Давайте совершенствовать технику.

[Ворон]

Зомби, вы не поняли.

ЖРД на старте - самый затратный вариант по потребляемой массе топлива
Эффективнее просто стартовая ЖРД-ступень, классическая, зачем крылья?

 Крылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

 2) обеспечения многоразовости первой ступени для отработки её надёжности на порядки более объёмной, чем отработка обычных ракет.

[Ворон]

Ворону - не сожрут ;-) То есть сожрут, но не все ;-). У ВРД УИ по сравнению с ЖРД просто непредставимо велик - десятки и сотни км/с, сиречь дестяки тысяч 'секунд'. И тот обьем топлива, который ЖРД 'на один зуб', ТРД может растянуть надолго и превратить в тягу с бОльшей эффективностью. Особенно на малых скоростях и с большим количеством рабочего тела.

 Да, только не нужен после 2 махов, "собственно ТРД" достаточно "трубы где он находится".
 Более того, при скоростях выше 4М надо будет что-то сделать, чтобы этот самый "собственно ТРД" не сгорел.

[Ворон]

Выигрыш в степени многоразовости.

ТРД, наиболее напряженная часть системы, ЗНАЧИТЕЛЬНО многоразовее ЖРД. Чисто в силу меньшей напряженности.

Да. у него больше соотношение тяга-вес. Но ему и топлива надо меньше! Выходит баш на баш.

 По поводу многоразовости ЖРД, скажем так, "никто особо и не пытался".
 Не вижу почему принципиально ЖРД не может иметь ресурс как ТРД при условии межполётного обслуживания. Тем более, если рассматривать не время работы, а число полётов как критерий.

[Зомби. Просто Зомби]

Во-первых, если мы хотим иметь "союзовские" 410 тонн тяги для ностителя массой 300 тонн нам нужно "приблизительно" 27 МиГовских двигателей, каждый из которых имеет массу 2,5 тонны. (Это только двигатель, без воздухозаборника.)
 Двигатели будут иметь массу 67,5 тонн. Но это не самое плохое.

Откуда взялись "союзовские 410 тонн"?
АКР В РАЗЫ имеет МЕНЬШУЮ массу при той же ПН, чем обычная ракета

Как я и говорил, мы должны лететь по пологой траектории, для обеспечения достаточного количества воздуха для этих двигателей - по более пологой, чем вариант с крыльыми и ЖРД.

 Воздух нуже для ВРД, ВОЗДУХ.
 

Первая ступень на МиГовских движках может "отпустить" "нагрузку" на 2.5 махах, на... э... порядочной высоте
Это "медицинский факт", что ЕЩЕ надо?

[Зомби. Просто Зомби]

Крылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

[Ворон]

Во-первых, если мы хотим иметь "союзовские" 410 тонн тяги для ностителя массой 300 тонн нам нужно "приблизительно" 27 МиГовских двигателей, каждый из которых имеет массу 2,5 тонны. (Это только двигатель, без воздухозаборника.)
 Двигатели будут иметь массу 67,5 тонн. Но это не самое плохое.

Откуда взялись "союзовские 410 тонн"?
АКР В РАЗЫ имеет МЕНЬШУЮ массу при той же ПН, чем обычная ракета

Как я и говорил, мы должны лететь по пологой траектории, для обеспечения достаточного количества воздуха для этих двигателей - по более пологой, чем вариант с крыльыми и ЖРД.

 Воздух нуже для ВРД, ВОЗДУХ.
 

Первая ступень на МиГовских движках может "отпустить" "нагрузку" на 2.5 махах, на... э... порядочной высоте
Это "медицинский факт", что ЕЩЕ надо?

 Союзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

[Ворон]

Крылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

 Совершенно верно.

[Зомби. Просто Зомби]

Союзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

"Салфеточные" оценки, сделанные по вашей же информации дают союзовскую ПН для АКР с ГПВРД-ступенью стартовой массы порядка 100 тонн
Для "демонстрационной" АКР вполне достаточно получить ПН порядка тонны

[Зомби. Просто Зомби]

Крылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

 Совершенно верно.

