Очередной ВКС (прожект).

[Дем]

Почему вы считаете именно многоразовый "верх" дорогим способом? По мне так эксплуатация здоровенного разгонщика, созданного на переднем крае технической ткскзть мысли будет в разы дороже.

А зачем "на переднем слое"? Нам шашечки или ехать?
Лучше делать на уже дешёвых технологиях 10-50-летней давности...

А грузовик типа прогресса по технической начинке - тот же "пилотируемый КК". Только ограничения по перегрузке не такие жесткие.
Комплекс бортовых систем примерно тот же. СЖО тоже в принципе нужна (по крайней мере давление и температурный режим поддерживать нужно). Такшта...  :roll:

А вот тут "Паром" и пригодится

[RadioactiveRainbow]

Вот что понимать я категорически отказываюсь, так это "Паром".
То есть для полётов "далеко" (высокие орбиты, Луна и т.п.), возможно, оно и неплохо.
Но нафейхоа заниматься извращённым сексом с этой хреновиной там, где можно летать своими силами я понять не могу.  :|

[Зомби. Просто Зомби]

Вот что понимать я категорически отказываюсь, так это "Паром".
То есть для полётов "далеко" (высокие орбиты, Луна и т.п.), возможно, оно и неплохо.
Но нафейхоа заниматься извращённым сексом с этой хреновиной там, где можно летать своими силами я понять не могу.  :|

Да
Причем что характерно, для полетов "далеко" тот Паром, который конкретно заявлен не годится совсем
"Извращенный секс", ага
А что - это щас модно :wink:  :mrgreen:

[hcube]

Первая ступень в смысле нагрева не сильно отличается от того же SS1. Т.е. в силу того что нагрев разовый, ей вполне достаточно иметь просто жаропрочную обшивку, например из жаропрочной стали. А не очень дорогую и капризную волоконную плитку как у SS.

Далее, почему я полагаю верхнюю ступень дорогой. Да потому что она ТЯЖЕЛАЯ. Многоразовая ступень, можно это принять за аксиому, при той же стартовой скорости и высоте разделения, том же двигателе и той же полной массе, выводит в 2.5-3 раза меньшую ПН чем одноразовая.

То есть нам надо в 2.5-3 раза больше рейсов разгонщика и рейсов самой многоразовой ступени. Иначе говоря, на ту же самую ПН надо потратить в 2.5 раза больше ресурса разгонщика, который большой, но не резиновый - и в 2.5 раза больше ресурса многоразовой ступени (в.т.ч. ее двигателей), который ТОЧНО не резиновый. Да плюс еще проводить аммортизацию этой многоразовой ступени, стоимость изготовления которой будет самый минимум раза в 4 выше чем у одноразовой - масса больше, и технический уровень выше, кто не верит - посмотрите на Протон и на Буран. Стоимость Бурана включая разработку была порядка 500 мегабаксов, сухая масса - 70 тонн. Стоимость Протона с той же суммарной сухой массой - 35 мегабаксов. Т.е. разница в 15 раз. Эти 15 раз умножаем на 2.5 - и еще не забываем аммортизацию разгонщика, которая того же порядка что аммортизация многоразовой верхней ступени. Итого 30-35 раз. И ЕЩЕ умножаем на 2.5. Итого - 80 раз. Вот столько раз должен слетать многоразовый челнок в космос чтобы быть выгодным. Причем это без замены двигателей и прочих запчастей - это чисто отбив стоимости разработки и изготовления.

Именно поэтому я и говорю, что при текущем уровне технологии выгодно делать многоразовый разгонщик как средство оптимизации конфигурации ракеты (вполне достаточно им набрать порядка 2-2.5 км/с скорости -  2 по горизонтали и 1 по вертикали, а дальше работает уже очень простая верхняя ступень которая тянет ПН до орбиты), но НЕвыгодно делать многоразовую верхнюю ступень - снижение ПН умноженное на увеличение стоимости не окупается многоразовостью.

Но это не совсем правильно для КК. Т.е. надо КК конечно тоже оптимизировать по критерию стоимость/пн, однако в КК есть много такого, что независимо от оного критерия все-таки окупает полное спасение ДАЖЕ если это невыгодно с точки зрения стоимости килограмма ПН на орбите ;-)

[Дем]

Вот что понимать я категорически отказываюсь, так это "Паром".
То есть для полётов "далеко" (высокие орбиты, Луна и т.п.), возможно, оно и неплохо.
Но нафейхоа заниматься извращённым сексом с этой хреновиной там, где можно летать своими силами я понять не могу.  :|

В представленном варианте Паром конечно сон разума. А сама идея - хороша.
Ведь многоразовость может быть обеспечена за счёт того, что мы многоразовую часть на Землю и не спускаем. Ведь на этапе вывода рулит комп РН - а груз летит пассивно.

