Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[Дмитрий В.]

Ваще ничего не понял, на всякий случай - это вы мне?

Дык, у вас, АКСистов, фиг чё поймёшь! :lol:

[Зомби. Просто Зомби]

Неужели HZ непонятен?
А что в нем непонятно?

[Saul]

Благодаря замечаниям Гусева , на моём сайте, по "сквозной АКС", появилось предложение применить твердотопливные прямоточники как "шпалы" под "зубчатые рельсы". Это скорее 1,5 ступень и ей не обязательно достигать больших  скоростей, ускорений и вертикального набора высоты. На АКС прийдётся возить не только жилистых космонавтов но и амёбообразных туристов.

[Дмитрий В.]

Неужели HZ непонятен?
А что в нем непонятно?

Все - от целевых задач и  применения ЖРД на 1-й ступени до конструктивно-силовой схемы! :lol:

[Гусев_А]

Неужели HZ непонятен?
А что в нем непонятно?

Если совершенно чесно, то у меня очень сумбурно неопределенное представление о Вашем HZ. Помню видел рисунок второй ступени, много не очень конкретных высказыманий, но чтоб все рисунки и описания в одном месте, такого не видел, про расчеты даже не слышал. Кроме того со многим я не согласен. В итоге вообще не пойму о чем идет речь.

Благодаря замечаниям Гусева , на моём сайте, по "сквозной АКС", появилось предложение применить твердотопливные прямоточники как "шпалы" под "зубчатые рельсы". Это скорее 1,5 ступень и ей не обязательно достигать больших скоростей, ускорений и вертикального набора высоты. На АКС прийдётся возить не только жилистых космонавтов но и амёбообразных туристов.

А если немного внятней?

[Зомби. Просто Зомби]

Неужели HZ непонятен?
А что в нем непонятно?

Все - от целевых задач и  применения ЖРД на 1-й ступени до конструктивно-силовой схемы! :lol:

Ну-ну
Нежелающему понять объяснить невозможно

[Зомби. Просто Зомби]

Благодаря замечаниям Гусева , на моём сайте, по "сквозной АКС", появилось предложение применить твердотопливные прямоточники как "шпалы" под "зубчатые рельсы".

Да, возможно, если это "не ко мне", а просто "поток сознания на тему".
"Осознал. Беру обратно."  :mrgreen:
Меня "ХОЧУЧИ " более всего задели и сделали реакцию несколько эмоциональной.
"Не прав".

[Зомби. Просто Зомби]

Если совершенно чесно, то у меня очень сумбурно неопределенное представление о Вашем HZ. Помню видел рисунок второй ступени, много не очень конкретных высказыманий, но чтоб все рисунки и описания в одном месте, такого не видел, про расчеты даже не слышал. Кроме того со многим я не согласен. В итоге вообще не пойму о чем идет речь.

В "Концепции" есть двадцать страниц непосредственно обсуждения HZ.

[Evgeniy]

Евгений, хладоресурс горючего использовался в SR-71. Аналогии, конечно, неблизкие, но хоть что-то. SR-71, конечно, всего 3 М давал, но зато летал сколько времени. Да и профиль полёта в атмосфере другой.

В том то и дело, что все несколько иначе с SR-71. Хотя я никогда не интересовался подробностями этого самолета. Знаю только что он почти весь титановый.  :? А у меня несколько иная ситуация. В моем случае заданные диррективно требования надежности сразу отвергли использование хладоресурса топлива на охлаждение элементов планера. То бишь система теплозащиты - пассивная.

[Evgeniy]

И - не надо выжимать предельные характеристики. Это ДОРОГО

Конечно это дорого. Но делать более дешовые, но менее эффективные системы тоже не однозначный выход.
Я считаю что для АКС нужно первоначально активное развитие базовых технологий. Это мой личный взгляд на сегодняшний момент. А это дело не скорое. А как там будет в перспективе время покажет.

а смысл АКС - в снижении СТОИМОСТИ вывода на орбиту.

По сути согласен, хотя имеются еще выгоды с позиции эффективности. Они выгоды имеют экономический эквивалент, но почему-то их обычно отбрасывают.

[Evgeniy]

Не совсем понял, как давление выгибает обшивку во внешнюю сторону, поясните.

Ну это достаточно просто. Ведь в полете и на верхней и на большой части нижней поверхностях крыла создается разрежение + понижение давления с ростом высоты, все это при герметичном крыле создает разницу давлений на обшивке.

Относительно нагрузок и "дутой конструкции".
 Смысл "дутой конструкции" в том, что она всегда работает на растяжение за счёт того, что есть избыточное давление и по этой причине она устойчива.
 Да, для форм вроде длинного крыла это не очень эффективно, но для формы вроде удлинённого B-2 или "Вулкана" по-моему будет эффективно.