Главное для специалиста - уметь высказываться весомо и неопределенно
С неопределенностью у вас уже получается, а весомость надо бы еще немножко подработать :roll:  :mrgreen:

[Старый]

Крылья нужны для того чтобы ими махать.

[Ворон]

Крылья нужны для:

 1) уменьшения гравитационных потерь;

Вам, конечно, видней, как специалисту :roll:  :mrgreen:

 Совершенно верно.

Главное для специалиста - уметь высказываться весомо и неопределенно
С неопределенностью у вас уже получается, а весомость надо бы еще немножко подработать :roll:  :mrgreen:

 Зомби, человек, который говорит, что через "полсекунды" ракета на горизонте - явно вообще никогда не видел старт ракеты, даже по телевизору.
 Ну что тут ещё сказать.

[Ворон]

Союзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

"Салфеточные" оценки, сделанные по вашей же информации дают союзовскую ПН для АКР с ГПВРД-ступенью стартовой массы порядка 100 тонн
Для "демонстрационной" АКР вполне достаточно получить ПН порядка тонны

 Я так понял стартовая масса носителя 100 тонн?

 Оставим ГПВРД - нету его в природе, носитель стартует на ТРДД?

 Значит должен иметь тягу 130 тонн примерно для тяговооруженности сравнимой с Союзом. Необходимо 8 двигателей вроде двигателя МиГ-31 с тягой 15 тонн. Это "21 тонна двигателей".

 Итак, 21 тонна двигателей, 80 тонн - вторая и третья ступени.
 Получаем массу топлива первой ступени - (-1) - "минус одна" тонна.

[STEP]

Крылья нужны для того чтобы ими махать.

А! Вот и Старый пробежали!

Уж коль Вы сюда зашли, так предложили бы идею, которую по вашему мнению можно разрабатывать. А то все обругиваете и обругиваете... :?
И если можно, то с простейшими расчетами, как тут в нашей теме принято

[Ворон]

Крылья нужны для того чтобы ими махать.

А! Вот и Старый пробежали!

Уж коль Вы сюда зашли, так предложили бы идею, которую по вашему мнению можно разрабатывать. А то все обругиваете и обругиваете... :?
И если можно, то с простейшими расчетами, как тут в нашей теме принято

 Совершенно верно STEP, за счёт разных "тонкостей" можно выиграть проценты, может десятки процентов, но не "разы".

 Моё предложение на это и основывается - я не считаю, что носитель с горизонтальным стартом будет иметь бОльшую ПН, я делаю упор на технологичности и отработке.
 

[Зомби. Просто Зомби]

Союзовская скорость разделения - 1763 м/с на высоте 46 километров.
 Общая масса второй и третьей ступени 80-100 тонн.

 Покажите численно, что вы дотащите каким-то образом с бОльшей эффективностью эти 80 (пусть) тонн на такую высоту при такой скорости.

"Салфеточные" оценки, сделанные по вашей же информации дают союзовскую ПН для АКР с ГПВРД-ступенью стартовой массы порядка 100 тонн
Для "демонстрационной" АКР вполне достаточно получить ПН порядка тонны

 Я так понял стартовая масса носителя 100 тонн?

 Оставим ГПВРД - нету его в природе, носитель стартует на ТРДД?

 Значит должен иметь тягу 130 тонн примерно для тяговооруженности сравнимой с Союзом. Необходимо 8 двигателей вроде двигателя МиГ-31 с тягой 15 тонн. Это "21 тонна двигателей".

 Итак, 21 тонна двигателей, 80 тонн - вторая и третья ступени.
 Получаем массу топлива первой ступени - (-1) - "минус одна" тонна.

А кто-то тут недавно "Ишим" пропагандировал? :roll:
 :wink:  :mrgreen:

[Зомби. Просто Зомби]

Зомби, человек, который говорит, что через "полсекунды" ракета на горизонте - явно вообще никогда не видел старт ракеты, даже по телевизору.
 Ну что тут ещё сказать.

