Мрия, МАКС, Свитязь

[Ворон]

А я не сторонник МАКСа, и вдвойне не сторонник возить на нём людей. Я ищу в нём фатальные недостатки, вижу, что многие его стороны насмерть пугают авиационных инженеров, но не вижу доказательств фатальности этих моментов. И, как не сторонник МАКСа, я имею моральное право требовать доказательства от его противников.

 Я тоже не сторонник "технической невозможности", более того, я Верю, что МАКС даже в нынешнем виде можно отработать.

 Угробив при этом несколько Ан-225.  

[Ворон]

Не то чтобы оппозиция... но имхо если уж делать МАКС - то как мини-шаттл - старт на 5 РД-191, один из которых размещен под двигателями собственно МАКСа с небольшим 'стартовым' баком (впрочем, можно и без него обойтись), а остальные - в стандартных УРМ. А дальше уже на водородном внешнем баке и одном РД-0120. УРМы могут в этой схеме быть 'Байкалами'. Сразу получается вполне приличная ПН на орбите - порядка 30 тонн, из которых 10 - самолет, 5 - бак и 15- ПН.

 Ага и ОПЯТЬ тащить вместе с орбитальным самолётом эти ЗДОРОВЕННЫЕ ДВИГАТЕЛИ?

[mihalchuk]

Хоть меня и не спрашивают, приведу своё мнение. До таких испытаний ещё очень далеко, но, если МАКС будет реализовываться, они необходимы. Принципиально возможен отказ двигателя на старте. Но из работ Молнии видно (хотя прямо об этом не сказано), что носитель можно отвести от самолёта и на одном двигателе. Принципиально возможно и отключение 2-х двигателей. Этот вариант и следует испытывать. Для этого нужно будет изготовить 3-5 весогабаритных макетов с соответствующими центровками и пороховым ускорителем, работающим короткое время. Задача подъёмная, хотя это и дополнительные расходы.

 mihalchuk, обращу ваше внимание на одну инструкцию - http://yak18.boom.ru/book033.htm

 Там написано: "Производить специальные полеты на плоский штопор ЗАПРЕЩАЕТСЯ."
 А вы, вроде, этим и собрались заняться.  

 Зачем вам 3-5 весогабаритных макета? Вам не потребуется также 3-5 Ан-225.  
 Как вы себе представляете обоснование опытов, способных угробить такой самолёт, как Ан-225?

Конечно, разработчик (не я) должен представить соответствующие обосновония или доказать, что ситуация достаточно маловероятна. Причём тут инструкция, я не понял. В макете точно не будет экипажа, а Мрия штопором точно не полетит. А если Мрию разломает, то у экипажа гораздо больше шансов спастись, чем в случае натурального ракетного блока.

[hcube]

Заметь, если МАКС работает как вторая ступень - то один двигатель типа 11Д57, даже не РД-0120. И при этом получается довольно приличная относительная ПН - до половины массы самолета (вместе с ПН), в отличии от шаттла.

[Ворон]

Конечно, разработчик (не я) должен представить соответствующие обосновония или доказать, что ситуация достаточно маловероятна. Причём тут инструкция, я не понял. В макете точно не будет экипажа, а Мрия штопором точно не полетит. А если Мрию разломает, то у экипажа гораздо больше шансов спастись, чем в случае натурального ракетного блока.

 Вот именно Мрия-то штопором и полетит - например, если двигатели МАКСа заглохнут.

 Как вы представляете себе техническое обоснование для первого полёта?

[Ворон]

Заметь, если МАКС работает как вторая ступень - то один двигатель типа 11Д57, даже не РД-0120. И при этом получается довольно приличная относительная ПН - до половины массы самолета, в отличии от шаттла.

 А зачем двигатели в самолёт интегрировать? Если мы, вдруг, что-то другое захотим выводить или самолёт другой сделаем?
 Зачем делать гибридную "ПН-элемент конструкции"? Хотим их спасать, можно спасать отдельно.

