Давайте совершенствовать технику.

[X]

Тяга ракетоплана составляет около одной десятой веса, чтобы сопротивление не сьело энергию, оно должно быть около одной десятой тяги. А это возможно только при аэродинамическом качестве - 100., или около этого... Ибо Су равно Сх на качество, Сх равно одной десятой тяги, а Су равно весу аппарата...тяга равна одной десятой веса, впрочем можно и увеличивать, но выигрыш уменьшается.

Еще Королев был заинтересован маломощными движками выводить Н1, но с ракетопланом у него видимо не вышло, ибо расчеты требуют высокого аэродинамического качества и большой площади крыльев, потому и не пошло видимо, а мы повторяем за ним...

Прямоточники не имеют смысла из-за низкого КПД, и узкого диапазона рабочих скоростей, турбореактивные разработать очень долго и дорого, так что тоже все пролетает, остаются только ракеты, но для тяжелых ракет нужны сверхмощные двигатели, а их никто не умеет делать, сделать можно, но проблематично...

[Ворон]

Не путайте форсирование и форсаж.  :roll: Форсаж - дожигание воздуха в форсажной камере (после турбины)в явно неэкономичном режиме, лишь бы выжать тягу любой ценой.  :twisted: Форсирование - в первую очередь повышение давления в камере сгорания (до турбины) и температуры горения. Допустимые пределы определяются стойкостью турбины.
Более низкие характеристики определяются во-первых тем, что газ в турбине тяжелее сжимать,чем жидкость (ниже КПД), во вторых более низкими параметрами в камере сгорания. В ЖРД давление до250 атм. и выше, температура до 4000 градусов. В ВРД примерно на порядок меньше. Кроме того 80 % воздуха составляет инертный азот.
По поводу воздуха - маловато его на высоте. Но не надо забывать, что расход пропорционален не только сечению, но и скорости. Хоть какое-то утешение.

 ИМХО если в ТРД сделать давление в КС 250 атмосфер у него вообще мощности ни на что, кроме сжатия воздуха не останется.  

 Да, расход пропорционален скорости, а скоростной напор - её Квадрату. Если плотность упала в два раза, мы должны лететь при скоростном напоре в два раза больше и т. д.

[Ворон]

Тяга ракетоплана составляет около одной десятой веса, чтобы сопротивление не сьело энергию, оно должно быть около одной десятой тяги. А это возможно только при аэродинамическом качестве - 100., или около этого... Ибо Су равно Сх на качество, Сх равно одной десятой тяги, а Су равно весу аппарата...тяга равна одной десятой веса, впрочем можно и увеличивать, но выигрыш уменьшается.

Еще Королев был заинтересован маломощными движками выводить Н1, но с ракетопланом у него видимо не вышло, ибо расчеты требуют высокого аэродинамического качества и большой площади крыльев, потому и не пошло видимо, а мы повторяем за ним...

Прямоточники не имеют смысла из-за низкого КПД, и узкого диапазона рабочих скоростей, турбореактивные разработать очень долго и дорого, так что тоже все пролетает, остаются только ракеты, но для тяжелых ракет нужны сверхмощные двигатели, а их никто не умеет делать, сделать можно, но проблематично...

 Зачем это нам такое "безобразие" - тяга 0,1 от массы?

 Это хуже нормального самолёта, у которого тяжелые ТРД.

 Оптимальная тяговооруженность около 2.

[X]

Тяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

одна десятая для тяжелых и грузовых самолетов нормальная в горизонтальном полете, или немного больше на старте

[Ворон]

Тяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

одна десятая для тяжелых и грузовых самолетов нормальная в горизонтальном полете, или немного больше на старте

 Для МБР с компактной ПН считается оптимальной тяговооруженность 1,8-2 для обычных ракет она меньше по простейшей причине - ракета не может лететь при больших скоростных напорах как самолёт. Самолёт статически устойчив, чем больше скоростной напор, тем больше его устойчивость, ракета же стабилизируется системой управления с помощью двигателей.
 МиГ-31, например, может лететь со скоростью 1500 м/с у земли - 416,7 м/с при этом скоростной напор 10,6 тонны на квадратный метр.