Для разделения ступеней АКР есть "базовый" нулевой вариант: выключение двигателей обеих ступеней и стягивание первой со второй аэродинамическим торможением - например
В ЛЮБОМ случае эта - вероятно достаточно непростая техническая проблема, - очевидно является так или иначе РЕШАЕМОЙ и НЕ СОДЕРЖИТ каких-либо ПРИНЦИПИАЛЬНЫХ трудностей
А потому мне - как метафизику :roll: , - не особенно интересна
 :twisted:  :mrgreen:

[Ворон]

Зомби, вы когда "шишки" курите, вы телефон с модемом в форточку выбрасывайте, а?

[Дем]

Так вот - предлагаю для гиперзвука забить на то, что в воздухе есть кислород, воздух для нас - просто инертное рабочее тело, которое мы греем и ускоряем.
Т.е. взлетаем на ТРД, разгоняемся до сверхзвука, а потом сразу на ЖРД. Но ЖРД не простой, а в "трубе"

 :cry: Это называется инжектор. Представляет некоторые преимущества на дозвуке. При сверхзвуковом движении не работает.  Описано в популярной литературе. :!:

Инжектор - на любой скорости работает. Иначе как топливо в сверзвуковой движок попадает?

[Дмитрий В.]

STEP попросил высказаться по теме. Высказываюсь.
Цель совершенствования РН – снижение стоимости выведения 1 кг ПН (или стоимости транспортной программы) при заданной (достаточно высокой) надежности. Из этого и исходим.
1.Крылья и ВРД.
Крыло может использоваться в 2-х целях (ИМХО, конечно): обеспечение горизонтального взлета (неважно с ЖРД или ВРД), либо обеспечение спасения 1-й ступени при вертикальном старте. Что дает крыло, и что мы из-за него теряем?
А)Очевидно, что при горизонтальном старте масса крыла пропорциональна стартовой массе РН и составляет около 5-8% от стартовой массы (дельтавидное многолонжеронное крыло с лонжеронами перпендикулярными продольной оси фюзеляжа с удлинением 1,5-2,0). Принимаем: удельная нагрузка на крыло P0= 500 кг/кв.м., плотность воздуха у земли ro=1,225 кг/куб.м., Су=1,2 (очень неплохо для дельтавидного крыла), скорость в момент отрыва от ВПП V0=150 м/с, набор высоты производится с постоянным углом наклона траектории TETA= 20 град (оптимальное значения при выведении на круговую орбиту с Н=200 км), угол атаки ALF = 10 град (максимальный Су достигается для дельтавидного крыла при довольно больших углах атаки, однако ограничим его 10 градусами для уменьшения лобового сопротивления), пренебрегаем вращением и кривизной Земли. При этих допущениях и исходных данных потребную минимальную тяговооруженность N0 горизонтально стартующей РН можно рассчитать по приближенной формуле:

