Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[Зомби. Просто Зомби]

Это подобно работе "рейдеров", кажется, которые сознательно банкротят экономически здоровые предприятия

Но в принципе, они (рейдеры) правы

То есть, космонатику, основанную на подобной техникоэкономической политике надо вырывать на корню
Всю и безжалостно, не разбираясь с такими тонкостями, как "пилотируемый - непилотируемый", и даже "прибыльный" или "бесприбыльный"

Ну её, так сказать, в болото, причем ВСЮ

[mihalchuk]

ХОЧУ АКС! ;-)

То же хочу АКС.

Как достали эти приземлённые мечты. Нет бы хотели сразу телепортатор!
 Впрочем уговорили, за ваши деньги - любой каприз!

И я хочу АКС!
Маленькую, недорогую, без амбиций.

[Дмитрий В.]

ХОЧУ АКС! ;-)

То же хочу АКС.

Как достали эти приземлённые мечты. Нет бы хотели сразу телепортатор!
 Впрочем уговорили, за ваши деньги - любой каприз!

И я хочу АКС!
Маленькую, недорогую, без амбиций.

Упс! Это, чего, только я один АКС не хочу? :lol:

[hcube]

Да - примитивный расчет на пальцах. Ресурс планера ГК-175 - порядка 50 полетов.  Стоимость... ну пусть будет в 10 раз дороже, чем стоимость Энергии, включая межполетное ТО. РД-170 и РД-0120 предполагаемо имели ресурс на 10 полетов. ПН ГК-175 - в 3 раза меньше Энергии.

Т.е. если брать скажем 10 пусков, то стоимость 'фюзеляжа' в 5 раз ниже, стоимость двигателя - в 10 раз ниже, ПН - в 3 раза ниже. Пусковые расходы те же (установка, заправка, проверка и т.д.). Т.е. на единицу ПН стоимость конструкции получается в 1.5раза ниже, стоимость двигателей - в 3 раза ниже, пусковые услуги - в 3 раза выше.

Это ГК-175, которую, вообще говоря, оптимизировали не по стоимости а по совместимости со стартом Энергии. Если бы оптимизация была по мюПН, то выводимая ПН была бы в районе 70-80 тонн против 35-45 у ГК-175, при даже несколько меньшей стоимости пуска. Т.е. удельная стуимость улучшилась бы еще в 2 раза - в 3 раза меньше стоимость конструкции и в 5-6 - стоимость двигателей.

Неужели не интересно хотя бы ПОПРОБОВАТЬ?

[Shestoper]

Да - примитивный расчет на пальцах. Ресурс планера ГК-175 - порядка 50 полетов.  Стоимость... ну пусть будет в 10 раз дороже, чем стоимость Энергии, включая межполетное ТО. РД-170 и РД-0120 предполагаемо имели ресурс на 10 полетов. ПН ГК-175 - в 3 раза меньше Энергии.

Т.е. если брать скажем 10 пусков, то стоимость 'фюзеляжа' в 5 раз ниже, стоимость двигателя - в 10 раз ниже, ПН - в 3 раза ниже. Пусковые расходы те же (установка, заправка, проверка и т.д.). Т.е. на единицу ПН стоимость конструкции получается в 1.5раза ниже, стоимость двигателей - в 3 раза ниже, пусковые услуги - в 3 раза выше.

Это ГК-175, которую, вообще говоря, оптимизировали не по стоимости а по совместимости со стартом Энергии. Если бы оптимизация была по мюПН, то выводимая ПН была бы в районе 70-80 тонн против 35-45 у ГК-175, при даже несколько меньшей стоимости пуска. Т.е. удельная стуимость улучшилась бы еще в 2 раза - в 3 раза меньше стоимость конструкции и в 5-6 - стоимость двигателей.

Неужели не интересно хотя бы ПОПРОБОВАТЬ?

Гладко было на бумаге...
В вашем рассчете при ресурсе планера 50 полетов стоимость в 10 раз больше, чем у одноразовой ракеты, включая ТО. Это очень оптимистичная оценка - стоимость полного цикла межполетного обслуживания в этом случае не больше 20% от стоимости изготовления одноразовой ракеты равной стартовой массы - даже в том случае, если само изготовление многоразовой ракеты ничего не стоит.
И межполетное обслуживание двигателей в вашем ваианте ничего не стоит, а ведь это не так - у Шаттла двигатели после каждого полета подвергаются переборке, тестированию и испытаниям на стенде.

