Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[hcube]

На два порядка. В 20 раз выше УИ двигателя, и еще плюс к этому мы за счет опоры на атмосферу раз в 5 снижаем гравитационные потери по сравнению с их преодолением 'стоя на тяге', как ракета.

Да, кстати - внутренний объем фюзеляжа все той же Валькирии составлял порядка 700 кубометров. У нас в наличии 100 тонн метан-кислорода и 100 тонн водород-кислорода. Первые занимают 150, вторый 350 кубометров. Т.е. нужный суммарный объем баков 300-тонного комплекса в полтора раза ниже объема фюзеляжа 3М самолета на 250т взлетной массы.

Кстати говоря, там еще интересная штука написана - за счет 'compression lift' - поджатия потока отклоняемыми консолями, АК Валькирии подрастало на 30% и достигало 12-13 на дозвуке и 8-8.5 на сверхзвуке. При этом на Ту-144 / Конкорде то же самое качество было достигнуто ДРУГИМ ПУТЕМ - более точными расчетами формы крыла. Т.е. если совместить оба подхода, то можно получить АК 10+ ДАЖЕ И НА 3М.

[Дмитрий В.]

На два порядка. В 20 раз выше УИ двигателя, и еще плюс к этому мы за счет опоры на атмосферу раз в 5 снижаем гравитационные потери по сравнению с их преодолением 'стоя на тяге', как ракета.

Гравпотери будут сопоставимы с обычными РН. Пора бы запомнить: гравпотери пропорциональны не только углам наклона траектории, но и продолжительности полета. :wink:

[hcube]

А продолжительность почти та же - ну, может раза в 2-3 повыше, от силы. Тяговооруженность 0.5. При АК = 10 0.1 уходит на поддержание горизонтального полета, остальное - на продольное ускорение. Т.е. ускорение будет 0.4. Ровно такое же, как у взлетающей РН. Ну да, скорость будет набираться в горизонтальном направлении. Но это-то как раз наоборот плюс.

И плюс еще УИ двигателя на порядок выше.

Фишка-то самолета не в том, что он горизонтально летает. Это и ракета может. А в том, что он летает С ОПОРОЙ НА ВОЗДУХ - расплачивается относительно небольшой продольной тягой за поперечную подъемную силу. А РН должна мало того что создавать подъемную силу своим движком, так еще и рабочее тело свое же использовать.

[Бродяга]

На два порядка. В 20 раз выше УИ двигателя, и еще плюс к этому мы за счет опоры на атмосферу раз в 5 снижаем гравитационные потери по сравнению с их преодолением 'стоя на тяге', как ракета.

Высокий УИ двигателя увеличивает гравитационные потери, хотя "результирующий эффект" положителен.

 Вы будете лететь под наклоном к горизонту 0.2?

 Тогда, если у вас качество 10, от тяговооруженности 0.5 останется 0.2, это приблизительно 2 м/с**2.

 Тогда вы за 150 секунд спалите примерно 11 тонн топлива, наберёте скорость 300 м/с при вертикальной составляющей 60 м/с и достигнете высоты всего ~4500 метров, где вам рано на сверхзвук переходить.

Да, кстати - внутренний объем фюзеляжа все той же Валькирии составлял порядка 700 кубометров. У нас в наличии 100 тонн метан-кислорода и 100 тонн водород-кислорода. Первые занимают 150, вторый 350 кубометров. Т.е. нужный суммарный объем баков 300-тонного комплекса в полтора раза ниже объема фюзеляжа 3М самолета на 250т взлетной массы.

Вы собрались ракетную ступень запихнуть внутрь чего-то вроде "Валькирии"?

Кстати говоря, там еще интересная штука написана - за счет 'compression lift' - поджатия потока отклоняемыми консолями, АК Валькирии подрастало на 30% и достигало 12-13 на дозвуке и 8-8.5 на сверхзвуке. При этом на Ту-144 / Конкорде то же самое качество было достигнуто ДРУГИМ ПУТЕМ - более точными расчетами формы крыла. Т.е. если совместить оба подхода, то можно получить АК 10+ ДАЖЕ И НА 3М.