N0 = COS(TETA)/ALF –Cy*ro*V0*VO*ALF/2/P0/9.81 = 2,01 (ого!), все углы, естественно, в радианах.
Если использовать для горизонтально стартующей РН ВРД (удельная масса которых на порядок выше, чем у ЖРД), то можно предположить, что массовое совершенство крылатого блока 1-й ступени будет очень низким. А гравитационные потери? При использовании ЖРД (с временем работы 1-й ступени около 150 сек) они составят около 500 м/с (грубо), а при использовании ВРД (УИ, а значит и время работы ДУ, на порядок –ну, ладно, может раз в 5-10 в зависимости от типа ВРД - выше чем у ЖРД, о чем справедливо напомнил Ворон) – уже 2500-5000м/с!!!  Можно, конечно использовать и крыло большого удлинения, но, увы, только при дозвуковых скоростях (кстати, такое крыло будет раза в 1,5 тяжелее дельтавидного).
Б) Для вертикально стартующей РН (крылатой) ситуация несколько лучше: тяговооруженность от 1,25 до 1,8, масса крыла пропорционально конечной массе ступени (в несколько раз меньше чем при горизонтальном старте).
Это все, скажем так, баллистика. А что имеем в плане конструкции? Во-первых, одноразовую ступень крылатой делать не имеет смысла – слишком дорого! Значит, «крылатость» эквивалентна «многоразовости». Многоразовую ступень надо еще «обложить» теплозащитой (без теплозащиты можно обойтись, если ступень работает до 3,5 Махов). А это тоже масса (масса ТЗП в первом приближении пропорциональна конвективному теплопотоку и пощади плановой проекции ступени. Для справки, масса ТЗП «Бурана», не имевшего очень объемистых топливных баков, составляла более 8 т). Масса и СТОИМОСТЬ! Во-вторых, крыло надо «присобачить»  к фюзеляжу. Многолонжеронное крыло требует наличия центроплана, который весьма затруднительно пропустить через несущий топливный бак (замена центроплана силовыми шпангоутами ведет к резкому росту массы конструкции). Значит, крыло можно применять только в низкопланной схеме с хитрой системой подвески к фюзеляжу, допускающей относительные перемещения для компенсации механических и температурных перемещений. Либо – применять подвесные баки внутри фюзеляжа, к которому крыло и крепится. А это – ОПЯТЬ МАССА И СТОИМОСТЬ!!!. Так что, мое личное резюме, КРЫЛЬЯ – ДОЛОЙ! Так же как и ВРД, применение которых требует полета с большими скоростными напорами, что ведет к росту массы конструкции и ТЗП.
2.Что предлагаю лично я? Не вдаваясь в конкретику, но опираясь на личный опыт работы в ракетостроении, моя концепция проектирования РН сводится к следующему:
А)Если поставленную задачу можно решить модернизацией существующей РН, то новую РН лучше не проектировать.
Б)РН должна быть одноразовой (при текущем и на ближайшие обозримое будущее техническом уровне, см. мое ИМХО по данному вопросу в http://www.buran.ru/htm/memory26.htm).
В)РН должна состоять из минимального числа максимально больших блоков (минимизация массы конструкции).
Г)РН должна быть двухступенчатой (ЖРД) или трехступенчатой (РДТТ), что снижает стоимость разработки, производства (которые в первом приближении пропорциональны стартовой массе, массе сухих блоков, количеству ступеней и их сложности) и эксплуатации (чем меньше ступеней, тем проще их заправлять, кроме того, сокращается количество оплачиваемых зон отчуждения под поля падения).
Д)Если отсутствуют транспортные ограничения на размеры блоков – проектируем классический тандем. Если ограничения есть, то: для РН с ПН до 15 т выбираем тандем с диаметром блоков до 4,1 м (транспортировка по ЖД или в «брюхе» Ан-124); для РН с ПН до 20-35 т выбираем «протоновскую» схему; для РН с ПН более 35 т – классическую пакетную схему с запуском ЖРД обеих ступеней на старте. Схема с переливом топлива неплоха, но применима, в основном, для РН пакетной компоновки и не дает принципиального выигрыша в «мю ПН» (10-15% по сравнению с «классическим пакетом» при прочих равных условиях) при существенном усложнении конструкции.
Е)Желательно использовать на вновь разрабатываемой РН ЖРД, уже освоенных в производстве (или с небольшой модернизацией). Причем, желательно унифицировать ЖРД 1-й и 2-й ступени.
Ж)Желательно выполнять блоки 1-й и 2-й ступени (тандем или керосиновый пакет») в одном диаметре (что позволяет унифицировать, а, значит, удешевить производственную оснастку).
З)По возможности использовать существующие стартовые комплексы.
И)Конкретные способы совершенствования существующих РН зависят от поставленных (и тоже конкретных) задач и располагаемых ресурсов (хм, не очень конкретно сформулировано, но данное положение следует рассматривать, как разумное ограничение бесконечно большого количества способов реализации РН).
Уф, надеюсь, не утомил?! Тем не менее, прошу прощения за пространный пост.
С уважением, Дмитрий В.

[Ворон]

Дмитрий В. чудес не бывает - у вас получилась тяговооруженность для горизонтального старта больше, чем у вертикального.
 И как это Ту-160 взлетает с тяговооруженностью меньше 1?

 Кстати, какая там была теплозащита у рутановской "птички"? Вот примерно такая и нужна. (Никакой.)  

 Кстати, практически все боевые ракеты крылатые в той или иной мере - очевидно, их создатели не знают, что крылатые ракеты это "дорого".