Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[hcube]

Ладно, на 0.3 вроде все согласны, да?  Тогда получается следующее - расход топлива на разгон на ТРД до 3М/15км - 0.1 от стартовой массы. Конструкция 1 ступени - 0.3. Расход топлива на разгон на ЖРД до 2 км/c (метан-кислород, УИ 370) - 0.45. Для водородной одноразовой ступени - массовое совершенство 0.1, относительная ПН - 0.25.

Итого, мю ПН -

0.15 * (0.55 - 0.3/0.9)*0.9 = 0.297

Т.е. 9 тонн ПН для одноразового варианта. Для многоразовой второй ступени с массой конструкции 0.2 - мюПН 1%. 0.15 - 2%

Для 0.37 -

0.15 * (0.55 - 0.37/0.9)*0.9 = 1.8%. Соответственно для многоразовика - 0.6%. Т.е. из 300 тонн - 5 тонн для одноразового и 1.5 тонны для многоразового варианта.

[ratte07]

Ладно, на 0.3 вроде все согласны, да?  Тогда получается следующее - расход топлива на разгон на ТРД до 3М/15км - 0.1 от стартовой массы. Конструкция 1 ступени - 0.3. Расход топлива на разгон на ЖРД до 2 км/c (метан-кислород, УИ 370) - 0.45. Для водородной одноразовой ступени - массовое совершенство 0.1, относительная ПН - 0.25.

Итого, мю ПН -

0.15 * (0.55 - 0.3/0.9)*0.9 = 0.297

Т.е. 13 тонн ПН для одноразового варианта. Для многоразовой второй ступени с массой конструкции 0.2 - мюПН 1%. 0.15 - 2%

Ну вот, пришли к диапазону 1-2%. Для Venture Star 2,7% было заявлено. Поделим пополам - 1,35.

Т.е. ТРД не дают никакого преимущества для АКС.

[hcube]

Это если брать заведомо ухудшенное массовое совершенство и первой и второй ступеней. Если взять такое же для МАКСа скажем или для шаттла - то он вообще до орбиты не долетит.

Интереса ради, вот цифры для чисто ракетного варианта -

1 ступень - массовое совершенство 0.15, УИ - 350. 2 ступень - массовое совершенство 0.15, УИ 470. Точка разделения та же (деление ХС 3.5 и 5 км/с)

1 ступень - отношение масс 0.37. Из них вычитаем 0.15 массы 1 ступени. Остается 0.22. Умножаем на 0.1 для многоразовой второй ступени. Получаем 0.022, т.е. 2.2%. Т.е. ракетная ступень дает мю ПН на 10% выше. При этом ей нужен стартовый комплекс и у нее нет возможности отмены запуска.

[ratte07]

Это если брать заведомо ухудшенное массовое совершенство и первой и второй ступеней. Если взять такое же для МАКСа скажем - то он вообще до орбиты не долетит.

Это если брать еще не достигнутое, но возможное массовое совершенство. Я же говорил - технология еще не созрела даже для двухступенчатой АКС. Надо ждать. Скажем, многорежимный двигатель мог бы улучшить ситуацию.

[STS]

Т.е. ракетная ступень дает мю ПН на 10% выше. При этом ей нужен стартовый комплекс и у нее нет возможности отмены запуска.

я в свое время думал на тему акс и пришел к выводу что системы вертикального взлета \ посадки - теже ракеты - даже многоразовые моноблоки с ЯРД - будут всегда лучше\переспективнее ... почему ? да потому что в них изначально заложена возможность посадки в безатмосферных условиях, емае им (акс) даже антигравитация не поможет
акс чтото вроде тех яхт - да будут - да людей возят и даже грузы - но для богатых

а стартовый комплекс ничто по сравнению с 10% дополнительной ПН
который он дает.

[mihalchuk]

Новое слово в аэродинамике больших скоростей. Был такой самолет - Як-28. Так он пока выходил на сверхзвук успевал сжечь все топливо. :lol:

Зато на дозвуке летал очень изящно.

[ratte07]

Новое слово в аэродинамике больших скоростей. Был такой самолет - Як-28. Так он пока выходил на сверхзвук успевал сжечь все топливо. :lol:

Зато на дозвуке летал очень изящно.

Да особенно на малой высоте, как по рельсам.

[Старый]

Новое слово в аэродинамике больших скоростей. Был такой самолет - Як-28. Так он пока выходил на сверхзвук успевал сжечь все топливо. :lol:

Зато на дозвуке летал очень изящно.

Можно ли полёт топора считать изящным? Хотя кому как...

