Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[Бродяга]

Да, "бочка с топливом и крыльями". И с мощным двигателем, тяга которого больше массы носителя.

Не факт. По моим расчетам стартовая тяговооруженность с турбопрямоточками на керосине (оптимизированным по соотношению тяг) должна составлять от 0,43 до 0,52 (большей для большей удельной нагрузки на крыло). Количество пар двигателей - 6-8 шт.

"Турбопрямоточками" — вот в этом вся проблема.
 Надо использовать ракетно-прямоточный двигатель, на старте это ЖРД. Разумеется, это лишние затраты топлива, а точнее окислителя, но нет возни с турбинами, которые будут иметь массу близкую к этой массе окислителя.

 Если бы существовали ТРДД с тягой 50—100 тонн, вопрос был бы сложнее, но сверхзвуковых ТРДД с тягой более 25 тонн, насколько мне известно, нет.

[Дмитрий В.]

Не факт. По моим расчетам стартовая тяговооруженность с турбопрямоточками на керосине (оптимизированным по соотношению тяг) должна составлять от 0,43 до 0,52 (большей для большей удельной нагрузки на крыло). Количество пар двигателей - 6-8 шт.

Вообще-то, стартовая тяговооруженность для ЛА горизонтального взлета здорово зависит от АК.

[Evgeniy]

"Турбопрямоточками" — вот в этом вся проблема.
 Надо использовать ракетно-прямоточный двигатель, на старте это ЖРД. Разумеется, это лишние затраты топлива, а точнее окислителя, но нет возни с турбинами, которые будут иметь массу близкую к этой массе окислителя.

РПД не рассматривал. Поэтому ничего однозначно утверждать не буду. Надо будет посидеть на досуге

[Evgeniy]

Не факт. По моим расчетам стартовая тяговооруженность с турбопрямоточками на керосине (оптимизированным по соотношению тяг) должна составлять от 0,43 до 0,52 (большей для большей удельной нагрузки на крыло). Количество пар двигателей - 6-8 шт.

Вообще-то, стартовая тяговооруженность для ЛА горизонтального взлета здорово зависит от АК.

АК это что?

[Дмитрий В.]

Не факт. По моим расчетам стартовая тяговооруженность с турбопрямоточками на керосине (оптимизированным по соотношению тяг) должна составлять от 0,43 до 0,52 (большей для большей удельной нагрузки на крыло). Количество пар двигателей - 6-8 шт.

Вообще-то, стартовая тяговооруженность для ЛА горизонтального взлета здорово зависит от АК.

АК это что?

Аэродинамическое качество, Cya/Cxa

[Evgeniy]

Вообще-то, стартовая тяговооруженность для ЛА горизонтального взлета здорово зависит от АК.

А еще стартовая тяговооруженность здорово зависит от высотно-скоростных характеристик всей СУ, от траектории полета, от требований по безопасности полета, предъявляемых к СУ и т.д.
Все было учтено. Потребная стартовая тяговооруженость определялась в процессе интегрирования уравнений движения по типовому профилю полета для заданной аэродинамики всей АКС. Рассматривались ситуации отказа двигателя в любой точке траектории и возможности выполнения безопасного возвращения на аэродром старта (в том числе со второй ступенью) или выполнения установившегося полета для принятия оперативных мер по введению двигателя в работоспособное состояние и т.д.

[Дмитрий В.]

Потребная стартовая тяговооруженость определялась в процессе интегрирования уравнений движения по типовому профилю полета для заданной аэродинамики всей АКС. Рассматривались ситуации отказа двигателя в любой точке траектории и возможности выполнения безопасного возвращения на аэродром старта (в том числе со второй ступенью) или выполнения установившегося полета для принятия оперативных мер по введению двигателя в работоспособное состояние и т.д.

И для какой аэродинамической компоновки разгонщика?

[Evgeniy]

Потребная стартовая тяговооруженость определялась в процессе интегрирования уравнений движения по типовому профилю полета для заданной аэродинамики всей АКС. Рассматривались ситуации отказа двигателя в любой точке траектории и возможности выполнения безопасного возвращения на аэродром старта (в том числе со второй ступенью) или выполнения установившегося полета для принятия оперативных мер по введению двигателя в работоспособное состояние и т.д.

И для какой аэродинамической компоновки разгонщика?