[Bell]

Уважаемый Streamflow, в определенных кругах такие заявления:

Не имея желания рассматривать весь поток сознания оппонента, отвечу только на то, что можно может быть объективно проверено.

принято рассматривать как слив и капитуляцию.
Вот Старый не даст соврать


ЗЫ. А в приличных местах это называю "игнорирование доводов оппонета"...

У Вас, что с головой не в порядке? Или свинцовые штанишки не на то место одели?

Вам уже говорили, что вы хам?
Уверен - неоднократно ранее и многократно далее.
Вероятно, такая манера общения очень помогает вам в труде и личной жизни.
Так что флаг вам в руки, барабан на шею, возглавите колонну идущих на...

[hcube]

А никто не мешает на том же движке сделать нормальную ступень. Можно посчитать, но моя такая иха, что в размере УРМ поместится примерно тонн 50 ЖК-ЖВ. И над ним - надкалиберный обтекатель. Запуск ступени - на лету, непосредственно перед разделением. Запуск двигателя МАКСа - там же.

Зачем нужен МАКС - ну, он спасает движок, если его имеет смысл повторно использовать. Обеспечивает орбитальную базу для операций. Работает как универсальное вместилище лабораторных или транспортных модулей, в.т.ч для доставки их к станции. Обеспечивает ротацию экипажа. Как шаттл, в общем.

[Ворон]

А никто не мешает на том же движке сделать нормальную ступень. Можно посчитать, но моя такая иха, что в размере УРМ поместится примерно тонн 50 ЖК-ЖВ. И над ним - надкалиберный обтекатель. Запуск ступени - на лету, непосредственно перед разделением. Запуск двигателя МАКСа - там же.

Зачем нужен МАКС - ну, он спасает движок, если его имеет смысл повторно использовать. Обеспечивает орбитальную базу для операций. Работает как универсальное вместилище лабораторных или транспортных модулей, в.т.ч для доставки их к станции. Обеспечивает ротацию экипажа. Как шаттл, в общем.

 А что мешает сделать специальную "фичу" для спасения двигателей отдельно? Экономия на ещё одной системе управления?
 Зато имея отдельный модуль спасения двигателей мы получаем независимую ПН. Захотим самолётик туда поставим, захотим 2-3 Союза и т. п.
 Кроме того, несколько тонн двигателей и топливного оборудования в хвосте самолёта не улучшают его характеристики в целом.

 Кстати, 50 тонн не поместится, если это "стандартный УРМ", его масса около 120 тонн, а плотность с топливом ЖК-ЖВ в 3-4 раза меньше, так что 30-40 поместится.

[ronatu]

При горизонтальном разделении что будет удерживать Мрию от скачка ВВЕРХ - ведь в момент разделения она полегчает на ... 300 (?)тонн?

Перед разделением перегрузка будет отрицательной, а груз до разделения будет удерживать Мрию от скачка вниз!

"Нич-чего не понимаю..." (с)
Будет пикировать вниз что-ли?

Как разделялись скажем Boeing747 ( 335 тонн) и SpaceShuttle (105 тонн).

КРЫЛО шаттла обеспечивало немалую подъемную силу которая СКЛАДЫВАЛАСЬ с подъемной силой крыла Boeing.

В момент разделения каждое "крыло" брало на себя ту часть массы которая была с ним связана.

И Boeing уходил вниз а SpaceShuttle вверх.

А как у Максима?

[Ворон]

При горизонтальном разделении что будет удерживать Мрию от скачка ВВЕРХ - ведь в момент разделения она полегчает на ... 300 (?)тонн?

Перед разделением перегрузка будет отрицательной, а груз до разделения будет удерживать Мрию от скачка вниз!

"Нич-чего не понимаю..." (с)
Будет пикировать вниз что-ли?

Как разделялись скажем Boeing747 ( 335 тонн) и SpaceShuttle (105 тонн).

