Лучший тип РН СЛК(250 кг на НОО) для РФ. Варианты добавляются

[Дем]

Сделать-то возможно. о после этого останется вопрос: а может ли эта многоразовая вторая ступень хоть что-то вывести на орбиту?

Сможет, просто потеря ПН по сравнению с одноразом будет не в два раза как у тяжёлых, а больше, может даже в 5-10 раз.

[Дем]

Вы утверждали, что
цитата:

одноступ для слк дешевле двуступа в разработке, производстве и эксплуатации.

Я спросил, верно ли это для других классов.
И что? Верно или нет?
Или для СЛК тоже не верно? И ваше первоначальное утверждение лишь ложное предположение?

ИМХО, одноступ дешевле максимум на 25%. В то же время падение ПН в разы.

[Бичпакет]

Не знаю, там разве высокое динамическое давление? Оно даже на Max-Q около 0,3атм. Я думаю 0,1атм хватит, ну а если и не хватит, то щит всегдв можно подсдуть перед посалкой

Так 0.3атм больше, чем 0.1атм в 3 раза. Не сдует щит?

Я ж говорю, перед посадкой щит можно сдуть до 0,1. А на высоте держать больше

[Бичпакет]

ИМХО, одноступ дешевле максимум на 25%. В то же время падение ПН в разы.

Во-во! Одноступы даже на больших ракетах нерабочие. А маленькая ракета всегда тяжелее на кг топлива, и dV ей нужно больше (аэродинамические потери выше на 50-150 м/с)

[Кот Бегемот]

Во-во! Одноступы даже на больших ракетах нерабочие. А маленькая ракета всегда тяжелее на кг топлива, и dV ей нужно больше (аэродинамические потери выше на 50-150 м/с)

Не все так однозначно...А если одноступ многоразовый?Ракета автоматически становится полностью многоразовой системой.Вот как "Зея" например.

Спойлер

[/color]

Одноступенчатая многоразовая ракета «Зея»


Стоимость выведения на орбиту космических аппаратов пока очень велика. Это объясняется высокой стоимостью ракетных двигателей, дорогой системой управления, дорогими материалами, используемыми в напряженной конструкции ракет и их двигателей, сложной и, как правило, дорогостоящей технологией их изготовления, подготовки к пуску и, главным образом, их одноразовым использованием.
Доля стоимости носителя в общей стоимости запуска космического аппарата бывает разной. Если носитель серийный, а аппарат уникальный, то около 10%. Если наоборот — может достигать 40% и более. Это очень дорого, и поэтому возникла мысль, создать ракету-носитель, которая, подобно воздушному лайнеру, взлетала бы с космодрома, совершала полет на орбиту и, оставив там спутник или космический корабль, возвращалась на космодром.
Первой попыткой реализации такой идеи было создание системы «Спейс шаттл». На основании анализа недостатков одноразовых носителей и системы «Спейс шаттл», который сделан Константином Феоктистовым (К. Феоктистов. Траектория жизни. Москва: Вагриус, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Глава 8. Ракета как самолет), складывается представление о качествах, которыми должна обладать хорошая ракета-носитель, обеспечивающая доставку на орбиту полезного груза с минимальными затратами и с максимальной надежностью. Она должна быть системой многоразового использования, способной совершать 100–1000 полетов. Многоразовость нужна как для снижения затрат на каждый полет (расходы на разработку и изготовление распределяются на количество полетов), так и для повышения надежности выведения полезного груза на орбиту: каждая поездка на автомобиле и полет самолета подтверждают правильность его конструкции и качественное изготовление. Следовательно, можно снижать затраты на страхование полезного груза и страхование самой ракеты. По-настоящему надежными и недорогими в эксплуатации машинами могут быть только многоразовые — такие, как паровоз, автомобиль, самолет.
Ракета должна быть одноступенчатой. Это требование, как и многоразовость, связано и с минимизацией расходов, и с обеспечением надежности. Действительно, если ракета многоступенчатая, то даже если все ее ступени благополучно возвращаются на Землю, то перед каждым стартом их надо собирать в единое целое, а проверить правильность сборки и функционирования процессов разделения ступеней после сборки невозможно, так как при каждой проверке собранная машина должна рассыпаться. Не испытываемые, не проверяемые на функционирование после сборки, соединения становятся как бы одноразовыми. И пакет, соединенный узлами с пониженной надежностью, тоже становится в какой-то степени одноразовым. Если ракета многоступенчатая, то расходы на ее эксплуатацию больше, чем на эксплуатацию одноступенчатой машины по следующим причинам:

• Для одноступенчатой машины не требуются расходы на сборку.
• Не нужно выделять на поверхности Земли районы приземления для посадки первых ступеней, а следовательно, не нужно платить за их аренду, за то, что эти районы не используются в хозяйстве.
• Нет необходимости платить за транспортировку первых ступеней к месту старта.
• Заправка многоступенчатой ракеты требует более сложной технологии, большего времени. Сборка пакета и доставка ступеней к месту старта не поддаются простейшей автоматизации и, следовательно, требуют участия большего количества специалистов при подготовке такой ракеты к очередному полету.

Ракета должна использовать в качестве топлива водород и кислород, в результате горения которых на выходе из двигателя образуются экологически чистые продукты сгорания при высоком удельном импульсе. Экологическая чистота важна не только для работ, проводимых на старте, при заправке, в случае аварии, но и в не меньшей степени во избежание вредного воздействия продуктов сгорания на озоновый слой атмосферы.
Среди самых проработанных проектов одноступенчатых космических аппаратов за рубежом стоит выделить Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Roton. Если Skylon и X-33 — это крылатые аппараты, то DC-X и Roton это ракеты вертикального взлета и вертикальной посадки. К тому же, оба они дошли до создания тестовых образцов. Если у Roton был только атмосферный прототип для отработки посадки на авторотации, то прототип DC-X совершил несколько полетов на высоту несколько километров на жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) на жидких кислороде и водороде.
Техническое описание ракеты «Зея»
Для радикального снижения стоимости выведения грузов в космос «Лин Индастриал» предлагает создать ракету-носитель (РН) «Зея». Это одноступенчатая, многоразовая транспортная система с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой. В ней используются экологически безопасные и высокоэффективные компоненты топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — жидкий водород.
РН состоит из бака окислителя (над которым размещается теплозащитный экран для входа в атмосферу и ротор системы мягкой посадки), отсека полезной нагрузки, приборного отсека, бака горючего, хвостового отсека с двигательной установкой и посадочного устройства. Баки горючего и окислителя — сегментально-конические, несущие, композитные. Наддув бака горючего осуществляется за счет газификации жидкого водорода, а бака окислителя — за счет сжатого гелия из баллонов высокого давления. Маршевая двигательная установка состоит из 36 расположенных по окружности двигателей и сопла внешнего расширения в виде центрального тела. Управление во время работы маршевого двигателя по тангажу и рысканию осуществляется с помощью дросселирования диаметрально расположенных двигателей, по крену — с помощью восьми двигателей на газообразных компонентах топлива, расположенных под отсеком полезной нагрузки. Для управления на участке орбитального полета используются двигатели на газообразных компонентах топлива.
Схема полета «Зеи» следующая. После выхода на опорную околоземную орбиту, ракета, если это необходимо, производит орбитальные маневры для выхода на целевую орбиту, после чего, открыв отсек полезной нагрузки (массой до 200 кг), отделяет ее.



В течение одного витка по околоземной орбите с момента старта, выдав тормозной импульс, «Зея» совершает посадку в районе космодрома пуска. Высокая точность посадки обеспечивается за счет использования аэродинамического качества, создаваемого формой ракеты, для бокового маневра и маневра по дальности. Мягкая посадка осуществляется за счет снижения с использованием принципа авторотации и восьми посадочных амортизаторов.