За базу бралась компоновка разгонщика МиГ-АКС. В дальнейшем из условия объемной компоновки изменялся объем фюзеляжа.
Для информации привожу расчетное макс. качество для ГСР (без второй ступени) на разл. топливах (для простоты не учитывалось снижение сопротивления трения при росте высоты полета)
на взлете - 8,8;
на околозвуковом режиме - 9,5;
на М=2 - 7,75;
на М=5 - 6,45.

[Дмитрий В.]

на М=5 - 6,45.

Вот хочется верить, но как-то сомнительно такое качество на гиперзвуке, да еще и с "горбом" второй ступени на спине :roll:

[AlexB14]

АК это что?

Аэродинамическое Качество, надо думать. Евгений! Нихрена не могу понять в этом споре. Понятно, что ракетчики без боя и пяди земли не отдадут. Но почему сторонники АКС сами подрубают себе сук, на котором обосновались? Технических плюсов у АКС, как я понимаю, два: отсутствие гравпотерь при старте (в начале полёта опираемся на крыло) и меньшая необходимость в окислителе (на начальном участке полёта в качестве такового используется воздух). Так почему АКСовцы сдаются практически без боя, выбрасывая ракету на низкой высоте? Как я понимаю оптимальная циклограмма заключается в том, что разгонщик должен набрать максимальную для себя скорость (ну, явно гиперзвук) в атмосфере. На границе атмосферы переключается на собственный окислитель, идёт по суборбитальной траектории и затем садится. При выходе за границу атмосферы от носителя отделяется ПН+РБ. И до входа в атмосферу РБ должен успеть набрать скорость недостающую до первой космической. Вроде бы всё просто, но почему все рисуют то "Мрию", то "Геофизику", то ещё какую хрень и уже на основе этих рисунков, естественно, делают вывод, что АКС - отстой? Почему АКСовцы согласны играть на "чужом" невыгодном для себя поле? :?:

[Evgeniy]

на М=5 - 6,45.

Вот хочется верить, но как-то сомнительно такое качество на гиперзвуке, да еще и с "горбом" второй ступени на спине :roll:

Это качество без второй ступени. С ней (вся АКС оно составляет максимум 5) Качество на гиперзвуке действительно выглядит несколько высоковатым. Наверное это погрешности методик расчета. Хотя полученный результат не противоречит теоретически предельному аэродинамическому качеству. Да и от фюзеляжа у ГСР на керосине почти ничего не осталось при оптимизации. Фактически получилось летающее крыло с некоторым утолщением в носой и центральной части для размещения экипажа (в пилотируемом варианте), частей оборудования и топлива. В остальном все вмещалось в емкости крыла.

[Дмитрий В.]

АК это что?

Аэродинамическое Качество, надо думать. Евгений! Нихрена не могу понять в этом споре. Понятно, что ракетчики без боя и пяди земли не отдадут. Но почему сторонники АКС сами подрубают себе сук, на котором обосновались? Технических плюсов у АКС, как я понимаю, два: отсутствие гравпотерь при старте (в начале полёта опираемся на крыло) и меньшая необходимость в окислителе (на начальном участке полёта в качестве такового используется воздух). Так почему АКСовцы сдаются практически без боя, выбрасывая ракету на низкой высоте? Как я понимаю оптимальная циклограмма заключается в том, что разгонщик должен набрать максимальную для себя скорость (ну, явно гиперзвук) в атмосфере. На границе атмосферы переключается на собственный окислитель, идёт по суборбитальной траектории и затем садится. При выходе за границу атмосферы от носителя отделяется ПН+РБ. И до входа в атмосферу РБ должен успеть набрать скорость недостающую до первой космической. Вроде бы всё просто, но почему все рисуют то "Мрию", то "Геофизику", то ещё какую хрень и уже на основе этих рисунков, естественно, делают вывод, что АКС - отстой? Почему АКСовцы согласны играть на "чужом" невыгодном для себя поле? :?:

Насчет окислителя - все верно, а насчет отсутствия гравпотерь - миф (гравпотери будут сопоставимы по величине с обычными РН, при том, что аэродинамические потери у АКС выше). Схема, которую Вы предложили - сводит на нет все достоинства АКС (а именно отсутствие окислителя на борту и высокий поэтому УИ по топливу) из-за неоптимального распределения масс.

[Александр Геннадьевич Шлядинский]

АК это что?