 Есть ещё один фактор, почему тяговооруженность ракеты меньше 2 - для достижения такой тяговооруженности надо ставить более мощную двигательную установку, грубо говоря "ещё двигатели".
 На одноразовом носителе они разрушаются, что означает дополнительные затраты.
 Я же рассматриваю многоразовый носитель, где дополнительные двигатели возвращаются и многократно повторно используются.

[X]

Тяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

одна десятая для тяжелых и грузовых самолетов нормальная в горизонтальном полете, или немного больше на старте

Вы несколько запутались в расчетах. Для транспортных самолетов нормальная энерговооруженность 0,3-0,4, а 0,1 маловато даже для мотопланера. То, что сопротивление будет в 10 раз меньше тяги, еще не означает минимума потерь. Подсчитайте, сколько времени 1-я ступень с ускорением 0,1 g будет разгоняться до приличной скорости (2000 - 3000 м/с). За это время нарастут такие потери на аэродинамику...

[Cтарый]

Тяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

Это было бы слишком просто.

[Ворон]

Тяга 2 даже не для всех ракет бывает... С такой тягой можно взлетать вертикально без ВПП,

Это было бы слишком просто.

 Была такая штуковина Ту-121, ударная крылатая ракета с "упрощённым" ТРД, ресурс которого составлял 50 часов.

 Эта штуковина массой 35 тонн взлетала под углом 12 градусов с направляющей установленной на автомобиле, её вытаскивали ТТУ с общей тягой обеспечивающей ускорение в 4g, которые сбрасывались через 5 секунд.

 Так что можно и "с места" взлетать, но при тяге 2g это не очень удобно.

[Дем]

Если надо только дотянуть по мощности до высотного или скоростного потолка, то достаточно кислородной подпитки, не обязательно доводить дело до полного "превращения шортов в ЖРД" :mrgreen:

А потолка у нас нет, мы же на орбиту летим. И  ЖРД нам всё равно нужен.
Нужно просто правильно посчитать, когда эту ступень выгодней сбросить. Может и в самом деле "полного превращения" не потребуется. А может и надо.

Оптимальная тяговооруженность около 2.

Если у тебя на старте 2 - то когда топливо выработаешь сколько будет? Боеголовка-то железная, а космонавт не очень

[Пришелец]

Если у тебя на старте 2 - то когда топливо выработаешь сколько будет? Боеголовка-то железная, а космонавт не очень Smile

ВРД - это не ЖРД и тяга его с набором высоты уменьшается (по крайней мере об этом не однократно говорилось выше ). Можно попробовать отследить падение тяги и уменьшение массы топлива и не доводить перегрузку до "запредельной" (кстати, вот вам и еще один фактор для выбора "границы эффективности ступени с ВРД", ну и параметров разделения, естественно)  

[Зомби. Просто Зомби]

А потолка у нас нет, мы же на орбиту летим. И  ЖРД нам всё равно нужен.
Нужно просто правильно посчитать, когда эту ступень выгодней сбросить. Может и в самом деле "полного превращения" не потребуется. А может и надо.

Для "демо"-АКР потолок (по скорости) можно брать в 2.5 М
Если МиГ может достигать такой скорости, пусть и "без вооружения", то почему 50-тонная (не более) АКР с двойным комплектом двигателей и "сверхзвуковыми" (маленькими, посадочными) крыльями - нет?
В крайнем случае можно добавить кислородную подпитку в "крайнем" участке разгона, "довыжать" мощность
Вопрос: сколько из этих 50 тонн (стартовая тяговооруженность ~1.2, мало конечно, но... :roll: ) можно брать на "ракету"?
Если (грубо) 10 тонн двигатели, 5 - конструкция, еще 5 - керосин, то выходит 30 тонная ПН для ВРД-ступени
А если внести в эту ПН ПВРД-ступень (пусть даже всего получится 4 ступени, у нас же не "эксплуатационная", а "демонстрационная" ракета) со скоростным пределом в 4-6 М...
, то какая выйдет ПН на ЛЕО?