Дело в том, что панели крыла и так не работают на изгиб. В нормальном полете верхняя панель испытывает сжатие, а нижняя растяжение. То есть момент воспринимается парой сил. Но вот строительная высота крыла не позволяет получать очень легковесную конструкцию. Что же касается устойчивости верхней панели крыла, то тут проблемы как правило не возникает. Нервюры, расположенные по всему размаху консоли для передачи крутящего момента крыла, трансформированного в пару сил на стенки, одновременно повышают устойчивость верхней панели, разбивая ее на отдельные участки по ее длинне.

Есть определённый участок после взлёта, когда самолёт не может сесть на аэродром при отказе двигателя.
 Для этого случая "серьёзные повреждения" это очень мягко сказано.

Ну дык ни один летательный аппарат не лишен этой проблемы. Единственное исключение - это вертолеты, да и то при небольшой высоте. Эта проблема у всех. Правда все-таки у самолетов дела обстоят получше чем у ракет. Вторую ступень при ее расположении на спине и сохранить можно умудриться. А вообще тут работает во всю безопасность полетов.

Ха, так это моё принципиальное разногласие с Зомби.

 Я считаю, что тяговооруженность АКС должна быть высокой, может несколько меньше, чем у ракеты, но такой, что время разгона АКС будет если и больше, то раза в 2-3.

 Иначе высокий УИ сожрут потери.

 Кстати, по этой же причине я считаю, что использование ЖРД не хуже, по крайней мере на начальном этапе, когда ЖРД есть, а специальных мощных ВРД для АКС нет.

Тяговооруженность конечно может быть высокой, но тут возникает одна проблемка. С ростом тяговооруженности растет и масса силовой установки. ТРД - это не ЖРД. Масса СУ с ТРД обычно порядка 10%. При этом тяговооруженость порядка 0,4-0,5. Увеличение тяги в 2-3 раза приведет примерно к пропорциональному росту массы СУ. А это резко увеличит весь самолет.
К включению в качестве стартового двигателя ЖРД я отношусь достаточно спокойно. При этом я предполагаю, что ЖРД заменит ТРД. Но это включение очень скользкое. ЖРД более чем на порядок прожорливей, и работать он должен очень мало по времени, а при этом успеть разогнать машину до скоростей запуска ПВРД. Сомнительны такие возможности.
А насчет сжигания УИ потерями при продолжительном полете с ВРД. Тоже не сказал бы что много там сжигается. По сравнению с затратами топлива в РН мелочь. Как пример на сколько я помню, когда я считал ГСР на водороде, то при М_раст=6, параллаксе в 5000 км при крейсерском гиперзвуке с М=5 у меня с трудом наскребались 20% массы топлива от взлетной (продолжительность всего полета что-то около 1,5 часов). Может я ошибаюсь в мелочи, но порядок точно таков. При сравнении с РН разница чувствуется, не так ли?

Боковушки "Энергии" долетели до земли целыми, и не во всех закипели остатки кислорода.
 Но снаружи они сильно нагрелись, измерительные системы были повреждены, так что теплозащита нужна.
 Но не "шаттловская теплозащита", суть в том, что в случае ступени многоразовой ракеты мы можем тормозить быстро, с ускорениями несколько "g", а не как Шаттл.

Пардон, но условия для топлива в ракетных блоках и в топливных баках самолета разные. Одно только выруливание на взлетку уже продолжительный период времени занимает, так что топливо однозначно кипит. Без вариантов. Помню где-то смотрел расчеты по авиационной криогенике, так там оказалось, что критичным режимом для баков оказывается режим стоянки.
Да и что касается теплозащиты все-таки и время воздействия тепловых потоков и высоты со скоростными напорами не те. Я так думаю, что для разгонщика без крейсерского гиперзвука в качестве теплозащиты не плохо должны сойти стальные экраны, установленные по теплонагруженным частям планера как бы чешуей.

[Evgeniy]

А чем плохо запипание топлива в крыльях, нефтепродукты ведь кипят при Т меньше, чем плавление аллюминия. Отбирай паровую фазу и всё, отличное охлаждение, ещё внутри крыла "брызгала" направить вверх.