Экономика
Ниже приведена оценка сроков и стоимости работы до первого пуска:

• Аванпроект: 2 месяца — €2 млн
• Создание двигательной установки, разработка композитных баков и системы управления: 12 месяцев — €100 млн
• Создание стендовой базы, постройка прототипов, подготовка и модернизация производства, эскизный проект: 12 месяцев — €70 млн
• Отработка узлов и систем, испытания прототипа, огневые испытания летного изделия, технический проект: 12 месяцев — €143 млн

Итого: 3,2 года, €315 млн
По нашим оценкам, себестоимость одного пуска составит €0,15 млн, а стоимость межполетного обслуживания и накладных расходов — около €0,1 млн за межпусковой период. Если установить цену запуска в €35 тыс. за 1 кг (при себестоимости €1250/кг), что близко к цене запуска на ракете «Днепр» для иностранных заказчиков, то весь пуск (200 кг полезной нагрузки) обойдется заказчику в €7 млн. Таким образом, проект окупится за 47 пусков.
Вариант «Зеи» с двигателем на трех компонентах топлива
Еще один способ увеличить эффективность одноступенчатой РН — переход на ЖРД с тремя компонентами топлива.
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании водорода в качестве горючего, и более высокую усредненную плотность топлива (а, следовательно, меньший объем и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель.
В нашей стране были разработаны трехкомпонентные двигатели РД-701, РД-704 и РД0750, однако они не были доведены до стадии создания опытных образцов. НПО «Молния» в 1980-х разработала Многоцелевую авиационно-космическую систему (МАКС) на ЖРД РД-701 с топливом кислород + керосин + водород. Расчеты и конструирование трехкомпонентных ЖРД велись и в Америке (см., например, Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, авторов James A. Martin и Alan W. Wilhite, опубликованную в мае 1979 года в American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).
Мы полагаем, что для трехкомпонентной «Зеи» вместо традиционно предлагаемого для подобных ЖРД керосина следует использовать жидкий метан. На это есть множество причин:

• «Зея» в качестве окислителя использует жидкий кислород, кипящий при температуре -183 градуса Цельсия, то есть в конструкции ракеты и заправочного комплекса уже используется криогенное оборудование, а значит не будет принципиальных сложностей в замене бака керосина на бак метана при -162 градусах Цельсия.
• Метан по эффективности превосходит керосин. Удельный импульс (УИ, мера эффективности ЖРД — отношение создаваемого двигателем импульса к расходу топлива) топливной пары метан + жидкий кислород превосходит УИ пары керосин + жидкий кислород примерно на 100 м/с.
• Метан дешевле керосина.
• В отличие от керосиновых в двигателях на метане почти отсутствует коксование, то есть, проще говоря, образование трудно удаляемого нагара. А, значит, такие двигатели удобнее использовать в многоразовых системах.
• При необходимости метан можно заменить схожим по характеристикам сжиженным природным газом (СПГ). СПГ почти полностью состоит из метана, обладает схожими физико-химическими характеристиками и немного проигрывает чистому метану по эффективности. При этом СПГ в 1,5–2 раза дешевле керосина и намного доступнее. Дело в том, что Россия покрыта обширной сетью газопроводов с природным газом. Достаточно отвести ветку к космодрому и построить небольшой комплекс по сжижению газа. Также в России построен завод по производству СПГ на Сахалине и два малотоннажных комплекса по сжижению в Санкт-Петербурге. Планируется постройка еще пяти заводов в разных точках РФ. При этом для производства ракетного керосина нужны особые сорта нефти, добытые на строго определенных месторождениях, запасы которых в России истощаются.