[Ворон]

А потолка у нас нет, мы же на орбиту летим. И  ЖРД нам всё равно нужен.
Нужно просто правильно посчитать, когда эту ступень выгодней сбросить. Может и в самом деле "полного превращения" не потребуется. А может и надо.

Для "демо"-АКР потолок (по скорости) можно брать в 2.5 М
Если МиГ может достигать такой скорости, пусть и "без вооружения", то почему 50-тонная (не более) АКР с двойным комплектом двигателей и "сверхзвуковыми" (маленькими, посадочными) крыльями - нет?
В крайнем случае можно добавить кислородную подпитку в "крайнем" участке разгона, "довыжать" мощность
Вопрос: сколько из этих 50 тонн (стартовая тяговооруженность ~1.2, мало конечно, но... :roll: ) можно брать на "ракету"?
Если (грубо) 10 тонн двигатели, 5 - конструкция, еще 5 - керосин, то выходит 30 тонная ПН для ВРД-ступени
А если внести в эту ПН ПВРД-ступень (пусть даже всего получится 4 ступени, у нас же не "эксплуатационная", а "демонстрационная" ракета) со скоростным пределом в 4-6 М...
, то какая выйдет ПН на ЛЕО?

 Маловато 5 тонн конструкции для того, чтобы закрепить 10 тонн двигателей, а так же всё остальное.

[Ворон]

Оптимальная тяговооруженность около 2.

Если у тебя на старте 2 - то когда топливо выработаешь сколько будет? Боеголовка-то железная, а космонавт не очень

 По ходу дела можно выключить пару двигателей.

 Сперва мы быстро разгоняемся набирая вертикальную скорость с достаточно большими потерями, потом траектрория становится более пологой, потери меньше, но мы уже имеем достаточно большую вертикальную скорость для набора высоты нужной для разделения.

[Ворон]

Вот упрощённая оценка такого режима. Его достоинство в том, что весь полёт происходит при боковых перегрузках меньших, чем на старте носителя.

Рассматривается следующее приближение — старт происходит сразу под начальным, достаточно большим углом к горизонту при высокой тяговооруженности, для быстрого набора вертикальной скорости. На первом участке полёт происходит под постоянным углом к горизонту.
После набора необходимой вертикальной скорости тяга направляется горизонтально и далее происходит разгон в горизонтальном направлении без набора дополнительной вертикальной скорости.
Горизонтальный взлёт и переход от одного режима к другому не рассматриваются для упрощения, аэродинамическое качество считается одинаковым, равным 4.
Для удельного импульса крылатой первой ступени берётся следующее приближение — на первом участке УИ равен УИ двигателя РД-107 у земли, на втором УИ РД-107 в пустоте.

Стартовая масса — 300 тонн, качество — 4.

1-й участок — тяговооруженность постоянная на всём участке = 2; удельный импульс 250 секунд = 2450 м/с.
Расходуется 100 тонн топлива, общая ХС1 = 2450*ln(300/200) = 993,4 м/с
Полёт происходит под углом 30 градусов к горизонту, тормозящая составляющая силы тяжести 0,5*g; тормозящая аэродинамическая сила — (1/4)*cos30 = 0,22*g, носитель облегчается и по ходу уменьшения его массы мы также уменьшаем подъёмную силу.
Общая тормозящая сила 0,72*g.