Ракету перед новым полетом надо тщательно протестить. На Шаттле с одной теплозащитой сколько мороки между полетами.
Вот например есть у Шаттла одноразовый элемент - бак второй ступени. Так вот его изготовление обходится всего в 22% от стоимости запуска Шаттла.
Рискну предположить, что изготовление полностью одноразовой ракеты с ПН 30 тонн при условии крупносерийного производства (как делают подвесные баки Шаттла) было бы примерно равно по стоимости циклу межполетного обслуживания Шаттла. И это при том, что многоразовый Шаттл нужно ещё изготовить, не только на ТО идут затраты.
Кроме того, одноразовый носитель с ПН 30 тонн имел бы массу на уровне 600-700 тонн - в три раза меньше Шаттла, значит ему нужен гораздо меньший и более дешевый стартовый комплекс, транспортер-установщик, монтажный корпус.

По грузоподъемности Шаттл - это практически Протон. Сравните стоимость полета Шаттла, и пуска ракеты класса Протона, но не на "вонючке", а на криогенных нетоксичных компонентах.

Сравнение цены выведения килограмма ПН Шаттла и американскими многоразовыми носителями (у российских механизм ценнобразвания другой, структура затрат различается) есть вот здесь:
http://www.buran.ru/htm/21.htm

Пока стоимость межполетного обслуживания многоразовых систем не станет значительно (на десятки процентов) меньше, чем стоимость изготовления одноразовой ракеты равной грузоподъемности (то есть примерно в 3 раза меньшей массы) - многоразовые системы не будут выгодны при любой частоте запусков.
А ведь многоразовая ракета, которая в 3 раза тяжелее одноразовой, стоит в производстве  в примерно 10 раз больше - из-за бОльших размеров, большей сложности конструкции и меньшей серийности.
Значит чтобы стоимость межполетного обслуживания многоразовой системы была меньше, чем стоимость производства одноразовой, стоимость ТО между полетами многоразовой системы должна быть менее 10% от стоимости изготовления.
Это требование черезвычайно трудно выполнить.

И даже если его удасться выполнить - нужно учитывать и большую стоимость разработки многоразовой системы, которая тоже включается в стоимость полета. Даже при сотнях пусков, если стоимость разработки была несколько миллиардов долларов, на один пуск это будет добавлять десятки миллионов.

[hcube]

Шаттл прошу в пример не приводить. Для начала, ПН ПРАВИЛЬНО спроектированного АКС - всего в 1.5 раза ниже ПН одноразовой РН той же массы. Шаттл тут не показатель. Далее, стоимость эксплуатации шаттла в немалой степени связана с тем что он пилотируемый. Ну и т.д. - в общем, Шаттл - это пример того как НЕ надо проектировать многоразовые системы.

Относительно летного ресурса - для первой ступени легко можно обеспечить ресурс и в 50, и в 500 полетов. А она составляет основную массу РН. Для второй посложнее, но с несущими баками - опять же, можно применить менее нагруженную теплозащиту, например металлическую, и опять же ресурс поднять. 50 полетов - это реальный показатель для Шаттла, причем для малой частоты полетов. Если полеты частые, а методика тестирования отработана - то можно и 100 полетов получить, и 200.

[Shestoper]

Шаттл прошу в пример не приводить. Для начала, ПН ПРАВИЛЬНО спроектированного АКС - всего в 1.5 раза ниже ПН одноразовой РН той же массы. Шаттл тут не показатель. Далее, стоимость эксплуатации шаттла в немалой степени связана с тем что он пилотируемый. Ну и т.д. - в общем, Шаттл - это пример того как НЕ надо проектировать многоразовые системы.