Аэродинамическое Качество, надо думать. Евгений! Нихрена не могу понять в этом споре. Понятно, что ракетчики без боя и пяди земли не отдадут. Но почему сторонники АКС сами подрубают себе сук, на котором обосновались? Технических плюсов у АКС, как я понимаю, два: отсутствие гравпотерь при старте (в начале полёта опираемся на крыло) и меньшая необходимость в окислителе (на начальном участке полёта в качестве такового используется воздух). Так почему АКСовцы сдаются практически без боя, выбрасывая ракету на низкой высоте? Как я понимаю оптимальная циклограмма заключается в том, что разгонщик должен набрать максимальную для себя скорость (ну, явно гиперзвук) в атмосфере. На границе атмосферы переключается на собственный окислитель, идёт по суборбитальной траектории и затем садится. При выходе за границу атмосферы от носителя отделяется ПН+РБ. И до входа в атмосферу РБ должен успеть набрать скорость недостающую до первой космической. Вроде бы всё просто, но почему все рисуют то "Мрию", то "Геофизику", то ещё какую хрень и уже на основе этих рисунков, естественно, делают вывод, что АКС - отстой? Почему АКСовцы согласны играть на "чужом" невыгодном для себя поле? :?:

Потому и сдаются, что такой разгонщик, это уже не самолет, а крылатая ступень с такими запредельными требованиями, что надежность ее становится ближе к ракетной, а сложность и стоимость запредельная. Ну а уж межполетное обслуживание ...
Т.е. с одной стороны ни каких преимуществ (для воздушного космодрома), с другой серхсложность, ненадежность и запредельная стоимость (для скоростного и высотного). И все с потерями массы ПН относительно стартовой.
Не, не его это поле.

[Evgeniy]

Технических плюсов у АКС, как я понимаю, два: отсутствие гравпотерь при старте (в начале полёта опираемся на крыло) и меньшая необходимость в окислителе (на начальном участке полёта в качестве такового используется воздух).

Кроме этого еще возможность построения оптимальных трасс выведения и существенное расширение азимутов пуска (вплоть до всеазимутности) играют немаловажную роль

Так почему АКСовцы сдаются практически без боя, выбрасывая ракету на низкой высоте? Как я понимаю оптимальная циклограмма заключается в том, что разгонщик должен набрать максимальную для себя скорость (ну, явно гиперзвук) в атмосфере. На границе атмосферы переключается на собственный окислитель, идёт по суборбитальной траектории и затем садится. При выходе за границу атмосферы от носителя отделяется ПН+РБ. И до входа в атмосферу РБ должен успеть набрать скорость недостающую до первой космической. Вроде бы всё просто, но почему все рисуют то "Мрию", то "Геофизику", то ещё какую хрень и уже на основе этих рисунков, естественно, делают вывод, что АКС - отстой? Почему АКСовцы согласны играть на "чужом" невыгодном для себя поле? :?:

Я как раз в настоящее время занимаюсь оптимизацией траекторий полета. Могу сказать только то, что для совершения изоэнергетического полета (набора высоты за счет скорости) необходимо искривление траектории вверх, для чего нужна подъемная сила или (и) тяга двигателя. И то и другое (для ВРД) на больших высотах снижается и не позволяют осуществить интенсивное искривление траектории. Если же ставить ЖРД на первую ступень, то разгонять придется всю АКС, а не только вторую ступень, что явно не рационально.
Вот поэтому и остается разгонять до максимально возможных скорости и высоты (для максимального использования подъемной силы крыла и высокого удельного импульса ВРД) и отпускать вторую ступень в добрый путь.
Кроме того, думаю что немаловажным является достижение не только конечной высоты и скорости, но и угла наклона траектории в точке разделения ступеней. Однозначно утверждать важность пока не могу, потому как нахожусь на этапе предварительной разработки этого вопроса.

[Evgeniy]

Насчет отсутствия гравпотерь - миф (гравпотери будут сопоставимы по величине с обычными РН, при том, что аэродинамические потери у АКС выше).

Гравитационные потери выше? Откуда?

[Дмитрий В.]

Насчет отсутствия гравпотерь - миф (гравпотери будут сопоставимы по величине с обычными РН, при том, что аэродинамические потери у АКС выше).

Гравитационные потери выше? Откуда?

Я не говорю, что гравпотери выше :wink:  Хотя все может быть.
Гравитационные потери - это интеграл по времени от g*sin(teta).
Поскольку угол наклона при работе 1-й ступени будет ненулевым, то и гравпотери будут иметь место. Поскольку оптимальный угол наклона траектории при разделении ступеней (при выводе на низкие орбиты) составляет 18-30 град, то эти потери будут совсем ненулевыми. Но у АКС еще невысокая тяговооруженность и большее время движения 1-й ступени, чем у РН, значит упомянутый интеграл будет довольно приличным.