КРЫЛО шаттла обеспечивало немалую подъемную силу которая СКЛАДЫВАЛАСЬ с подъемной силой крыла Boeing.

В момент разделения каждое "крыло" брало на себя ту часть массы которая была с ним связана.

И Boeing уходил вниз а SpaceShuttle вверх.

А как у Максима?

 "Горка", сперва вогнутая к земле парабола - положительная перегрузка, потом вогнутая вверх парабола, перегрузка отрицательная.
 В момент отрицательной перегрузки, если отцепить груз, он улетит вверх, а самолёт вниз.

 Вопрос в том, что горка больно крутая.

[ronatu]

При горизонтальном разделении что будет удерживать Мрию от скачка ВВЕРХ - ведь в момент разделения она полегчает на ... 300 (?)тонн?

Перед разделением перегрузка будет отрицательной, а груз до разделения будет удерживать Мрию от скачка вниз!

"Нич-чего не понимаю..." (с)
Будет пикировать вниз что-ли?
Как разделялись скажем Boeing747 ( 335 тонн) и SpaceShuttle (105 тонн).
КРЫЛО шаттла обеспечивало немалую подъемную силу которая СКЛАДЫВАЛАСЬ с подъемной силой крыла Boeing.
В момент разделения каждое "крыло" брало на себя ту часть массы которая была с ним связана.
И Boeing уходил вниз а SpaceShuttle вверх.
А как у Максима?

"Горка", сперва вогнутая к земле парабола - положительная перегрузка, потом вогнутая вверх парабола, перегрузка отрицательная.  В момент отрицательной перегрузки, если отцепить груз, он улетит вверх, а самолёт вниз.
Вопрос в том, что горка больно крутая.

Это с 600 + 300 то?
Ну тогда Старому виднее - где обломки искать...

[Дмитрий В.]

Про одноступенчатые РН.

Для начала – соображения общего характера:
1.   Расчеты показывают (и не только мои – об этом неоднократно писалось, к примеру, в НК), что современный технический уровень позволяет создать одноступенчатую РН, как на топливе ЖВ-ЖК, так и ЖК-УВГ. В последнем случае массовая отдача крайне невелика, поэтому в дальнейшем "керосиновые" одноступенчатые РН не рассматриваем.
2.   Достоинства одноступенчатых РН, по сравнению с многоступенчатыми РН, – простота, более высокая надежность, более простая эксплуатация, сокращение количества зон отчуждения.
3.   Недостатки – относительно небольшая массовая отдача, высокие перегрузки на активном участке на режиме максимальной тяги.

