естественно.Увы!Если прочитав тему,вы не поняли в чём "свинтопрульность сего механизЬма.  ЗначитЬ вам просто....... не дано.  Не хватает умизЬма.

[Юрий Михайлович Темников]

Добавлю к плюсам ССТО: SSTO вам в помощь. На примере КОРОНы. Взлетает практически где угодно,садится практически где угодно. После дозаправки может перелететь к месту следующего старта.Зачем голову-то ломать?.
Ну и чем меня особо доставали.:Приходится выводить на орбиту всю РН.Ах-ах-ах!
Но ведь уже  для КОРОНы был придуман Запуск ПН с разгонным блоком.РН не выходит на орбиту ,но делает виток вокруг Земли возвращаясь к месту старта.Дальше больше Нынешние обтекатели не чета прежним,надкалиберные и весьма обьёмные,да и достаточно дорогие."Усовершенствуем" ССТО:добавляем цилиндрическую вставку в межбаке.И засовываем туда полноценную вторую ступень вместе с ПН. .Тогда "ССТО вообще не выходит на орбиту. Заметно увеличивается ПН.Значительно уменьшаются тепловые нагрузки и естественно теплозащита.Не теряется обтекатель,он становится частью конструкции .РН самостоятельно возвращается к месту старта.То есть на базе ССТО получаем полноценную двухступенчатую РН с возвращаемой первой ступенью.Учитывая,что основным грузом для ССТО будет топливо,остальной грузопоток будет идти ОКС мелкими партиями с отвёрточной сборкой из функциональных блоков.Что позволит уменьшить массо-габаритные ограничения на величину КА. И значительно снизить их стоимость.Ведь полётов будет не десятки как сейчас ,а сотни и тысячи.

[Astrodrive]

Я так понял вы хотите разрабатывать сверхтяжёлые ракеты с возвращением первой ступени. Первая ступень у вас КОРОНа.

Пожалуйста дайте нам расшифровку всех аббревиатур. Мне читать сложно, много новых сокращений.

Я тоже думаю, что национальная концепция космической деятельности в данный момент это Сверхтяжёлая Ракета с возвращением первой ступени.

Потом маленькая Лунная База с модулем по производству сжиженного Водорода и Кислорода электролизом из Лунного льда.

Многоразовый орбитальный Корабль с Солнечными Батереями и Ионными двигателями может доставить все модули для Лунной Базы на орбиту Луны. Затем модули сами сядут на Луну, а Корабль вернётся на орбиту Земли.

Главное разработать технологию супер лёгких Солнечных Панелей и их развёртку на орбите Земли.

Многоразовый Корабль-робот с Ионными двигателями будет дешевле всех остальных вариантов.

Вот такая концепция даёт нам значительное снижение цены Космических Полётов на Луну и Марс.

[Дедан]

01.01.2025 22:04:52

Реально, в настоящее время проект супертяжа для России - это вредительство.

А что мы тогда в этой теме 1819 страниц обсуждаем? Не нужны Луна и дальний космос? Понятно, расходимся. Дружно просим админов закрыть тему, признанной вредительской, до наступления некоего события. Факт наступления оного будет сообщён дополнительно.

Наверное всё-таки вредительская..... Потому как создание флота ССТО (РН среднего класса). Гораздо дешевле и надёжнее.Да и по результатам ... Скажем по обьёмам вывода ПН на НОО. Затратам на космодром(Ы). Многоразовости. Полной!!
Надёжность одного большого корабля в дальних полётах (стартовая масса от 300т на НОО). Вместо 4-5-6 блоков ,вменяемого СТ,или невменяемого  суперСТ к Луне.. Плюсом возможность решения множества других задач в серийном  исполнении.
Но всё это меркнет перед воздушным стартом ССТО!!! Взлётная ступень- самолёт носитель на 2000-2500  взлётов ,наличие отсутствия космодромов. Использование мощнейшей имеющейся авиационной инфраструктуры. Всеазимутальность!! Ну и как изюминка к торту Мю ПН самой РН 6%. Возможность использования подготовленных корпусов ССТО в качестве тяжёлых блоков ОКС на орбитах Луны и планет. И полётов к этим планетам на эскадрильях или даже эскадрах ССТО.