[Evgeniy]

Насчет отсутствия гравпотерь - миф (гравпотери будут сопоставимы по величине с обычными РН, при том, что аэродинамические потери у АКС выше).

Гравитационные потери выше? Откуда?

Я не говорю, что гравпотери выше :wink:  Хотя все может быть.
Гравитационные потери - это интеграл по времени от g*sin(teta).
Поскольку угол наклона при работе 1-й ступени будет ненулевым, то и гравпотери будут иметь место. Поскольку оптимальный угол наклона траектории при разделении ступеней (при выводе на низкие орбиты) составляет 18-30 град, то эти потери будут совсем ненулевыми. Но у АКС еще невысокая тяговооруженность и большее время движения 1-й ступени, чем у РН, значит упомянутый интеграл будет довольно приличным.

Хорошо, пусть потери даже выше. Но тут появляется одно но. А именно на порядок более высокий удельный импульс ВРД. В таком случае даже большие потери не играют большой роли из-за меньших относительных затрат массы на достижение ХС в точке разделения ступеней по сравнению с РН. Ведь вся эта муть с потерями ХС сводится к определению доп. затрат массы ЛА. Не так ли?
А значения оптимальных углов разделения ступеней вы откуда взяли если не секрет? Из каких соображений они в данном случае были определены?

[Дмитрий В.]

Хорошо, пусть потери даже выше. Но тут появляется одно но. А именно на порядок более высокий удельный импульс ВРД. В таком случае даже большие потери не играют большой роли из-за меньших относительных затрат массы на достижение ХС в точке разделения ступеней по сравнению с РН. Ведь вся эта муть с потерями ХС сводится к определению доп. затрат массы ЛА. Не так ли?
А значения оптимальных углов разделения ступеней вы откуда взяли если не секрет? Из каких соображений они в данном случае были определены?

Высокий УИ обеспечивает снижение массы заправляемого топлива (нет окислителя на борту), но одновременно увеличивает массу конструкции ("тяжелая" ДУ, крыло и т.п.). А оптимальные углы наклона траектнории легко считаются при интегрировании дифуравнений движения.

[AlexB14]

Технических плюсов у АКС, как я понимаю, два: отсутствие гравпотерь при старте (в начале полёта опираемся на крыло) и меньшая необходимость в окислителе (на начальном участке полёта в качестве такового используется воздух).

Кроме этого еще возможность построения оптимальных трасс выведения и существенное расширение азимутов пуска (вплоть до всеазимутности) играют немаловажную роль

Ну, меня прежде всего интересовали технические аспекты.

Я в настоящее время занимаюсь оптимизацией траекторий полета. Могу сказать только то, что для совершения изоэнергетического полета (набора высоты за счет скорости) необходимо искривление траектории вверх, для чего нужна подъемная сила или (и) тяга двигателя. И то и другое (для ВРД) на больших высотах не позволяют осуществить интенсивное искривление траектории. Если же ставить ЖРД на первую ступень, то разгонять придется всю АКС, а не только вторую ступень, что явно не рационально.

Не понял. Гиперзвуковые скорости типа 5-7М современным скоростным самолётам, как понимаю, доступны. Этой скорости (набранной ещё в атмосфере) вполне достаточно для суборбитального полёта. Остаётся искривить траекторию. Полагаю, что можно искривить траекторию в верхней части атмосферы, используя аэродинамику. Думаю ЖРД всё же понадобятся в помощь крыльям на выходе из атмосферы, но это должны быть слабые движки, типа апогейных спутниковых. И, кстати, при такой циклограмме полёта, ИМХО, подвеска в виде РБ+ПН вполне может быть внутренней и не портить АК первой ступени.  :?:

[Evgeniy]

Высокий УИ обеспечивает снижение массы заправляемого топлива (нет окислителя на борту), но одновременно увеличивает массу конструкции ("тяжелая" ДУ, крыло и т.п.).

О весе аэродинамических поверхностей и СУ никто не спорит.   Вопрос был о потерях ХС и как следствие технических выгодах/потерях в этом направлении, которое завязывается на топливо.

А оптимальные углы наклона траектории легко считаются при интегрировании дифуравнений движения.

Ну вы даете.    То есть решить задачу минимизации задачи функционала интегральных относительных затрат топлива при свободных начальных условиях и заданных конечных для вас просто? Может подбросите ссылочку с решением?