Давайте разделим многоразовые системы с ракетными и воздушно-реактивными двигателями на первой ступени.
Что касается чисто ракетных систем - Вы утверждаете, что можно создать полностью многоразовую систему на ЖРД с крылатыми первой и второй ступенью и ПН 4%?
Извините, я в этом сомневаюсь. И не надо приводить в ответ соображения, насколько можно повысить грузоподьемность многоразовой Энергии, если её "правильно спроектировать". Дело в том, что и одноразовая Энергия проектировалась исходя из условия не только мю ПН. Одноразовая двухступенчатая ракета с керосином на первой ступени и водородом на второй, спроектированная по тандемной схеме (ступени моноблочные, с весовым совершенством на уровне Сатурна-5), с РД-170 и РД-0120, сможет вывести ПН до 6% стартовой массы - для Энергии это около 150 тонн.

А если речь идет про АКС с ВРД на первой ступени - да, у него ПН может составлять большую долю от стартовой массы. Но значительную часть этой стартовой массы составляет не топливо, а вес конструкции - стоимость изготовления такого многоразового АКС будет на порядок выше, чем ракеты равной стартовой массы.

Относительно летного ресурса - для первой ступени легко можно обеспечить ресурс и в 50, и в 500 полетов. А она составляет основную массу РН. Для второй посложнее, но с несущими баками - опять же, можно применить менее нагруженную теплозащиту, например металлическую, и опять же ресурс поднять. 50 полетов - это реальный показатель для Шаттла, причем для малой частоты полетов. Если полеты частые, а методика тестирования отработана - то можно и 100 полетов получить, и 200.

Это всё правильно. Но вот ресурс двигателй существенно увеличить на нынешнем уровне развития техники нельзя.
А корпус одноразовой ракеты не только легче, он ещё и существенно проще. Нет теплозащиты, средств обеспечения мягкой посадки.

В общем изготовление одного экземпляра многоразовой системы примерно на порядок дороже, чем одноразовой равной грузоподъемности. Так что для равной стоимости выведения килограмма ПН стоимость  цикла межполетного ТО всего многоразового аппарата (включая ЖРД с их малым ресурсом) должна быть меньше 10% стоимости изготовления.
Если это условие выполняется - можно детально прорабатывать проект АКС.
Если не выполняется - овчинка выделки не стоит при любой частоте пусков.

[Гусев_А]

Это всё правильно. Но вот ресурс двигателй существенно увеличить на нынешнем уровне развития техники нельзя.
А корпус одноразовой ракеты не только легче, он ещё и существенно проще. Нет теплозащиты, средств обеспечения мягкой посадки.

В общем изготовление одного экземпляра многоразовой системы примерно на порядок дороже, чем одноразовой равной грузоподъемности. Так что для равной стоимости выведения килограмма ПН стоимость  цикла межполетного ТО всего многоразового аппарата (включая ЖРД с их малым ресурсом) должна быть меньше 10% стоимости изготовления.
Если это условие выполняется - можно детально прорабатывать проект АКС.
Если не выполняется - овчинка выделки не стоит при любой частоте пусков.

Для АКСа с горизонтальным взлетом ЖРД нужны заметно меньшей тяги, значит и массы, т.е. в процентном соотношении масса ЖРД уменьшится, ну сделать его немного надежней в ущерб массе.

Думаю для первой аэро-ракетной ступени нужен не просто самолет с ракетной начинкой, а ракета с несущими (усиленными) баками и примонтированным оперением и прочими авиационными системами, но за основу брать ракету.

[Shestoper]

Для АКСа с горизонтальным взлетом ЖРД нужны заметно меньшей тяги, значит и массы, т.е. в процентном соотношении масса ЖРД уменьшится, ну сделать его немного надежней в ущерб массе.

Думаю для первой аэро-ракетной ступени нужен не просто самолет с ракетной начинкой, а ракета с несущими (усиленными) баками и примонтированным оперением и прочими авиационными системами, но за основу брать ракету.

Для АКС с горизонтальным влетом ЖРД на первой ступени вообще не нужны, нужны ВРД, у них удельный импульс выше.

АКС на ЖРД с горизонтальным взлетом по всем параметрам будет проигрывать самой обычной ракете - сухая масса первой ступени за счет крыльев и изгибающих нагрузок на корпус в горизонтальном положении будет намного выше, чем у ракеты, а УИ такой же.
Другое дело если старт вертикальный - там ступень переходит на самолетный полет уже пустая, и крылышки для её поддержания нужны ма-а-асенькие.

[Александр Ч.]

ХОЧУ АКС! ;-)

То же хочу АКС.