[Дедан]

• 
  
• Сообщения: 218

#36408

01.01.2025 22:48:11

А, увидел 6%, дальше смысл ответа теряется.  Фантазирование ракеты это всё-таки хоть и фантазирование, но всё-таки в соответствии с реальностью, а если без соответствия с реальностью то зачем так мелко, можно сразу 60%, и без самолётного старта, и ссто и возвращаемая, ещё и 2 полёта делающая на одной заправке. А лучше 3! Вишенка на торте-5 полётов на одной заправке после финальной отладки конструкции по итогу лётных испытаний.

Ваша попытка под----ть,весьма курчава. И покоится либо на Незнании,либо на тупоглупости. С чем  вас и поздравляю.   Заодно и с Новым годом. Постарайтесь обрасти знаниями и опытом.
Пыси.На  форуме.не соврать -бы с 2016 года ,но так сложились обстоятельства.
Живите и не мешайте жить другим.

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36409
01.01.2025 23:14:04

Ну и как изюминка к торту Мю ПН самой РН 6%.

Если вы с МАКС содрали это число - то это расходная версия 18 тонн на 275 стартовой. Если полная многоразовость то 5,5-6 тонн, едва 2% , с сбрасываемым баком (хрень шаттловидная) 8-9.

Далеко на таком кванте не слетаешь, задолбаешься заправляться - 30+ заправок.
Так что нахер SSTO. Хоть воздушный хоть наземный.

Что-то адекватное получается на 2-х ступенях. Можно только большую часть дельты орбитеру передать. Но не всю. Наши технологи просто в весовое совершенство не вытянут. чтоб  нормально летать.
Ну и далече летать не на том же самом. Многоразовый орбитер должен быть возвращаемым РБ. Тогда соответственно нужен нормальный квант для отлетных агрегатов. 30-40 тонн.
Край - 25 в многоразе и 40-50 с расходной второй ступенью - ободранным орбитером.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36410
01.01.2025 23:29:36

Собственно Маск даже на 2-х ступенях больше чем на 3% Мю в многоразе не надеется. В перспективе. Пока надежды на 2% в V2, может быть 2,5% с вылизыванием. А прототипы пока показали около 1%
Проекты амеров в SSTO традиционно сильных в массовое совершенство. Больше чем на 2% на водороде не надеялись.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
Дедан

• 
• Сообщения: 218

#36411

01.01.2025 23:48:25

Ну и как изюминка к торту Мю ПН самой РН 6%.

Если вы с МАКС содрали это число - то это расходная версия 18 тонн на 275 стартовой. Если полная многоразовость то 5,5-6 тонн, едва 2% , с сбрасываемым баком (хрень шаттловидная) 8-9.

Далеко на таком кванте не слетаешь, задолбаешься заправляться - 30+ заправок.
Так что нахер SSTO. Хоть воздушный хоть наземный.

Что-то адекватное получается на 2-х ступенях. Можно только большую часть дельты орбитеру передать. Но не всю. Наши технологи просто в весовое совершенство не вытянут. чтоб  нормально летать.
Ну и далече летать не на том же самом. Многоразовый орбитер должен быть возвращаемым РБ. Тогда соответственно нужен нормальный квант для отлетных агрегатов. 30-40 тонн.
Край - 25 в многоразе и 40-50 с расходной второй ступенью - ободранным орбитером.

У вас путаница с цЫфрами .ВС  это 12т с возвратом.Та часть,которая будет работать в космосе ,это 18т. Никакого сравнения с одноразовым Союзом. Возможность на РН среднего  класса запускать, очень часто мелкие грузы в довесок к топливу с сотен аэродромов Земли. И многое ,многое другое. КМК,вы недопонимаете "ширшину" вопроса. 
кие грузы

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

[Дедан]

• 
  
• Сообщения: 776

#36413
02.01.2025 11:03:40Последнее редактирование: 02.01.2025 11:49:51 от Шестопер239

Наверное всё-таки вредительская..... Потому как создание флота ССТО (РН среднего класса). Гораздо дешевле и надёжнее.Да и по результатам ... Скажем по обьёмам вывода ПН на НОО.