Одноступенчатые РН могут быть реализованы в следующих вариантах:
1.   Однотопливные – РН обычной схемы на двухкомпонентном топливе (далее рассматривается пара ЖК-ЖВ) в подвариантах:
А) однорежимная работа ЖРД;
Б) двухрежимная работа ЖРД (в последнем случае имеется ввиду, что ЖРД может дросселироваться, либо ДУ может включать в себя ЖРД различной тяги, либо ЖРД работает с различным соотношением компонентов).
2.   Двухтопливные – РН, которые используют не менее 3-х компонентов и могут быть реализованы в следующих подвариантах:
А) РН с несбрасываемыми РДТТ и водородным ЖРД (ДУ могут работать параллельно и последовательно);
Б) РН с двумя раздельными ДУ (ЖК-УВГ, ЖК-ЖВ), работающими последовательно;
В) РН с двумя раздельными ДУ (ЖК-УВГ, ЖК-ЖВ), работающими параллельно;
Г) РН с единой ДУ, которая может работать на двух видах топлива, как последовательно, так и параллельно. Примером является ДУ, созданная на основе ЖРД РД-701/704.
Возможны и другие варианты – например, когда РН с ЖРД типа РД-701/704 в течение всего активного участка работает в первом режиме, одновременно сжигая УВГ, ЖВ и ЖК.
Предварительные, по упрощенной методике, расчеты выявили преимущества варианта 2Г перед другими двухтопливными РН, как по массовой отдаче, так и по массе сухой конструкции. Поэтому в дальнейшем рассматривается только этот вариант. Замечу, что оптимальный запас второго топлива определяется исключительно разницей в массовом совершенстве топливных отсеков  для 2-го и 1-го вида топлива, и соотношением удельных импульсов тяги. Упрощенные расчеты показывают, что достигнутое на современном уровне массовое совершенство топливных отсеков ЖК-ЖВ (примерно, 0,04-0,042 от рабочего запаса топлива, достигнуто на блоке Ц 11К25 и на ВТБ СпейсШаттл) и УИ водородного ЖРД (462 сек для ЖРД, работающих от Земли, - расчетное значение для 14Д12) ДЕЛАЮТ НЕНУЖНЫМ ПРИМЕНЕНИЕ ДВУХТОПЛИВНЫХ СХЕМ.
Для подтверждения этих выводов был проведен модельный расчет оптимальных проектных параметров (с использованием модифицированного спредшита ratman' а) по вариантам РН 1А, 1Б (ступенчатое изменение тяги), 2Г. Исходные данные:
-высота круговой орбиты 185 км, наклонение 51,6 град, старт из Байконура.
- параметры водородного ЖРД - УИ 401,7/462 сек – земля/вакуум, удельная масса 0,015
- параметры водородного трехкомпонентного ЖРД УИ   на первом режиме 360,9/415, на втором режиме -/462 сек, удельная масса 0,015
- относительная масса топливного отсека УВГ-ЖК 0,025, относительная масса топливного отсека ЖВ-ЖК 0,042
- относительная масса прочих отсеков (сухие отсеки, БКС, СУ и тому подобное)  0,025
- масса ПН 20000 кг
Также принято, что на РН осутствует ГО, что возможно, например, при выведении аппаратов типа Х-38, Спираль, Аполлон, и т.д.
Результаты:
1)   Двухтопливная РН – Мст= 408,7т, конечная масса блока (конструкция, остатки топлива и газов) 28,7т, максимальная перегрузка 5,7 единиц, начало программного разворота по тангажу – 182 секунда (после окончания УВГ). ХС=9041 м/с. Стартовая тяговооруженность 1,454, начальная перегрузка при переходе на 2-й режим 0,856. Тяга ДУ в вакууме 683,6 и 95 тс соответственно для углеводородного и водородного режимов.
2)   РН с ЖРД без дросселирования: Мст =585.8 т. Стартовая тяговооруженность 1,391. ХС=9707 м/с. Максимальная перегрузка около 12. Результат объясняется тем, что из-за очень короткого АУТ, гравитационный разворот затруднен, вследствие чего искривление траектории производится за счет существенного изменения ориентации тяги. Это ведет к полету с большими углами атаки (до 30 град), соответственно растут потери на программное управление.
3)   РН с двухрежимной водородной ДУ (в некоторый оптимальный момент времени тяга ДУ снижается). Мст=362 т, конечная масса блока (конструкция, остатки топлива и газов) 29,7т, максимальная перегрузка 6,2, начало программного разворота по тангажу – 150 секунда. ХС=9002 м/с. Стартовая тяговооруженность 1,475, время перехода на 2-й режим тяги 205 секунда, начальная перегрузка при переходе на 2-й режим 0,80. Тяга ДУ в вакууме 614 и 73 тс соответственно для углеводородного и водородного режимов. Замечу, что решение не обладает большой устойчивостью. Например, в другом варианте было получено значение оптимальной тяги на 2-м режиме всего около 5 тонн, правда это не сказалось на величине стартовой массы. Что может свидетельствовать о слабом влиянии величины тяги на 2-м режиме и времени переключения на 2-й режим. Конструктивная реализация этой схемы может быть разной: дросселирование ДУ (невыгодно из-за значительных потерь УИ), отключением соответствующего количества ЖРД в многодвигательной ДУ, либо введением в состав ДУ ЖРД другого типа – с меньшей тягой.