Как достали эти приземлённые мечты. Нет бы хотели сразу телепортатор!
 Впрочем уговорили, за ваши деньги - любой каприз!

И я хочу АКС!
Маленькую, недорогую, без амбиций.

Упс! Это, чего, только я один АКС не хочу? :lol:

Ну, я, например, сразу телепортатор хочу  :oops:

[hcube]

Ну, с первой ступенью проблем нет. Берем НК-33, дефорсируем. У исходного НК-33 ресурс был порядка 500 секунд. Для первой ступени время работы ЖРД - порядка 100 секунд, т.е. даже исходный НК-33 даже без переборки обеспечивает 5-кратный ресурс. Но, конечно, желательно что-то типа SSME, с ресурсом порядка 100 включений - опять же, реально - поскольку двигатель на первой ступени АКС работает довольно недолго и его масса несущественна - даже если он вдвое тяжелеет, проигрыш в ПН будет на уровне единиц процентов.

Конструкция первой ступени АКС hcube-Зомби должна быть, все же, скорее самолетной, чем ракетной, с самолетным 'сугубо многоразовым' подходом к конструированию. Это несколько уменьшает ПН, да. Но зато первая ступень становится практически неограниченно многоразовой (ну, кроме перебираемых ЖРД).

Вторая ступень, да, работает в более напряженных условиях. Но опять же - МЕНЕЕ напряженных чем Шаттл или капсулы. Для 300-тонного АКС сухая масса второй ступени порядка 12-14 тонн, при этом ее площадь - более 120 м2, т.е. на квадратный метр приходится всего 100 кг. Это значит, что температура на корпусе у второй ступени АКС будет ниже, не 1500С, а порядка 1000, или даже еще меньше. Т.е. можно применить металлическое ТЗП, которое значительно более прочно, чем волоконные плитки. Про ЖРД я уже говорил - если даже нельзя существенно поднять ресурс между обслуживаниями, то по крайней мере можно сделать ЖРД обслуживаемым. Кроме того, стартовая масса второй ступени - порядка 85 тонн, т.е. на нее нужен ЖРД эквивалентный половинке SSME. И работает он в 2 раза меньше по времени чем SSME. Т.е. ресурс расходует медленнее. Т.е. по ЖРД 2 ступени АКС по сравнению с Шаттлом выигрывает примерно раза в 2.5. А ЖРД у шаттла - это наименьшая из проблем при повторной подготовке к запуску ;-D.

В общем, ХО, надо пробовать. Ясно, что работать будет. Неясно, какие именно проблемы вылезут при эксплуатации. Чтобы выяснить реальную многоразовость, надо сделать прототип и его обкатать. Назначение у прототипа есть - многоразовый оперативный фоторазведчик.

[Shestoper]

Конструкция первой ступени АКС hcube-Зомби должна быть, все же, скорее самолетной, чем ракетной, с самолетным 'сугубо многоразовым' подходом к конструированию. Это несколько уменьшает ПН, да. Но зато первая ступень становится практически неограниченно многоразовой (ну, кроме перебираемых ЖРД).

У самолетов сухая масса 40% от максимальной, топливо и полезная нагрузка - всего 60%. Это у военных самолетов, например у стратегических бомберов. А уж у и х конструкторов весовая культура на высоте, и композиты они широко применяют.
20% от взлетной - сухая маса рекордного самолета Вояджер, который вообще еле взлететь мог.
У первой ступени с ЖРД, спроектированной по "самолетным" нормам и способной развить сверхзвуковую скорость, сухая масса будет не менее 30%.
И это при том, что у одноразовых кислород-керосиновых первых ступеней ракет весовое совершенство доходит до 6-7 %  :!:

Думаете большинство экспериментальных ракетных самолетов конструкторы делали сбрасываемыми с тяжелых носителей просто потому, что им хотелось машину похитрее сделать? Да просто топливо у ракетного самолета кончается через пару минут после взлета, он сам даже высоту приличную набрать едва успеет.

Взлетающий с земли горизонтально АКС с первой ступенью на ЖРД будет иметь очень низкую долю ПН и будет отднозначно проигрывать по экономичности одноразовым ракетам.
Я ещё понимаю АКС с ТРД и ПВРД на первой ступени - он ещё может потягаться с одноразовыми ракетами в экономичности (и то это ещё не очевидный факт, при полной многоразовости очень велика у него масса конструкции по сравнению с ракетой).