Схема работы трехкомпонентной РН следующая. Вначале сжигается метан — топливо с высокой плотностью, но сравнительно небольшим удельным импульсом в пустоте. Затем сжигается водород — топливо с низкой плотностью и максимально высоким удельным импульсом. Оба вида топлива сжигаются в единой двигательной установке. Чем выше доля топлива первого типа, тем меньше масса конструкции, но тем больше масса топлива. Соответственно, чем выше доля топлива второго вида, тем меньше потребный запас топлива, но тем больше масса конструкции. Следовательно, можно найти оптимальное соотношение между массами жидких метана и водорода.
Мы провели соответствующие расчеты, приняв коэффициент топливных отсеков для водорода равным 0,1, а для метана — 0,05. Коэффициент топливных отсеков — это отношение конечной массы топливного отсека к массе располагаемого запаса топлива. В конечную массу топливного отсека включаются массы гарантийного запаса топлива, невырабатываемые остатки компонентов ракетного топлива и масса газов наддува.
Расчеты показали, что трехкомпонентная «Зея» будет выводить на низкую околоземную орбиту 200 кг полезной нагрузки при массе своей конструкции в 2,1 т и стартовой массе 19,2 т. Двухкомпонентная «Зея» на жидком водороде сильно проигрывает: масса конструкции — 4,8 т, а стартовая масса — 37,8 т.

https://spacelin.ru/proekty/odnostupenchataya-mnogorazovaya-raketa-zeya/

[свернуть]

[cross-track]

Не знаю, там разве высокое динамическое давление? Оно даже на Max-Q около 0,3атм. Я думаю 0,1атм хватит, ну а если и не хватит, то щит всегдв можно подсдуть перед посалкой

Так 0.3атм больше, чем 0.1атм в 3 раза. Не сдует щит?

Я ж говорю, перед посадкой щит можно сдуть до 0,1. А на высоте держать больше

А какой толщины воздушная прослойка щита? Хватит для того, чтобы уберечь сопла двигателей от сминания?

[Дем]

Не все так однозначно...А если одноступ многоразовый?

То он вообще ПН только теоретически выведет, даже на НОО

[Кот Бегемот]

То он вообще ПН только теоретически выведет, даже на НОО

200кг для сверхлегкой ССТО с мст. 19т.~1% от стартовой массы.Норм.

[Бичпакет]

полностью многоразовой системой.Вот как "Зея" например

Спойлер

Зея хорошая ракета, как и Корона. Мне нравится

[Владимир Шпирько]

полностью многоразовой системой.Вот как "Зея" например

Спойлер

Зея хорошая ракета, как и Корона. Мне нравится

Прибор должен работать не в принципе, а в корпусе.... Зея и Корона - это не ракеты. Это прожекты.

На мой скромный взгляд... малые, а тем более сверхмалые носители специально не нужны.  Это либо утилизация ОТР и МБР,  либо "кружок из дома пионеров" - студенческие разработки.

[Бичпакет]

На мой скромный взгляд... малые, а тем более сверхмалые носители специально не нужны.  Это либо утилизация ОТР и МБР,  либо "кружок из дома пионеров" - студенческие разработки

Ну 45-футовый контейнер это точно не сверхмалая. На метанчике, в один контейнер влезет тонн 35-40. В 2 контейнера (1ст + 2ст) может и 50 тонн влезет. 50×0,015=0,75т ПН

[wisefilinn]

Ну 45-футовый контейнер это точно не сверхмалая.

А какой у вас критерий сверхмалой РН?

[Бичпакет]

Ну 45-футовый контейнер это точно не сверхмалая.

А какой у вас критерий сверхмалой РН?

100 кг? Возможно 300. А 500+ это уже просто "малая", на мой взгляд. От 500кг до 5т

[Pretiera]

Вы утверждали, что
цитата:

одноступ для слк дешевле двуступа в разработке, производстве и эксплуатации.

Я спросил, верно ли это для других классов.
И что? Верно или нет?
Или для СЛК тоже не верно? И ваше первоначальное утверждение лишь ложное предположение?

ИМХО, одноступ дешевле максимум на 25%. В то же время падение ПН в разы.