Ну забросьте на НОО 200 тысяч тонн (вращающийся цилиндр диаметром 400 метров с оранжереей), на ГСО 500 тысяч тонн (СКЭС), на Луну 20 тысяч тонн (опытный завод полного цикла производства).
Забросьте это своими самолетиками, попробуйте - сразу запросите Морского дракона.

Сейчас на орбиту выведено более 7 тысяч Старлинков по 260 кг - это почти 2 тысячи тонн. В планах у Маска развернуть 30 тысяч спутников второго поколения по 1250 кг - это 37,5 тысяч тонн.
При том, что спутники в значительной степени состоят из электроники. Килограмм солнечных батарей стоит значительно дешевле килограмма микросхем, а килограмм металлоконструкций для вращающейся ОС с имитацией гравитации - еще дешевле. Так что ничего безумного в сотнях тысячах и миллионах тонн на орбитах  нет.

Когда позже будем лепить ОС выше радиационных поясов - скромный цилиндрик диаметром 400 метров (меньше нельзя - вестибулярка возмутится) и длиной 500 метров при массе радиационной защиты 10 тонн на м2 (что необходимо для длительного проживания, особенно детям - нужно же проверить их развитие в условиях ОС) потянет 9 миллионов тонн.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36414
02.01.2025 11:10:47

У вас путаница с цЫфрами .ВС  это 12т с возвратом.Та часть,которая будет работать в космосе ,это 18т.

Я привел по МАКС данные. ссылка есть в вики  - самая первая, на буран.ру
А вы свои данные откуда взяли?

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36415
02.01.2025 12:39:40

Я привел по МАКС данные. ссылка есть в вики  - самая первая, на буран.ру
А вы свои данные откуда взяли?

Наверное данные на основании Дельта 4 и прочих чисто водородных ракет, ведь у них такая классная сухая масса к массе топлива получается, и фантастические %пн.
И на том основании что клиновоздушники выдают 1000УИ

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36416
02.01.2025 14:03:23Последнее редактирование: 02.01.2025 14:11:15 от garg

Нет никаких нормальных данных по клиновоздушникам акромя теории. И та скорее работает для изделий из говна и палок. Все проекты которые есть  легко обнаружимые данные по импульсам и весу хуже топовых водородников (RS25, РД0120 и т.п.)
Чисто сухая масса расходной ракеты, это не тоже самое что сухая масса с средствами возвращения. И тем более без сбрасываемого обтекателя.
Ракета приспособленная под вертикальную заправку, это совсем другая ракета которая приспособленная под заправленную перевозку и тем более взлет горизонтально с удержанием за пару точек крепления. Так что все это херня, на постном масле.

Кстати - цифра 12 тонн возвращается - это какое то гавно-ракета. Для воздушного старта точно. Потому как сумма масс - 30 тонн. 10% на орбите от стартовой.
Проект МАКС все тот же - это ~37 тонн на орбите из 275. Корона, кажется 42 тонны из 300.
Т.е. 13,5-14%. Куда делись еще 9-10 тонн? Типа такой легкий одноразовый бак на 270 тонн горючки (причем водородной) и еще обтекатель конечно? А возвращается двигательная группа? Ну может быть конечно, на "перделе". Из композитов - чтоб в 1,5+ раза легче шаттловского быть в удельном весе. Но не дороговато ли? И смысл?

Вообще самый крутой процент мю ПН в многоразовой системе который был в проекте нормально проработан - чисто грузовой Шаттл - 70 тонн ПН на 2000 стартовой. С по прежнему 1-разовым баком и ускорителями.

И да, если у Дедана  на орбиту выходит с воздушным стартом 30 тонн из 300 стартовых, это значит что при фантастическом весовом совершенстве агрегата и соответственно потраченных деньгах, импульс движков на Его SSTO жалкие 390-400 секунд - что это за параша? Водород - точно говно импульс, метан не может такого, РД70х - на керосине+водороде, давать обещал 410 вакуумного и 460 водородного -т.е усредненно 430с. Это фигня ни туда, ни сюда, ни куда не вписывается или по физике или по смыслу.