Скорость в конце 1-го участка — V1 = ХС1*(2-0,72)/2 = 993,4*1,28/2 = 635,8 м/с.
Горизонтальная составляющая — V1г =V1*cos30 = 550,6 м/с. Вертикальная составляющая —  V1в = V1*sin30 = 317,9 м/с.
Время прохождения 1-го участка — Т1 = ХС1/(2*g) = 993,4/(2*9,8) = 50,7 сек.
Высота в конце 1-го участка — (V1в/2)*Т1 = (317,9/2)*50,7 = 8060 м.

2-й участок – тяговооруженность постоянная на всём участке = 1,5*g; удельный импульс 307 секунд = 3010 м/с.
Расходуется 80 тонн топлива, общая ХС2 = 3010*ln(200/120) = 1537,6 м/с.
Полёт происходит не наращивая вертикальной скорости, при горизонтально направленной тяге, потому тормозящая составляющая силы тяжести равна нулю.
Тормозящая аэродинамическая сила (1/4)*g = 0,25*g.
Общая тормозящая сила = 0,25*g.

Приращение скорости в конце 2-го участка — ПV2 = XC2*(1,5-0,25)/1,5 = 1281,3 м/с. Скорость увеличивается в горизонтальном направлении, в конце 2-го участка горизонтальная скорость — V2г = ПV2+V1г = 1831,9 м/с.
Вертикальная скорость будет как и в конце 1-го участка — 317,9 м/с.
Время прохождения второго участка — Т2 = ХС2/(1,5*g) = 1537,6/(1,5*9,8) = 104,6 сек.
Приращение высоты на втором участке — V1в*Т2 = 33250 м.
Высота в конце второго участка — 8080 м + 33250 м = 41330 м.

Конечная масса носителя 120 тонн, если предположить, что масса пустой крылатой первой ступени — 60 тонн, то вторая, третья ступень и ПН будут иметь массу 60 тонн. У РН Союз масса этих ступеней и ПН около 85 тонн.
Разница невелика, и может быть компенсирована за счёт применения на второй и третьей ступенях более совершенных, чем на РН Союз двигателей.
Кроме того, для крылатой первой ступени были взяты значения УИ равные значениям УИ для РН Союз, хотя сейчас существуют также более совершенные двигатели и достаточно большая масса первой ступени допускает использование на ней регулируемых сопел ЖРД, что позволит иметь УИ около 3000 м/с и у земли.

[Ворон]

Что можно сказать о массе первой крылатой ступени?

 Есть Ту-160 с изменяемой геометрией крыла, который на дозвуковом режиме имеет качество 18-19, а в сверхзвуковом режиме - более 6.
 Максимальная взлётная масса - 275 тонн, масса пустого - 110 тонн, при этом 4 ТРДДФ НК-32 имеют массу 13,6 тонны.
 Масса Ту-160 без двигателей 96,4 тонны, думаю тонн 5-10 приходится на спецоборудование, пилотскую кабину и т. п.
 Оценка массы планера с необходимым оборудованием - 90 тонн, при наличии изменяемой геометрии крыла, необходимости совершать длительные полёты в различных режимах.

 Для достижения массы крылатой первой ступени 60 тонн при стартовой массе 300 тонн надо сделать конструкцию легче всего в 1,65 раз, что наверняка позволяют сделать современные конструкционные материалы.
 Кроме того, конструкция этой ступени и режимы её полёта значительно проще, чем у Ту-160.

[hcube]

Бродяга, а может все-таки на ВРД? ;-) Делаем некий Ту-160 Tylen - аналог Белухи с увеличенным вниз фюзеляжем, делаем форсированные движки с впрыском кислорода, и получаем высоту 25-30 км и скорость порядка 3.5-4М (1-12 км/c), на которой можем сбросить РН весом до 150 тонн. Т.е. что-то типа Ангары 1.2, только покороче, желательно. Можно даже к УРМу приделать ваше любимое раскрывающееся крыло - скажем, 2 штуки конформных с корпусом ракеты - кстати, интересная мысль - сделать сверхзвуковое крыло раскладывающимся таким образом, из 3-4 панелей  сложенных вокруг корпуса ;-). Так можно сделать крыло размахом до диаметра корпуса на Pi - т.е. почти до 10 метров в случае УРМ. Треугольное крыло 10-метровой ширины - это порядка 40 м2 площади крыла - вполне достаточно на той скорости. А впереди - крыло мЕньшего размаха, крайний сегмент которого работает в качестве руля направления.