Наконец, был рассмотрен вариант РН с водородным ЖРД без дросселирования, но с укороченным АУТ – до высоты 100 км (в этот момент РН выходит на переходную орбиту 0*185 км), затем – пассивный участок и повторное включение ДУ в апогее (либо довыведение собственной ДУ ПН). Этот вариант по результатам, практически сопоставим с вариантом 3. Мст=372 т, ХС=9088 м/с. С учетом необходимости довыведения при сохранении ПН на уровне 20т, стартовая масса может  вырасти на 18-20 тонн.
Вывод очевиден – преимущества двухтопливных РН минимальны, либо отсутствуют. Перспектив наращивания этих преимуществ не наблюдается. Сложность конструкции двухтопливных РН не оправдывается какими-либо преимуществами.
Сразу оговорюсь, что точность расчетов определяется исключительно точностью модели и точностью «солвера» Excel. Анализ устойчивости решений по всем вариантам не проводился. Поэтому, буду благодарен всем за уточнение расчетов и конструктивную критику.
С уважением, Дмитрий В.

[поверхностный]

Наконец, был рассмотрен вариант РН с водородным ЖРД без дросселирования, но с укороченным АУТ – до высоты 100 км (в этот момент РН выходит на переходную орбиту 0*185 км), затем – пассивный участок и повторное включение ДУ в апогее (либо довыведение собственной ДУ ПН).

Простите за невежество, орбита 0*185 - это вертикально вверх?

[Дмитрий В.]

Наконец, был рассмотрен вариант РН с водородным ЖРД без дросселирования, но с укороченным АУТ – до высоты 100 км (в этот момент РН выходит на переходную орбиту 0*185 км), затем – пассивный участок и повторное включение ДУ в апогее (либо довыведение собственной ДУ ПН).

Простите за невежество, орбита 0*185 - это вертикально вверх?

Это орбита с перигеем 0 км и апогеем 185 км.

[Старый]

Старый, "мелкие" самолёты имеют худшее массовое совершенство, чем "крупные".
 Об этом мы уже спорили, не будем повторяться.

Нет. Закон куба/квадрата тут проявляется в полной мере.

[Дмитрий В.]

Старый, "мелкие" самолёты имеют худшее массовое совершенство, чем "крупные".
 Об этом мы уже спорили, не будем повторяться.

Нет. Закон куба/квадрата тут проявляется в полной мере.

В данном случае, Старый прав. По закону квадрата куба у самолетов, по крайней мере классической схемы, с ростом взлетной массы, относительная масса конструкции возрастает. Худшие массовые характеристики малых ЛА объясняются "масштабным фактором" (невозможность изготовления узлов и агрегатов меньших определенного предела, фиксированный сортамент крепежа и материалов и т.п.).

[avmich]

Дмитрий, вы какой водородный УИ берёте у земли? И почему?

[Дмитрий В.]

Дмитрий, вы какой водородный УИ берёте у земли? И почему?

Принят коэффициент всотности сопла 1,15. Вполне себе стандартный. Т.е. УИ земной = УИ пустотный/1,15.

[Андрей Суворов]

Дмитрий, вы какой водородный УИ берёте у земли? И почему?

Принят коэффициент всотности сопла 1,15. Вполне себе стандартный. Т.е. УИ земной = УИ пустотный/1,15.

Дмитрий, но тогда пустотный УИ в 462 с недостижим! При коэффициенте высотности сопла 1,15 максимум, на что можно рассчитывать в вакууме, это 420-430 с!

Посмотрите на реальные водородные движки первых ступеней - это SSME, РД-0120 и RS-68. Какое у них соотношение между пустотной  и земной удельной тягой!

Смысл воздушного старта у МАКСа в том и состоит, чтоб можно было воспользоваться высотным движком, чтобы избежать потерь УИ.