[Гусев_А]

Я немного не корректно выразился, порядке работы двигателей моё мнение полностью совпадает с мнением hcube. Вначале взлет, набор самолетной высоты и скорости на ВРД, потом включение на первой же ступени ЖРД (прийдется иметь два вида двигателей, но на одинаковом топливе), и набор еще немногим более полутора км/с скорости и 100-120 км. высоты. Затем отстыковка второй ступени с ПГ, В моем варианте достаточно тяжелой водородной с массой топлива чуть ли не в половину в сравнении с массой топлива первой ступени.

[Alex_II]

Я ещё понимаю АКС с ТРД и ПВРД на первой ступени - он ещё может потягаться с одноразовыми ракетами в экономичности (и то это ещё не очевидный факт, при полной многоразовости очень велика у него масса конструкции по сравнению с ракетой).

Не, никто больше топиков не читает... Максимум последнюю страницу  :cry:
Этот АКС - взлетает на ТРД, на них же и разгоняется сколько сможет - до 2,5М наверное. После чего запускает ЖРД и выпрыгивает из атмосферы в космос - километров до 100-150... И только там, над атмосферой отделяет вторую ступень и уходит на посадку...  Ну люди, ну читайте ж предложение, прежде чем кидаться возражать, а?

[hcube]

Если закладывать вполне реальное массовое совершенство 0.3 для первой и 0.2 для второй, мюПН получается примерно 1.4%. Это при полной многоразовости. Скорость разгона на ВРД - 1 км/c, скорость разгона на ЖРД - 2 км/с. Сухая масса второй ступени - 15 тонн, масса ПН - 4 тонны. Сухая масса разгонщика - 90 тонн. 4 тонны, кстати, это капсула Союза со стыковочным узлом и РДТТ САС.

В случае с одноразовой второй ступенью с совершенством 0.08, мюПН составляет 5.7% при наборе на ЖРД 300 м/c (собственно, оптимум лежит вообще около нуля, но из атмосферы все-таки выпрыгнуть надо). Т.е. ПН 17 тонн - для 300-тонного комплекса.

Для варианта АКС-Демонстратор (взлетная масса 25 тонн, один ТРД от Миг-25) с теми же характеристиками, масса ПН составит 340 кг, сухая масса многоразовой второй ступени - 1.2 тонны, сухая масса разгонщика - 7.5 тонн.

[Shestoper]

В случае с одноразовой второй ступенью с совершенством 0.08, мюПН составляет 5.7% при наборе на ЖРД 300 м/c (собственно, оптимум лежит вообще около нуля, но из атмосферы все-таки выпрыгнуть надо). Т.е. ПН 17 тонн - для 300-тонного комплекса.

Кстати я думаю это наверное самый экономически выгодный вариант - спасаемая первая ступень и одноразовая вторая.
У первой ступени тепловые нагрузки на планер меньше на порядок - значит выше ресурс и не нужна очень трудоемкая в обслуживании плиточная теплозащита. А средства спасения первой ступени сокращают ПН в несколько раз меньше, чем на второй ступени. При этом первая ступень самая дорогая.
Спираль ведь кстати именно по этой схеме построена, там ракетный разгонщик орбитального самолета одноразовый.

Только должен заметить, одноразовую водородную ступень ступень с весовым совершенством 0,08 в такой схеме вряд ли удасться применить. Для одноразовой ступени применение навороченных композитов вряд ли возможно, скорее всего она будет алюминиевой.
А весовое совершенство 0,08, достигнутое на второй ступени Сатурна-5 - оно достигнуто для короткой толстой ступени (удлинение ступени всего 2,5), с малой поверхностью баков на единицу объема.
Такую ступень на сверхзвуковой разгонщик горизонтального взлета не поставишь - будет чудовищное лобовое сопротивление.
Вторая ступень будет гораздо более узкой и вытянутой, хотя бы с пропорциями второй ступени Энергии. И весовое совершенство у неё скорее будет в районе 0,1.
Да и ПН в 17 тонн - это как-то нереально звучит. Если масса ПН + сухая масса многоразовой ступени = 19 тонн (4+15), то разве масса одноразовой ступени может быть всего 2 тонны? Она будет реально тонн 7-8 (при весовом совершенстве 0,1), а значит ПН 11-12 тонн.
Но и это очень немало - в 2,5-3 раза выше, чем у полностью многоразовой системы.
Собственно именно во столько раз ПН Энергии больше, чем ГК-175 (а ведь у Энергии на блоках первой ступени стояла парашютная система спасения, первая ступень могла быть многораовой как в вашем проекте).
Понятно что отказ от многоразовой второй ступени увеличит стоимость одного пуска системы меньше, чем в 2 раза, так что выигрыш в стоимости доставки килограмма ПН на орбиту будет заметным.