Т.е. мы получаем трехступенчатую систему, 2 из трех ступеней которой - многоразовые. Примерная оценка ступеней :

1 ступень - Ty-160Т 'Тюлень' - аналог Белухи, с 6 специально доработанными двигателями на метане, обеспечивающими взлет и разгон до скорости в 4М. Метан закачивается в кессон бака керосина, снабженный поверхностной теплоизоляцией. Ориентировочная масса - порядка 100 тонн.

2 ступень - аналог Байкала с конфигурацией крыла, расчитанной на поддержание полета в гиперзвуковой зоне. Крыло раскладное, складывается вокруг бака УРМ, конфигурация планера - 'утка с несущим рулевым оперением'. Примерный вес ступени - порядка 40 тонн - много, но ничего не поделаешь - довольно много конструкций. Ступень снабжена парой ТРД в носовой части, на пилоне, поддерживающем третью ступень и обтекатель при сбросе, обеспечивающими обратный (посадочный) полет. Заправка - 130 тонн, тяга двигателя - 200 тонн, УИ - 360, АК - 4, как и у Бродяги. Хотя, может можно и побольше качетсво принять, вроде форма получается почти как у еврофайтера ;-). Но пусть будет 4. Пилон - основная силовая конструкция, за него производится подвес ступени внутри грузового отсека Тюленя, он же распределяет усилие от крыла и стабилизатора (точнее - от ПГО).

3-я ступень - аналог 3й ступени Союза-2. Сухой вес 2.5 тонны, заправка - 25 тонн, тяга - 30 тонн, УИ порядка 360 сек.

Обтекатель - вес порядка 500 кг, взят от Союза-2, торчит вперед от пилона (т.е. пилон держит только вторую и третью ступень). Одноразовый.

Кто-нибудь может посчитать этот вариант? ;-) STEP, ваше слово ;-)
Можно принять гравитационные потери на второй ступени равными 1/4, за счет крыла. УИ второй и третьей ступени - сразу вакууные, плюс старт со скоростью 1 км/с, на высоте в 25 км.
Альтернативный вариант - когда у нас вторая ступень - просто УРМ. Т.е. гравитационные потери по полной программе, но зато сухая масса - 10 тонн.

Есть серьезный момент - в ходе разгона видимо будет плыть баланс от хвоста к носу, за счет выработки топлива первой ступени. С другой стороны, баланс будет плыть и наоборот,за счет смещения ЦМ топлива той же первой ступени назад ;-). Так что до какой-то степени это можно компенсировать.

[Ворон]

hcube я прикидывал для своего варианта использование на втором участке ПВРД исходя из УИ 15000 м/с. Это, в принципе, позволяет сделать вторую ступень не 60, а 120 тонн при том же первом участке и запуске ПВРД в его конце, примерно на скорости 1,5М - начальный участок надо сделать покороче тогда.
 Даже если сам ПВРД будет иметь массу 10-20 тонн при тяге 200 тонн.
 Керосиновый многорежимный ПВРД может работать до скоростей около 6М, тех же 1800 м/с.

 Я не стал пока рассматривать эту возможность только потому, что надо сделать ПВРД такой тяги, чего никогда не было.