•  Понравилось
• 1 пользователю это нравится.

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?

[Дедан]

И да - воздушный старт на тяжелом транспортнике (т.е. дозвуковом и на высотах до 10-12 км с нагрузкой) - это едва ли  - 500 м/с. От потребной дельты. Движки аналоги J-2T - импульс которых заявлен 435-440с. С 42 тоннами это я ошибся, помойму это Skylon. Проект Корона выведет вместе с собой на орбиту 11,5% стартовой массы. Воздушный старт в идеале (-500м/с)даст прибавку в 1,5% - т.е. ~5 тонн на 300 стартовой. Сколько из них будет ПН с учетом необходимых переделок конструкции - одному богу известно.
Так что ваши фантазии можете отложить в сторону, они уже посчитаны основными фантазерами Короны.

Вы плоховато выглядите.Может и есть у вас знания ,но соображаете вы плохо.
Начнём с нуля. Чем меньше скорость РН тем меньше её КПД (РАКЕТЫ!) вся энергия уходит в грохот ,струю и рассеивается а пространстве  Поэтому на подьем в 10 км и разгон до звука тратится почти треть массы первой ступени.Этому помогает противодавление атмосферы ,меньшая тяга и УИ.Для водорода потери больше чем скажем для керосинок.  Потому и в ходу  у амеров ТТУ. У Союза КПД 1 ступени по моим подсчётам 3% ,у Маска 7%
С увеличением скорости и высоты полёта всё меняется Растёт КПД,увеличивается тяга,где-то на 10% ,значительно увеличивается УИ. Начальный УИ У клиновоздушного РД вряд ли будет отличаться от Амерского водородника-339 пачальнын РД-704  на Н-10 км-418 .
Ну ,атеперь попробуйте посчитать  ИТОГО! и  сравните со своими жалкими 1,5%. УДАЧИ!
Кстати ,крепление горизонтальной РН в одной точке ,это инженерный ДЕБИЛИЗМ!!.

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36429
Сегодня в 13:03:03

Эх фантазии, одни фантазии.

Сразу такие далеко идущие цепочки.
Нет чтобы взять и с простого и реального начать, маленькие и простые ответы для себя. Например вроде:
"У Дельта 4, полностью водородной ракеты, двухступенчатой, жалкие 3.6-3.7%, и естественно без всяких возвращений.
... НО ВОТ  у корономаксов будет 5+ в одноступенчатом варианте, ещё может и возвращаемом, потому что..."
Но не просто из чистых фантазий в этом "потому что" исходить, а из прямых сравнений с Дельта 4. Или если она по каким-то причинам не нравится-с любой другой чисто водородной ракетой, которая реально была сделана и реально выводила нагрузку. А то вдруг это только у неё такой низкий %выведения по пн среди чисто водородных.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36430
Сегодня в 13:19:55

Жаль переохлаждённый водород больше чем на 7% уплотняться не хочет, а просто замерзает.

В принципе, это могло бы работать, если взять такую тончайшую фольгу как у Маска в Фалконе во второй ступени, но сделать так целиком всю ракету в 3-4 раза больше этой ступени
Если допустить что целиком всей ракете вдруг не нужна прочность больше чем только второй ступени невозвращаемой.
Если допустить что водорода уместится та же масса что и керосина в тот же объём.
Если допустить что получится сделать клиновоздушный двигатель с тягой к массе как у двигателя во второй ступени Фалкона, у которого этот показатель лучший в мире.
Если допустить что такая тончайшая фольга выдержит возвращение.

И конечно если вообще не рассматривать всё-всё почему у чисто водородных ракет, многоступенчатых, такие скромные %по пн получаются.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

Дем

• 
• Сообщения: 8,304

#36431
Сегодня в 13:27:07

Про 12 тонн нашел в вики - это некие "специальные схеме выведения"

Это двупуск - одна корона летит с ПН, вторая с дополнительным топливом для первой.