[Lin]

Моя ерундовина...

Вообще-то эта ерунда должна с ИЛ-76 стартовать...
Но и с земли можно научить... на метан, кстати, вместо керосина перейти...

[RadioactiveRainbow]

Хм. Забавная парочка.  :?
Характеристики не дадите?
Массы, УИ, Тяги, Компоненты...

[Lin]

Высота разделения ~10000м. Масса КЛА - 35000 кг.
Система двух ступенчатая.
Окислитель - Кислород  (1440 кг/м3)
Горючее - Керосин (800 кг/м3)
Массовое отношение компонентов топлива - 2,726
Характеристическая скорость – 8900 м/c

Первая ступень, снабженная крылом
Масса со второй ступенью или военной ПН - 35000 кг
V= 4717 м/c; Vист = 3400 м/c
Масса топлива - 26260 кг
Масса горючего (керосин) - 7050 кг
Масса окислителя (кислород) - 19210 кг
1) Бак горючего - 250 кг
2) Бак окислителя - 350 кг
3) Крылья - 300 кг
4) Маршевая ДУ - 350 кг
5) Несущая ферма - 1230 кг
6) Носовой обтекатель - 50 кг
7) Обшивка - 180 кг
8 ) Пилоны - 140 кг
9) Система управления - 100 кг
10) Стабилизаторы - 100 кг
11) Теплозащита - 550 кг
12) Шасси - 210 кг
13) Другие узлы и системы - 130 кг
Итого:
Масса сухой ступени – 3940 кг
Масса заправленной ступени - 30200 кг.

Орбитальная ступень (4800 кг)
V=4183 м/c; Vист = 3400 м/c
Масса топлива - 3400 кг
Масса горючего (керосин) - 914 кг
Масса окислителя (кислород) - 2486 кг
Масса корпуса орбитальной ступени ~220 кг
Масса баков окислителя ~ 190 кг
Масса баков горючего ~75 кг
Масса шар баллонов ~ 20 кг
Масса теплозащиты днища ~ 120 кг
Масса теплозащиты "спины" ~ 60 кг
Масса маршевой двигательной установки ~ 60 кг
Масса парашютного контейнера ~100 кг
Масса системы управления ~ 45 кг
Масса двигателей ориентации ~ 60 кг
Полезная нагрузка ~ 450 кг; "Сухая" масса вместе с ПН 1400 кг.

[RadioactiveRainbow]

Люминий по кругу? Хм.
Что-то как-то немного стрёмно.
200 кг шасси на 4 тонны посадочной массы? Хм-м-м... Возможно.

Сильно смущают 2 момента:
1) У первой ступени скорость, всё таки, порядочная. Как там с температурой при торможении - ТЗП не нужно?
2) Что-то ПН маловата. И её, похоже, придётся ещё довыводить - ХС, имхо, маловата...

[Lin]

Баки первой ступени хитрые... днища люминий, обечайка композит + вмотанные шпангоуты (см. ссылки в ЛС). Поэтому такие легкие. На первой ступени баки фактически подвесные, лежат на хитрой конструкции (опять же смотри ссылки).
ТЗП на первую ступень заложено – не хилый навесной экран внизу – 550 кг (на чертежах виден).
ХС считал в "ратмане", при отделение от ИЛа на высоте 10 км такая получается.
Экономия по сравнению с наземным стартом – 800 м/c
Вторая ступень минишаттл выходит на орбиту.
И в ее отсеке ПН – 450 кг.
http://www.cyberdesign.ru/list/list01.jpg
Кристаллами маяться там или белками какими. В общем замена "Фотону"
Если перейти на метан, да модернизировать немного, можно от воздушного старта отказаться, запускать вертикально.

[RadioactiveRainbow]

Там задний нижний двигатель ДУ ориентации "светит" прямо в щиток - это ничего?


 :cry:
Грустно мне сегодня.
Двухступенчатая система. Мстарт=850т. Мпн=5т.
Обе ступени кислород-керосин.
ИУ=3500 м/с. (Рк=15МПа, Ра=0,01МПа (H=20км), пустотный 3700 округлил до 3500)
На первой ступени ещё и 4-6 ВРД суммерной тягой 80-100т.

3500ln((100+600+150)/(100+150))+3500ln((120+30)/(30))=9900 м/с.
Это без ПН. С ПН в 5т ХС получается 9440 м/с.
С ПН 8т - 9190 м/с.