С чего вдруг и относительно чего? Относительно массы топлива? 
Не аргумент, расход сухой массы больше влияет на стоимость, в лёгком классе рост же стартовой массы не будет критичным. Оценочно + 15-20% от двуступа. 

[Дем]

С чего вдруг и относительно чего? Относительно массы топлива?

Относительно двуступа той же стартовой массы.
У одноступа:
1) Движки внизу те же самые и в том же количестве.
2) система управления та же самая.
3) нет движка второй ступени
4) сухая масса (баков) меньше на четыре донышка и межступень
Последние два пункта более чем на 1/4 цены не тянут. А даже скорей ещё вдвое меньше.

[Pretiera]

С чего вдруг и относительно чего? Относительно массы топлива?

Относительно двуступа той же стартовой массы.
У одноступа:
1) Движки внизу те же самые и в том же количестве.
2) система управления та же самая.
3) нет движка второй ступени
4) сухая масса (баков) меньше на четыре донышка и межступень
Последние два пункта более чем на 1/4 цены не тянут. А даже скорей ещё вдвое меньше.

А та же стартовая не обязательно

[Pretiera]

С чего вдруг и относительно чего? Относительно массы топлива?

Относительно двуступа той же стартовой массы.
У одноступа:
1) Движки внизу те же самые и в том же количестве.
2) система управления та же самая.
3) нет движка второй ступени
4) сухая масса (баков) меньше на четыре донышка и межступень
Последние два пункта более чем на 1/4 цены не тянут. А даже скорей ещё вдвое меньше.

Ещё проще и выгоднее реализуется бак на давлении см Атлас

[Владимир Шпирько]

На мой скромный взгляд... малые, а тем более сверхмалые носители специально не нужны.  Это либо утилизация ОТР и МБР,  либо "кружок из дома пионеров" - студенческие разработки

Ну 45-футовый контейнер это точно не сверхмалая. На метанчике, в один контейнер влезет тонн 35-40. В 2 контейнера (1ст + 2ст) может и 50 тонн влезет. 50×0,015=0,75т ПН

Длина ТПК "Тополя" - 23м. = 75футов.  Но там ракета в сборе.  РН Старт выводила до 530кг на НОО. 
Можно разделить на 1ступень и 2,3 ступень и ПН  и поместить а 40фунтовый контейнер. Но зачем её возить по частям?  ТПК - это уже и пусковая - Транспортно-Пусковой Контейнер. 
Если же надо сверхмалую <100кг. Используем вообще ОТР. Они в основном одноступенчатые. поэтому вторую ступень придется проектировать. 

[Дем]

А та же стартовая не обязательно

Ну это чисто для сравнения.

[Бичпакет]

Появилась идея закупить задёшево (по цене металлолома) у Роскосмоса 10 протонов со склада. Они там лежат, томятся, и наверняка будут тупо утилизированны в итоге. Вот нужно возглавить этот процесс! 
Предлагаю создать компанию ООО "Святогор", можно и ЗАО "Святогор", ЗАО звучит надёжнее, нет ассоциаций с однодневками.
Далее. Закупаем по цене металлолома 10 протонов. И на этой основе появляется возможность по цене СЛК запускать ТК. Правда не более 10 раз (а скорее не более 8, два пуска будут испытательные). Но вон Союз 2-в тоже своё отлетал по такой же "складской схеме", и ничего.
Сложный вопрос - как получать всякие лицензии на вонючку эту сраную, и как договариваться с казахами. Тут я предлагаю задействовать новое горючее - Алкил, он же Бутазин, он же Буцетам. Алкил это вам не Гептил! Токсичность обещает быть в разы ниже, может и в десятки раз. А по УИ покажет уверенный рост (3 сек?)
Но потребуется внимательный анализ этого вопроса, чтобы качественно перевести вонючие двигатели на Буцетам.

Есть ли желающие участвовать в предприятии?