Поэтому на подьем в 10 км и разгон до звука тратится почти треть массы первой ступени.

Так самолёт на это потратит не меньше.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

Летать в космос необходимо. Жить - не необходимо.
B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36432
Сегодня в 13:40:12

Так самолёт на это потратит не меньше.

Там и ракета похоже потратит не меньше. Сначала падая с самолёта, потом или этот долгий манёвр во всё ещё плотной атмосфере и долгий полёт по неоптимальной траектории в этой же плотной атмосфере, или быстрое выруливание с перегрузками, прочности на которые непонятно откуда взяться в одноступенчатой ракете.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36433
Сегодня в 14:50:29

Кстати вдруг подумалось сразу одновременно и о ужасности решения применения ТТУ в ракетах, проектируемых изначально под применение с ними, а не как какая-то разовая переделка вывести буквально один раз что-то нерасчётное, и о воздушном старте-
Эксплуатирующие полностью твердотопливную ракету с воздушным стартом, не смогли сколь-нибудь значительно снизить цену запуска ниже чем у Фалкона, когда появилась конкуренция, при том что они выводят 400кг.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

Дедан

• 
• Сообщения: 221

#36434

Сегодня в 14:59:54

Дем. А сообразить? 12 т с возвратом,18т специальная система выведения..По"слухам"  самолёт в три раза меньше.

В7ВВ. Сложить 1+1 не получается? А может читать разучились?  РН в МАКС-Т по расчётам  Лозино-Лозинского должна выводить 18т  ПН при взлётной массе 275 т.
Всё-таки нужно знать предмет обсуждения.

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36435
Сегодня в 15:33:21

должна

Мне кажется она только должна "прикольной" выглядеть и "классной" по характеристикам на плакатиках которые, плакатики, рассчитаны на какую-то совсем уж "массовую" публику.

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36436
Сегодня в 16:16:11Последнее редактирование: Сегодня в 16:31:13 от garg

Дедан, вы таки по видимому сами крайне глупое создание не понимающее физику. Как считается импульс, дельта, КПД ракеты или чего там. Где у Маска 7%  чего от чего и куда. Я могу расписать  что аргументирую конкретно - вы можете? С сылками. Если таковых нет в сети, то по какой методе вы КПД ступени считаете? Формулы приведите, хотя бы словесно.
Вот ваши глюки личные по тому же МАКС - можно найти данные во первых начальный импульс на высоте 10 км - 390 с 3- компонента, в вакууме на 3-х компонентах 410 с. А при переключении на чисто водород-кислород импульс 460с. Откуда вы выкопали 418с ? Они вам приснились, приглючились, вы их расчитали?
 
Да и есть физика - НОО орбита - это скорость 7,8 км/с на высоте 200х200 км. Старт с самолета - 250 м/с своих  (горизонтальных или в лучшем случае  под 30 градусов к горизонту)+ 300/450 м/с - орбитального на широтах 51/0. Но есть потери на гравитацию, аэродинамику и управление. И потери на аэродинамику на высоте 10 км все еще огого предстоят, т.к. точка максимального сопротивления у ракет в среднем на высотах 30 км+/-.
Посчитайте потребную дельту на орбиту при этих условиях. ТВР начальный для короны известен максимум 1,5.
Только пожалуйста не от балды/магии/вашей крепкой убежденности. А по физике.
Есть небольшая простая подсказка - в грубом приближении можно считать что ракете с уровня моря надо 9200-9500 м/с для достижения НОО расчитанных для каждой ступени по вакуумному импульсу движков.
Расчет - по циолковскому. Но туточки надо понимать - сколько есть топлива и сколько остаточная масса каждой ступени вместе с следующими и ПН. Для 1-ступа все проще - учитывается только масса конструкции и ПН в конце вместе взятые.