Вторая ступень сверху на первой. первая взлетает горизонтально, на ВРД поднимается до 19-20 километров. Минут за 30 справится? Тонн 20-30, наверное, на это спустит.
Затем на этой высоте запускаются ЖРД ну и дальше оно летит.

1я ступень  :arrow:  примерно 4250 м/с.


Почему грустно?Потому что для обеспечения стоимости 1000$/кг, пуск должен стоить всего 5М$. И это с двигателями уровня РД-170/180.



 :idea:
В порядке бреда - если в фюзеляж среднестатистического пассажирского самолёта залить кислород-водорода и слегка его облегчить (на массу, равную массе баков H2 и О2) - можно получить ХС порядка 6 км/с.
Если широкофюзеляжника (Ил-86, Б-747) - то уже 7 км/с.
 :roll:

[RadioactiveRainbow]

Настроение улучшается

Мстарт=510 т   Мпн=10 т
3300ln((60+400+50)/(60+50))+3300ln(50/14)=9262 м/с

1 ст:
Типа ВКС. Сухая масса около 50-60т.
Двигатели: 2хРД-180 + 1хРД-191 + 6хВРД. (Либо - 4..5хРД-191 + 4..6 ВРД)
Топливо: кислород-кнросин 400т + 20..25т керосина для ВРД.

2 ст:
Одноразовая.
Двигатель - что-то типа НК-39 (А хорошо бы - отмасштабированный по тяге до 20..30т).
Сухая масса - 4 т.
Масса топлива (кислород-керосин) - 36 т.
ПН - 10 т.

( Либо ВКС из начала этой темы для катания пассажиров и багажа на орб станции. )


Схема:
ВКС на ВРД взлетает горизонтально и набирает высоту ~15..20 км (ну хотя бы 10-12). Там запускаются ЖРД, ВРД отключаются и ВКС делает суборбитальный прыжок, разгоняясь до 5 км/с, и постепенно отключая двигатели для уменьшения перегрузок (Gmax=4). В невесомости и вакууме, после выключения двигателей, преспокойно и беспроблемно отделяется вторая ступень и летит по своим делам.
ВКС садится на аэродром (предполагается, что ещё тонн 5 керосина у него остаётся), заправляется и не спеша летит на базу.

Проблемы:
1) Залить в 60..65 тонн ВКСа 400 тонн керосина и кислорода.
2) На 4-6 ВРД поднять его сначала в воздух, затем на 10-20 км.
3) Извернуться как-нибудь, чтобы за врмя подъёма выкипело как можно меньше кислорода.

Вкусности:
Вторая ступень одноразовая - допустим, 1М$.
Если удастся обеспечить полную стоимость одного полёта ВКСа в 4М$ - получим кг на орбите за 500$! (2500$, если вторая ступень пассажирский ВКС)  :?    :roll:

Баки получаются что-то около 8-12 т.
ДУ, наверное, тонн 15-18, включая ВРД.
Пойду посчитаю массу элементов и нарисую пару картинок.

[RadioactiveRainbow]

Граждане специалисты. Окиньте своим (полу)профессиональным взглядом скромные плоды моего больного сознания, и, если вас не затруднит, дайте свою оценку по следующим вопросам:

1) Какая нужна тяга ВРД, чтобы поднять ЭТО в воздух? Взлёт - горизонтальный.
2) Можно ли это на ВРД из вопроса 1 поднять на 10 км, затратив на это не более 30 т керосина?

-----------------------
http://globalproject.narod.ru/xplane/AKS.JPG
-----------------------

Вот кой-какие циферки. Может пригодятся:

Длина - 32 м
Размах крыльев - 16 м
Хорда крыла по корню - 12,5 м
Хода крыла по законцовке - 3 м
Высота вертикального оперения - 4 м
Хорда вертикального оперения по корневому сечению - 7,8 м (без учёта наплыва)
Ширина фюзеляжа - 7м
Высота фюзеляжа - 3,8 м
Сечение фюзеляжа - примерно прямоугольное со скруглёнными верхними углами.
Диаметр второй ступени или контейнера ПН - 2(3) м
Полная длина второй ступени или контейнера ПН - не более 20 м
Сухая масса самолёта-разгонщика - 60 т
Масса топлива самолёта-разгонщика - 400 т
Полная масса второй ступени - 50 т

Разумеется, я ещё не смотрел будет ли это оно в такой конфигурации вообще летать (надо хотя бы X-plane поставить), так что форма, размеры и расположение крыльев чисто условные - меняйте как хотите.