Если взять полностью одноразовую ракету массой 300 тонн (2 ступени, 200 и 100 тонн, керосин на первой, водород на второй, весовое совершенство соответственно 0,05 и 0,08 - очень высокие значения) - то тогда ПН будет не выше 17-18 тонн - всего в полтора раза больше, чем у АКС с многоразовой первой ступенью.

Следовательно на нынешнем уровне техники при высокой частоте пусков наиболее выгодны системы с многоразовой первой ступенью, и одноразовой второй.

[hcube]

Дело в том, что уменьшение ХС набираемой разгонщиком приводит к увеличению второй ступени. В случае 15+4 это 85 тонн, а в случае 17+15 - это 190 тонн. Разгонщик использует в качестве топлива метан, а вторая ступень - водород, оттуда и разница.

Реально, наверное, выдержать на том же разгонщике полную массу второй ступени не получится, т.е. скорее ПН будет 10-12 тонн, чем 17. Но все равно не 4 ;-).  Я, собственно, тоже пришел к выводу, что увеличение ПН примерно парирует отсутствие многоразовости ВТОРОЙ ступени. Т.е. варианты примерно паритетны - большая одноразовая ступень или меньшая многоразовая.

И - несколько разные ниши применения. Одноразовая ступень - для вывода на орбиту, а многоразовая - для грузооборота, включая экипаж. В случае МАКСоподобного применения - сначала 3-4 пусками АКС с одноразовой второй ступенью выводится технологический комплекс, а потом смена кассет уже ведется многоразовым кораблем.

[Александр Ч.]

Я ещё понимаю АКС с ТРД и ПВРД на первой ступени - он ещё может потягаться с одноразовыми ракетами в экономичности (и то это ещё не очевидный факт, при полной многоразовости очень велика у него масса конструкции по сравнению с ракетой).

Не, никто больше топиков не читает... Максимум последнюю страницу  :cry:
Этот АКС - взлетает на ТРД, на них же и разгоняется сколько сможет - до 2,5М наверное. После чего запускает ЖРД и выпрыгивает из атмосферы в космос - километров до 100-150... И только там, над атмосферой отделяет вторую ступень и уходит на посадку...  Ну люди, ну читайте ж предложение, прежде чем кидаться возражать, а?

Увы, это психология, темы на форумах, в большинстве случаев, читаются с конца.
Так может авторам не лениться и почаще писать, что первая ступень суборбитальная?  :wink:

[goran d]

Я немного не корректно выразился, порядке работы двигателей моё мнение полностью совпадает с мнением hcube. Вначале взлет, набор самолетной высоты и скорости на ВРД, потом включение на первой же ступени ЖРД (прийдется иметь два вида двигателей, но на одинаковом топливе), и набор еще немногим более полутора км/с скорости и 100-120 км. высоты. Затем отстыковка второй ступени с ПГ, В моем варианте достаточно тяжелой водородной с массой топлива чуть ли не в половину в сравнении с массой топлива первой ступени.

http://en.wikipedia.org/wiki/Antonov_An-72

Empty weight: 7,500 kg (16,500 lb)
Loaded weight: 19,050 kg (42,000 lb)
Max takeoff weight: 33,000 kg (72,750 lb)

если ети данные верны - то массовое качество 4,4
а вообще то массовое качество при одинаковой масы крыла можно повысить защет высокой взлетной и посадочной скорости

[goran d]

http://en.wikipedia.org/wiki/Tu_160

A demilitarized, commercial version of the Blackjack, dubbed Tu-160SK, was displayed at an air show in Singapore in 1994 with a model of a small space vehicle named Burlak attached underneath the fuselage