[hcube]

http://www.astronautix.com/lvs/aaclass3.htm

... все уже украдено до нас (с)



[/img]

[WkWk]

http://www.astronautix.com/lvs/aaclass3.htm

... все уже украдено до нас (с)



[/img]

Да, золотые шестидесятые. Люди на логарифмической линейке тешили себя расчетами подобными вашим  А начали серьезно прорабатываать....  Да и побрасали все нафиг

[goran d]

http://www.astronautix.com/lvs/aaclass3.htm

... все уже украдено до нас (с)



[/img]

Да, золотые шестидесятые. Люди на логарифмической линейке тешили себя расчетами подобными вашим  А начали серьезно прорабатываать....  Да и побрасали все нафиг

А как нащет первая ступень - капсула с нижним диаметром 16м верхнем 6м и высотою 5-8 м? на керосине и кислороде
(диаметр дожно быть возможен т к у Н1 был нижний диаметр в 16 метров)
масса 550 тонн сухой вес (предполагаю) 43-50т

[RadioactiveRainbow]

Да, кстати - что-то совсем забросили идею многоразовой первой ступени большого диаметра с ракетной посадкой.

[Дмитрий В.]

Да, кстати - что-то совсем забросили идею многоразовой первой ступени большого диаметра с ракетной посадкой.

А зачем посадка ракетная? Разве парашютов недостаточно? Или, типо, точность рулит?

[RadioactiveRainbow]

Имхо - парашютной недостаточно. Скорость великовата.
По-любому двигателями тормозить непосредственно перед посадкой придётся.
Можно микс - тормозной парашют и посадка на основных двигателях (ну или на вспомогательных).

Кстати, садиться можно на опоры, на которые ракета опирается и при взлёте... Совершенство первой ступени, конечно, падает - зато и СК упрощается многократно

[Дмитрий В.]

Имхо - парашютной недостаточно. Скорость великовата.
По-любому двигателями тормозить непосредственно перед посадкой придётся.
Можно микс - тормозной парашют и посадка на основных двигателях (ну или на вспомогательных).

Кстати, садиться можно на опоры, на которые ракета опирается и при взлёте... Совершенство первой ступени, конечно, падает - зато и СК упрощается многократно

А если опоры оснастить амортизацией, то и ДУМПы не нужны. Только опоры лучше все же делать отдельно для посадки и старта- масса отличается почти на порядок.

[RadioactiveRainbow]

Не на порядок.
Максимум - на полпорядка. При удержании заправленой ракеты нагрузка статическая, а при амортизации садящейся ступени -динамика, которая многократно требовательнее к прочности.
Это сблизит прочностные требования для опор как взлётного и посадочного устройства.

Да и в любом случае, масса опор - отнюдь не бОльшая часть сухой массы ступени, и уж тем более стартовой массы ракеты.
Так что, имхо, такие многофункциональные опоры экономически оправданы за счёт упрощения СК.

[Дмитрий В.]

Не на порядок.
Максимум - на полпорядка. При удержании заправленой ракеты нагрузка статическая, а при амортизации садящейся ступени -динамика, которая многократно требовательнее к прочности.
Это сблизит прочностные требования для опор как взлётного и посадочного устройства.

Да и в любом случае, масса опор - отнюдь не бОльшая часть сухой массы ступени, и уж тем более стартовой массы ракеты.
Так что, имхо, такие многофункциональные опоры экономически оправданы за счёт упрощения СК.

Стартовые опоры - это 4-8 направляющих шпилек + опорные пятки + ветровые захваты (последние две позиции можно объединить, например в цанговом захвате). Упрощение от их изъятия - копейки.

[RadioactiveRainbow]

Хм...
Не хочу СК!
Хочу поставить ракету на бетон с дыркой, заправить компонентами от гибких шленгов и нажать кнопку запуска

Ладно, убедили.
Остаётся придумать, какие движки пользовать.
Есть мнение, что основные слишком мощны. Нужен посадочный двигатель. Т.к. ступень непилотируемая - можно ограничиться одним. Скажем, 3-6 маршевых расположены по кругу, а посадочный - между ними.
РДТТ не гут, ибо регулировать нужно. Есть мнение, что здесь-то как раз гибрид будет очень даже к месту.

[falanger]

Это конечно чистый "прожект и фантастика", я это понимаю, но как сама идея?