Кто вам сказал, что керосин кипит в баках? Если бы такое было, то самолет пролетел бы не больше чем 2 минуты после начала кипения. Причина проста - при кипении выкипают легкие фракции керосина, а тяжелые коксуются и оседают. Далее путь смоляных частиц не трудно проследить - до первого же топливного фильтра. С успехом забивая его топливо дальше пойдет к следующему, по открытому автоматикой прямому каналу подачи топлива, в обход забитого фильтра. И так далее до самых элементов топливной автоматики и форсунок. Долго ни один двигатель так не протянет.
Даже просто нагрев уже оказывает влияние. Как пример на Ту-144 после каждого полета фильтры, которые были с пол человеческого роста чуть ли ни выкидывали, потому как почистить их было невозможно.
Если говорить не о керосине, а о криогенике, то тут возникают проблемы взрывоопасности. Если подвергать баки активному нагреву, как вы предлагаете, то рост давления испарений постепенно разорвет этот бак как тузик грелку. Поэтому вообще размещение криогенных топлив в консолях крыла всерьез никогда не рассматривается. Либо мы получим неподъемный бак, либо стравим полтоплива на дренаж при достижении предельного давления в баке.

[Evgeniy]

Всякие "крылья" являются только источниками аэродинамических потерь и могут обеспечить только многоразовость

Ну в случае АКС крыло скорее не столько для многоразовости (ее можно и парашютной посадкой обеспечить и при том при меньшей массе, сколько для обеспечения движения в слоях атмосферы, позволяющих наиболее эффективно и полно использовать ВРД. Все-таки при малых углах наклона траектории, что необходимо для разгона на малых высотах, необходимо чем-то создавать нормальную к траектории силу, удерживающую ЛА на эффективной траектории. Конечно таектория могла бы быть близкой к ракетной, но при этом получите огромный двигатель (из-за высокой тяговооруженности), который при этом еще и будет мало работать (а значит преимущество в высоком УИ не реализуется). Нормальную силу вроде как можно создавать отклонением вектора тяги, но это приводит к росту потребной тяговооруженности как из-за сомого отклонения, так и из-за необходимости компенсации высокого аэродинамического сопротивления.

[Evgeniy]

УИ ВРД вполне известен, и предсказуем для различных условий (теоретический). А технически воплотить теоретические параметры в практические, или хотя бы в технически возможные, это совсем другое дело.

Даже теоретически ТРД не хочет работать на скоростях выше 3,4 маха (край 4,6 (в жестком пределе высот и скоростей со сложным воздухозаборником)). При этом не во всем диапазоне он развивает крейсерскую тягу. Кроме того таких ТРД еще физически нет, а их разработка при современном массовом пропиле бабок маловероятна (в итоге скажут не получилось). Есть кончено некоторые рывки у американцев, но наверно они еще далеки от практического результата.

ПВРД еще капризней, не смотря на давно созданные крылатые ракеты, этот  ПВРД так и не научился работать в хоть немного более широком диапазоне скоростей и высот. И радужных перспектив не очень то видно, тем более выполнить ХОЧУЧИ наивных мечтателей, что он разовьет большую тягу во всем диапазоне скоростей от 2-х до 15-ти Махов с высотами от 0-ля до 45 километров. ВЕДЬ НАИВНО ? ? ?

Максимальное число М, при котором возможно применять ТРД обычно определяют вырождением двигателя. Реально  максимальная скорость будет еще ниже из-за потребности в компенсации аэродинамического сопротивления. Граница вырождения же сильно зависит от напорности компрессора и степени двухконтурности. Чем выше степень двухконтурности и выше напорность компрессора, тем на более низких скоростях наступает вырождение. Если оптимизировать напорность, то ТРД вполне можно использовать до М=5, но компрессор будет совсем жиденьким и с трудом будет обеспечивать полет на дозвуке и особенно трансзвуке. А физически таких ТРД нет, что и понятно. Нет заказов на самолеты, для которых применимы такие ТРД, нет и самих ТРД. А с точки зрения их разработки и создания они будут чуть попроще обычных ТРД.
Сам ПВРД в классическом его понимании (двигатель с дозвуковым горением) не столь капризен как вам кажется. Если только вы воздухозаборник внутреннего сжатия не применяете. А вот ГПВРД уже действительно имеет проблемки. Особенно в части создания широкодиаппазонных ГПВРД. Хотя опыты по переходу с режима дозвукового горения на сверхзвук и обратно вроде ставили. И вроде как даже успешно.
В общем не так страшен черт, как его малюют.

[Зомби. Просто Зомби]

Я считаю что для АКС нужно первоначально активное развитие базовых технологий. Это мой личный взгляд на сегодняшний момент. А это дело не скорое. А как там будет в перспективе время покажет.

Вряд ли это ваш личный взгляд.
Скорее, это вы чей-то взгляд разделяете.
Достаточно авторитетный, впрочем.

Но это только вариантная стратегома, не обязательно самая эффективная из возможных, с точки зрения "чистых" интересов освоения космоса.