Не могете в счет делюсь еще одним лайфхаком, но требующим минимального обращения с компом на ТЫ. Ставите себе Kerbal Space Programm. Накатываете мод на реальную солнечную систему и реальные двигатели и баки. И конструируете любой угодный душе аппарат - и проверяете - сколько и куда он довезет. И как.
Иногда может потребоваться мануальное исправление ТТХ двигателей и баков (если вас неустраивают не подходят имеющиеся модели) - тхт  файлы характеристик правятся в блокноте.
Вот смоделируете запишете ролик и сюда ссылочку выложите с указанием чего вы намоделировали. Тогда поверим.
Хотя боюсь все же проще выучить физику и математику вам будет.

А по факту вы так и не ответили:
Где вы взяли 12 тонн с возвратом? Тут уже написали - это тупо заправка. Т.е. не чистая разовая ПН которая внезапно жалкие  уже 5,5тонн (7 тонн отвалились уже - это не актуально).
Если вы знаете иное - ссылочку будьте любезны.
А если возразить нечего. То имеем Корона - 5,5 на НОО с земли. МАКС 5,5 тонн с самолета - многоразовые. А 18 тонн - это в расход пускать ракету. Точнее движки и баки причем баки совсем другой конструкции - такой заправкой вы много не съэкономите. Скорее наоборот.
А значит заправка короны для путешествия на луну превращается в опупею  с 50+ полетами заправщика. И внезапно для луны МНОГОРАЗОВАЯ корона превращается в ДВУХРАЗОВУЮ. Учитывая что многразовая корона дороже одноразового многоступенчатого тяжа или даже недосупертяжа, ии думаю прилично - то учитывая все сопутствующие проблемы такие как разработка сверхтяжелого самолета, самолетного оборудования подпитки ракеты - чтоб не выкипел водород пока самолет набирает высоту и летит к точке старта - этот цирк никому нахрен не будет нужен.

•  Понравилось
• 2 пользователям это нравится.

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36437
Сегодня в 16:36:17
Вообще, мне надоело развлекать такого жирного тролля. Придумаете что то интереснее, тоньше, тогда зовите.
Лучше чтоб провокация имела хоть что-то общее с реальностью

[Дедан]

должна

Мне кажется она только должна "прикольной" выглядеть и "классной" по характеристикам на плакатиках которые, плакатики, рассчитаны на какую-то совсем уж "массовую" публику.

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

Относительно весёлых картинок .Это вы как раз В тему. Только немного глуповато. Их кстати и для академиков рисуют,и для  главных конструкторов. Некоторые даже реальны. А у вас похоже:Гляжу в книгу-вижу фигу.
 Так ведь  больше не получается. Теоретически можно 6% ВЫЖАТЬ. Мои проценты ,это та часть энергии топлива пошедшая на разгон РН . Остальное в трубу.Инновации до вас просто не доходят. Простите. 

[Дедан]

Перенёс всю писанину в правильную тему.

[Дедан]

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

Давайте.Дельта Хэви. Начальное УИ 360,Конечное 415. У второй ступени такое же. Вы пишете  у РД-704 385 на Н-10 км .А далеко ли до вакуума с такой высоты и  скорости 250 м\сек. Конечный УИ 455!  Хеви пилить да пилить до 415 . Треть массы 1 ступени тратится на таковые же условия ВС. Потери УИ,тяги.Аэродинамические потери при ВС втрое меньше
По сравнении с РН стартующей с  Земли ССТО ВС при той же массе как бы на четверть тяжелее. Ну и пожалуй самое главное:На скорости 250 м\сек при том же импульсе  РН получает намного больше энергии чем при 3 м\сек. То есть кпд использования энергии топлива возрастает и растёт гораздо быстрее. В зависимости от начальной точки отсчёта.

[Темников Юрий]

Собственно дело в том,что ВС вырезает самую неэкономичную часть ракетного старта. По некоторым сведениям это экономит от 25 до 30 % массы топлива.Но даже это не самое главное. Сэкономленное топливо используется с гораздо большим КПД,чем при обычном старте. Отсюда 18 т ПН  при 300т  МАКСа-Т при ВС.
Собственно 34 т при использовании на НОО. Вот такие пироги. Может лучше использовать ,чем Сжигать в Атмосфере?