Масса взлётная: - 280 т.
Масса полезной нагрузки:
Доставка на орбиту: - 4,6 т.
При перелёте на 10.000 км: - 20 т.
Масса водорода: - 71,3 т.
Масса кислорода: - 119,5 т.
Длина корпуса: - 67 м.
Размах крыльев: - 30 м.
Высота: - на стоянке 18 м.
Планер: - Планер имеет интегральную компоновку в части сочленения крыла и "сплющенного" фюзеляжа шириной 8,2 м. Площадь поперечного сечения (миделя) фюзеляжа (без крыла и двигателей) 59 м^2, что составляло 8% от его омываемой площади.
Крыло: - переменной стреловидности по передней кромке (развитый наплыв и консоль с углом стреловидности 45), удлинением 2,1 и площадью 480 м^2. При длине средней аэродинамической хорды (САХ) профиль крыла имеет относительную толщину 5% по всему размаху.
Силовая установка: - многорежимная, состояла из 6 воздушно-реактивных двигателей изменяемого цикла (ВРД ДИЦ), работающих как турбореактивные двигатели (ТРД) на скоростях до М=3 и как прямоточные (ПВРД) на гиперзвуковых скоростях. ВРД размещались в единой подфюзеляжной мотогондоле с отдельным регулируемым воздухозаборником для каждого двигателя.
При достижении скоростей и высот, на которых ВРД ДИЦ становились неэффективны, включались маршевые кислородно-водородные ЖРД, которые и осуществляли вывод АКС на низкую орбиту. Блок из 6 ЖРД размещался над воздушными трактами ВРД внутри хвостовой части фюзеляжа, все двигатели использовали одни и те же регулируемые сопла совмещенные как с воздушными трактами ВРД, так и с камерами сгорания ЖРД.
Стартовая тяга ТРД: - 1.750 кН (180 тс, 6 х 30 тс).
Тяга ПВРД: - 950 кН...2.500 кН (97...255 тс, 6 х 16,2...42,5 тс).
Максимальный УИ ГРПД: - 33.000 м/с (3.370 с).
Доля кислорода в топливе ГРПД: - 0-0.41
Тяга ЖРД: - 1.960 кН (200 тс, 6 х 33,3 тс).
Маневровые ЖРД: - 3,7..367 Н (36...3.600 кгс, 18 х 2...200 кгс)
Время выхода на орбиту: - 1.340 с (22 м 20 с).
Дистанция разгона: - 4.428 км.
Режимы полёта:
ГТД: - 0...3 М.
ПВРД: - 3...20 М.
ЖРД: - 20...25 М (8 км/с).
Органы аэродинамического управления: - двухсекционные элероны на крыльях, рули направления на разнесенном двухкилевом оперении поперечного развала V и развитую механизацию планера.
Маневровые РД: - 6 блоков ЖРД реактивной системы управления (2 носовых и 4 хвостовых).
Компоновка: - в носовой части (за блоком РСУ) располагается кабина экипажа герметичным объемом 24 м^3, за ней следует приборный отсек, затем в средней части фюзеляжа размещены емкости с криогенными компонентами топлива объёмом 1.200 м^3 жидкого водорода, под грузовым отсеком объемом 620 м^3, закрытым сверху двумя подвижными створками, размещено 160 м^3 жидкого кислорода. Ещё 80 м^3 жидкого водорода размещено в кессонах консолей крыла.
Внутренняя компоновка такова, что в случае аварийного прекращения полета (отмены выхода на орбиту) для обеспечения посадочной центровки АКС необходим экстренный слив основной массы криогенных компонентов топлива в атмосферу (при невозможности их сжигания в маршевых ЖРД), допустимый разброс центровок составлял всего 2% от САХ.
Шасси: - классической, трех опорной схемы с носовой стойкой. Основные стойки шасси выполнены многоопорными по примеру тяжелых транспортных самолетов.
Теплозащита: - "комбинированная", как керамическая, так и металлическая. Лобовые кромки крыла и оперения закрыты секциями многоразовой композиционной "углерод-углеродной" теплозащиты.
Экипаж: - 2 пилота.
САС: - "отделяемая" капсула кабины пилотов с многокупольной парашутной системой и с катапультируемыми креслами экипажа обеспечивающая спасение на всех участках полёта.

И более "продвинутый" вариант с ЯРД:

Масса взлётная: - 250 т.
Масса полезной нагрузки:
Доставка на орбиту: - 5 т.
При перелёте на 15.000 км: - 22 т.
Масса водорода: - 127,8 т.
Масса кислорода: - 22,8 т.
Длина корпуса: - 67 м.
Размах крыльев: - 30 м.
Высота: - на стоянке 18 м.
Планер: - Планер имеет интегральную компоновку в части сочленения крыла и "сплющенного" фюзеляжа.
Крыло: - переменной стреловидности по передней кромке (развитый наплыв и консоль с углом стреловидности 45), удлинением 2,1 и площадью 480 м^2. При длине средней аэродинамической хорды (САХ) профиль крыла имеет относительную толщину 5% по всему размаху.
Силовая установка: - многорежимная, состояла из 6 прямоточных ПВРД работающих на гиперзвуковых скоростях. ПВРД размещались в единой подфюзюляжной мотогондоле с отдельным регулируемым воздухозаборником и трактами для каждого двигателя.
При достижении скоростей и высот, на которых ПВРД становились неэффективны, включались маршевые водородные ЯРД, которые и осуществляли вывод АКС на низкую орбиту. Блок из 6 ЯРД размещался над воздушными трактами ПВРД внутри хвостовой части фюзеляжа, все двигатели использовали одни и те же регулируемые сопла. В днищевой части размещено 6 ЖРД "донной" тяги обеспечивающих режим "подскока".
Разгонные ПВРД: - 6 х "РД-843" тягой от 16,2 до 42,5 тс, саммарная тяга от 97 до 255 тс.
ЯРД основной тяги: - 6 х "РД-435" тягой от 10 до 35 тс, суммарная тяга от 60 до 210 тс.
ЖРД "донной" тяги: - 6 х "РД-150" тягой от 10 до 50 тс, суммарная тяга от 60 до 300 тс.
Маневровые ЖРД: - 18 х "РД-10400" тягой от 4 до 400 кгс, суммарной тягой от 72 до 7.200 кгс.
Режимы полёта:
ПВРД: - 3...20 М.
ЯРД: - 0..3 и 20...25 М (8 км/с).
ЖРД "подскока": - обеспечивают вертикальный отрыв от грунта для последующего разгона или посадку при полном погашении горизонтальной скорости.
Органы аэродинамического управления: - Двухсекционные элероны на крыльях, рули направления на разнесенном двухкилевом оперении поперечного развала V и развитую механизацию планера.
Маневровые РД: - 6 блоков ЖРД реактивной системы управления (2 носовых и 4 хвостовых).
Компоновка: - в носовой части (за блоком РСУ) располагается кабина экипажа герметичным объемом 24 м^3, за ней следует приборный отсек, затем в средней части фюзеляжа размещены емкости с криогенным рабочим телом объёмом 1.200 м^3 шугообразного водорода, под грузовым отсеком объемом 620 м^3 размещено ещё 160 м^3 шугообразного водорода., 60 м^3 шугообразного водорода и 20 м^3 жидкого кислорода размещено в кессонах консолей крыла.
Шасси: - классической, трех опорной схемы с носовой стойкой. Основные стойки шасси выполнены многоопорными.
Теплозащита: - "комбинированная", как керамическая, так и металлическая. Лобовые кромки крыла и оперения закрыты секциями многоразовой композиционной "углерод-углеродной" теплозащиты.
Энергосистема:
- 4 водородных топливных элемента суммарной мощностью до 200 кВт.
- 4 компактных серебряно-цинковых аккумулятора общей емкостью 400 А/ч.
- 6 ТЭГ, термоэлектрические генераторы с КПД 40% в системе охлаждения ЯРД, суммарной электрической мощностью 300 кВт.
ИУС: - распределённый МВК с элементами ИИ.
Каналы обмена данными: - оптиковолоконные.
Сенсорные массивы:
- активно-пассивный радиолокационный, РЛС с АФАР.
- активно-пассивный лазерно-локационный, ЛЛС и ЛДС на полупроводниковых гетеролазерах.
- пассивный ТВ, ВТВС на цифровых камерах с 5 матрицами (R-G-B-ИК-УФ матрицы).
Блок навигации:
- система астрокорекции и позиционирования.
- блок инерционной навигации на лазерных гироскопах.
- система глобального позиционирования.
- навигационный радиосекстан.
Блок датчиков авионики:
- импульсный лазерный высотомер.
- импульсный доплеровский радиовысотомер.
- блок гироскопов системы стабилизации.
- система динамометрического измерения скорости полёта в атмосфере.
Система связи: - многодиапазонный приёмопередающий комплекс.
Системы ручного управления:
- стандартные командно-пилотажные пульты.
- система речевого ввода-вывода команд через ларингофоны.
СЖО: - полузамкнутая система автономностью 10 суток.
Экипаж: - 2 пилота.
САС: - "отделяемая" капсула кабины пилотов с многокупольной парашутной системой и с катапультируемыми креслами экипажа обеспечивающая спасение на всех участках полёта.

[/quote]

[ronatu]

Это конечно чистый "прожект и фантастика", я это понимаю, но как сама идея?....

Это РАКС-Гурколет и тд...
Идеи идеи идеи....

У них всех одна большая проблема - опережение времени.

А конкретнее проблема №1 - объединенная двигательная установка работающая в режиме М=0...25   А еще конкретнее первая проблема сконцентрирована здесь: "ПВРД: - 3...20 М. "

Вторая проблема легкие жаропрочные материалы...

А вот третья проблема - системы управления- за последние 40 лет уже решена...