[Saul]

Evgeniy писал

Причина проста - при кипении выкипают легкие фракции керосина, а тяжелые коксуются и оседают. Далее путь смоляных частиц не трудно проследить - до первого же топливного фильтра

В нефтеперегонке гонят количество, а есть производства, где ректификацией получают чистейшие продукты (работал на таком). Сажа может образоваться при огневом нагреве, а от трения крыла о воздух не будет. Реально подобрать какой нибудь уайтспирит. А лучше понизить скорость начала работы ПВРД.
 Идейка - в истрибителях регулируют сечение на выходе движков, а если воздухозаборник ПВРД сделать с изменяемым сечением, как это отразится на диапазоне скоростей?

[Evgeniy]

Я считаю что для АКС нужно первоначально активное развитие базовых технологий. Это мой личный взгляд на сегодняшний момент. А это дело не скорое. А как там будет в перспективе время покажет.

Вряд ли это ваш личный взгляд.
Скорее, это вы чей-то взгляд разделяете.
Достаточно авторитетный, впрочем.

Но это только вариантная стратегома, не обязательно самая эффективная из возможных, с точки зрения "чистых" интересов освоения космоса.

По правде говоря к этой позиции я пришел самостоятельно, проанализировав полученные мною оценки. Очень рад если у меня есть единомышленики (хотя для данной позиции это не удивительно).
А с точки зрения эффективности сказать однозначно затруднительно. Но пока миром правят экономисты данная позиция весьма не дурна на мой взгляд.

[Evgeniy]

Evgeniy писал

Причина проста - при кипении выкипают легкие фракции керосина, а тяжелые коксуются и оседают. Далее путь смоляных частиц не трудно проследить - до первого же топливного фильтра

В нефтеперегонке гонят количество, а есть производства, где ректификацией получают чистейшие продукты (работал на таком). Сажа может образоваться при огневом нагреве, а от трения крыла о воздух не будет. Реально подобрать какой нибудь уайтспирит. А лучше понизить скорость начала работы ПВРД.
 Идейка - в истрибителях регулируют сечение на выходе движков, а если воздухозаборник ПВРД сделать с изменяемым сечением, как это отразится на диапазоне скоростей?

А сколько такой керисин стоить будет?
А скорость начала работы ПВРД было бы не плохо определять из оптимальности.
В большинстве истребителей применяют регулируемые воздухозаборники.
Применение ПВРД без регулирования входного и выходного сечений вообще выглядят абсурдным при его то диаппазоне скоростей полета. Как вы себе представляете нерегулируемые воздухозаборник и сопло ПВРД? Потери будут огромные. Не говоря уже и о проблемах с устойчивостью работы двигателя. Эдак и до помпажа не далеко

[hcube]

Да вообще ПВРД не нужен ;-)

Смотрите - до 2.5-3 М и высоты в 30 км отлично работают ТРДФ. Дальше они не справляются - перегрев компрессора и так далее. Вроде бы нужна прямоточка - она работает от 3 и до примерно 6-8М. Но у нас-то цель - это не полет в атмосфере. Цель - это орбита. Поэтому мы не заморачиваемся с созданием тяги из воздуха мизерной плотности, а переходим на ЖРД с заранее запасенным топливом. Проигрыш в УИ компенсируется выигрышем в мессе и компактности конструкции. Тем паче, что прыгнуть надо совсем на чуть -  от 0.5 до 1.5 км/c набрать, это примерно 25% топлива по массе. После чего сбрасывается водородная ступень, ради которой все это и затевалось, и вот она-то в идеальных для ракеты условиях, и пилит на орбиту. А разгонщик тормозится, запускает часть движков и садится на аэродром посадки. Если топлива хватит - то можно и на взлетный же, но IMHO проще подобрать несколько посадочных полос, чтобы сэкономить топливо. Перегнать потом разгонщик своим ходом на взлетный аэродром никаких проблем не составляет, летает он на обычном авиационном керосине.

Прямоточка, причем лучше - ядерная - была бы хороша для гурколета и прочих одноступенчатых концептов. А у двухступенчатой системы есть хороший запас... даже не знаю как сказать... технологической избыточности, что ли? Т.е. там не надо жонглировать двигательными системами, выжимая крохи УИ. Взлетел как обычный рейсовый лайнер, набрал эшелон, перешел на разгон на форсаже, в верхней точке разгона запустил ЖРД и ушел в суборбитальный прыжок практически не меняя ориентации самолета. Как только из атмосферы вышел - сброс второй ступени.

[Зомби. Просто Зомби]

Да вообще ПВРД не нужен ;-)

В принципе да, но было бы "интересно" попробовать ЖРД с эжекцией вместо просто ЖРД
Но это вопрос, как я понимаю, эксперимента.
И если это окажется неэффективной или сложной и длительной разработкой, то ну её в пень, "сделаем потом"  :mrgreen: .