 Что касается использования ТРДДФ на начальном участке разгона, они не дадут прибавки массы ракетной ступени ещё в два раза, я и так "упихал" в 60 тонн весь крылатый носитель, что может вызвать вопросы.
 ТРДДФ для такого носителя до скорости 4М будут иметь массу около 10% от взлётной, если не побольше - вот мы и получим стартовую массу 90-100 тонн как у Ту-160 и затраты топлива будут не меньше 20% с учётом потерь.
 Ну будет ракета 150 тонн, а не 120 - прибавка существенна, но не очень.

 Проблема в том, что ЖРД мощных - навалом, ПВРД тоже "просто труба", а вот реально действующих двигателей даже до 3 махов - Один. Это двигатель МиГ-31 Д-30Ф-6.
 Он имеет тягу на форсаже у земли 15,5 тонн и массу 2416 кг - при тяговооруженности 0,5 и стартовой массе 300 тонн нам надо 10 двигателей.
 При этом форсажный расход топлива у него 1,9 кг/кгс*час = 18587 м/с УИ.

[STEP]

Ворон спасибо, а то я по части крыльев и прочей авиационщины не силен. Т.ч. мне тут считать гораздо труднее.

Я тут могу только по поводу складных крыльев высказаться.
Идея, конечно красивая, на первый взгляд ... И была бы очень красивая, если бы крыло имело профиль доски. Но вот разрезать профилированное крыло, да намотать его на корпус, это какую форму должен иметь корпус. А если наматывпать с зазором, то сопротивление крыльев останется то же, за то прочность их на изгиб резко уменьшится (т.е. увеличится вес).
И зачем мне все это таки нужно да... (с) старый еврей.

[Ворон]

По поводу второй ступени и формы крыльев.

 Крылья тех же крылатых ракет мало отличаются от "доски" и наматывать их на корпус ненадо, можно сложить вдоль корпуса, как у наиболее известных американских КР и сделано.

 Относительно второй ступени, можно сделать её и с крыльями, особенно исходя из задачи спасения этой самой второй ступени тоже.
 Но, обращу внимание ещё на один момент - у Союза, в транспортной модификации, в конце работы первой ступени перегрузка достигает 5 единиц.
 Значит топливо во второй ступени имеет вес около 100 тонн, а в первой - около 240 тонн. Это значительно больше, чем на старте и накладывает ограничения на массовое совершенство этих ступеней.

 В том случае, который я рассматривал выше, общая максимальная перегрузка не превысит 2,5 даже с учётом влияния подъёмной силы.

[hcube]

Ну, крыло ведь необязательно должно быть прямым, верно? Вон, чайки преспокойно летают используя ломанное крыло. Ну да, удлинение будет не 3, а 2. Но и только. Обтекание при этом еще может и улучшиться ;-)

Потом, я не имел в виду плотное прилегание крыла к баку. Крыло свернуто только на этапе разгона РН внутри самолета - носителя. Дальше оно разворачиватся сразу после выброса из бомбоотсека.

Но, собственно, я вроде бы отметил кусок, на котором крыло может дать выигрыш. Давайте посчитаем ;-) Я даже согласен на 30 тонн массы ступени со свертываемым крылом ;-).

Крыло же 'как у Байкала' - IMHO не годится, поскольку область работы у нас - сверх и гиперзвук. Для них лучше ромбическое или дельтавидное крыло. А его можно только свернуть как я предлагал ;-)

По поводу тяговооруженности... ну, у нас же не истребитель. Все контуры зализаны дальше некуда. IMHO хватит 6 или 8 движков, с тяговооруженностью 0.3. Собственно сам Миг-31 имеет максимальную взлетную в районе 60 тонн, т.е. тяговооруженность 0.5. Но это истребитель! При более длинной полосе IMHO ему можно иметь характеристики и похуже, при этом он потащит побольше с той же тягой. Но... ладно, пусть даже 0.5 - 10 двигателей. Всего 23 тонны из 100. Еще тонн 50 на планер. Остается 25 тонн на топливо - более чем достаточно для разгона и возврата. Причем это вы назвали форсажный УИ. Взлетный УИ - еще выше.