[hcube]

5 км/c скорости разделения имхо много. Достаточно 3-4. Там сильно нагрев зависит от скорости - как третья степень (время на величину пика). Т.е. с 3 км оно нагреется на 200С допустим, а с 5 - на 800. Первое не так страшно, а второе надо специально парировать ТЗП. В то же время, для второй ступени дает довольно большой выигрыш сам факт выхода за атмосферу и обнуления гравитационных потерь, дальше она сама справится.

Глянул картинку. Если бы меня спросили (с) - я бы делал по другому. Во первых, никакой ракеты на горбе - только внутрь. В крайнем случае - многоразовую ступень на верхнюю подвеску, а одноразовую - внутрь, в многоразовом варианте просто берем больше горючего в бак в грузовом отсеке. Во вторых, разместить баки так - горючее - грузовой отсек - окислитель. Стабилизаторы - шайбы на концах крыла, ТРД под крылом, ЖРД - в плоскости крыла, по бокам от ТРД - шасси, на уровне задней стенки бака горючего - большой цельноповоротный стабилизатор, он же ПГО, передняя стойка примерно там же, можно в наплывах по бокам все того же бака горючего. Ну, и плюс элероны на основном крыла. В общее, Хотол с ПГО ;-).

[RadioactiveRainbow]

5 км/c скорости разделения имхо много. Достаточно 3-4. Там сильно нагрев зависит от скорости - как третья степень (время на величину пика). Т.е. с 3 км оно нагреется на 200С допустим, а с 5 - на 800. Первое не так страшно, а второе надо специально парировать ТЗП. В то же время, для второй ступени дает довольно большой выигрыш сам факт выхода за атмосферу и обнуления гравитационных потерь, дальше она сама справится.

Звучит хорошо, только вот вторая ступень предполагается одноразовой. Так как время разгона с суборбитальной траектории у нас ограничего - оно определяет потребную тягу ДУ второй ступени.
Чем меньше скорость разделения - тем больше стоимость одноразового элемента (верхней ступени).
Имхо, 4000 - где-то близко к оптимуму по критериям простоты 1й ступени и стоимости второй.

Глянул картинку. Если бы меня спросили (с) - я бы делал по другому. Во первых, никакой ракеты на горбе - только внутрь. В крайнем случае - многоразовую ступень на верхнюю подвеску, а одноразовую - внутрь, в многоразовом варианте просто берем больше горючего в бак в грузовом отсеке. Во вторых, разместить баки так - горючее - грузовой отсек - окислитель.

Внутрь целиком убирать - нерационально. Слишком много массы первой ступени уходит на этот "чехол". Достаточно убрать во внутреннюю полость только ПН (избавляемся от обтекателя), а сама вторая ступень пусть себе спокойно наружу торчит. она гладенькая - сильно не помешает.
Кроме того, не вполне понимаю, почему не надо ставить вторую ступень наверх? Разделяться-то они будут вне атмосферы и в невесомости, так что, грубо говоря, место размещения особой роли не играет. Зато если вторая будет лежать на первой - обе ступени выйдут несколько легче.

Стабилизаторы - шайбы на концах крыла, ТРД под крылом, ЖРД - в плоскости крыла, по бокам от ТРД - шасси, на уровне задней стенки бака горючего - большой цельноповоротный стабилизатор, он же ПГО, передняя стойка примерно там же, можно в наплывах по бокам все того же бака горючего. Ну, и плюс элероны на основном крыла. В общее, Хотол с ПГО .

М-м-м... я тут свой самолётик продул слегка (Lin, спасибо за прогу), и вылезла другая проблема. :
   Предполагается горизонтальный старт. Взлётная масса 500-530 тонн.
Так вот, с таким корпусом и такими... гхм-гхм... крыльями, получается, что самолётик на взлёте (угол атаки - 8 градусов, скорость - 320 км/ч) должен весить не более 25 тонн.
То есть такая макака (Мпос=60т) даже сесть не сможет. Даже если предположить, что прога налажала раза в 2-3.

Поэтому, очевидно, дальше первая ступень будет "раскатываться" в горизонтальной плоскости в плоский треугольник и отращивать длинные узкие крылья...
Компоновку я предполагаю такую: в "фюзеляже" два циллиндрических бака с окислителем; между ними сверху отсек для второй ступени (или сама вторая ступень с "ангаром" для ПН); керосин залит в крылья и свободные полости фюзеляжа; ЖРД (3..4 штуки) - веростно, треуголиком (см SS), либо в ряд; ВРД на фюзеляже или на крыльях; возможно ПГО.