Может и можно.

 Потратив ДЕСЯТКА ДВА МИЛЛИАРДОВ НА ОТРАБОТКУ ОДНОЙ АЭРОДИНАМИКИ. :lol:

[Бродяга]

На два порядка. В 20 раз выше УИ двигателя, и еще плюс к этому мы за счет опоры на атмосферу раз в 5 снижаем гравитационные потери по сравнению с их преодолением 'стоя на тяге', как ракета.

Гравпотери будут сопоставимы с обычными РН. Пора бы запомнить: гравпотери пропорциональны не только углам наклона траектории, но и продолжительности полета. :wink:

У них будут больше, тяговооруженность хилая, потому время большое.

[Бродяга]

А продолжительность почти та же - ну, может раза в 2-3 повыше, от силы. Тяговооруженность 0.5. При АК = 10 0.1 уходит на поддержание горизонтального полета, остальное - на продольное ускорение. Т.е. ускорение будет 0.4. Ровно такое же, как у взлетающей РН. Ну да, скорость будет набираться в горизонтальном направлении. Но это-то как раз наоборот плюс.

А, так у вас уже 0,7 тяговооруженность?

 Тогда ваши трёхмаховые двигатели будут иметь массу примерно 40 тонн.

 НЕ БУДЕТ У ВАС БУДЕТ СУХАЯ МАССА РАКЕТЫ 90 ТОНН. :lol:

И плюс еще УИ двигателя на порядок выше.

Вам ещё раз сказать, что увеличение удельного импульса приводит медленному росту тяговооруженности и результирующему увеличению гравитационных потерь?

Фишка-то самолета не в том, что он горизонтально летает. Это и ракета может. А в том, что он летает С ОПОРОЙ НА ВОЗДУХ - расплачивается относительно небольшой продольной тягой за поперечную подъемную силу. А РН должна мало того что создавать подъемную силу своим движком, так еще и рабочее тело свое же использовать.

Да, только для РН сделать тяговооруженность, например, 2 "не есть проблема".

 А для водородника можно сделать стартовую тяговооруженность 2, а к концу работы первой ступени соотношением компонентов с увеличением удельного импульса снизить её до комфортной 3—4.

[hcube]

Не собираюсь. Зачем мне ВНУТРЬ запихивать ракетную ступень, которая расчитана на обратный вход в атмосферу? Она лежит поверх разгонщика, образуя вместе с фюзеляжем разгонщика единую конформную аэродинамически совершенную систему. А проблема разделения этой системы меня не волнует, потому как происходит оно в вакууме :-)

По поводу времени и гравпотерь. Давайте разберем :-)

РН преодолевает 25 км по высоте на тяге двигателя, примерно за минуту? Т.е ее гравотери - 60*10 = 600 м/c. При этом они ПРЯМО должны быть пересчитаны в ХС РН и в соответсвующие затраты топлива ее двигателем.

У меня разгон на ВРД занимает порядка 5 минут, из них 3- подъем на 12 км/1M. НО при этом 'работает' крыло, имеющее среднее АК порядка 10. Т.е. это УЖЕ не 5 минут, а 30 секунд, в пересчете на импульс тяги, т.е. УЖЕ вдвое меньше, чем у РН. И кроме того, у меня при этом работают ВРД с УИ в 20 км/с, против ЖРД с УИ в 400 м/с - ЕЩЕ 5-кратный выигрыш. В результате получается, что самолетная схема потратила на борьбу с гравитацией в 10 РАЗ меньше топлива.

[Бродяга]

Не собираюсь. Зачем мне ВНУТРЬ запихивать ракетную ступень, которая расчитана на обратный вход в атмосферу? Она лежит поверх разгонщика, образуя вместе с фюзеляжем разгонщика единую конформную аэродинамически совершенную систему. А проблема разделения этой системы меня не волнует, потому как происходит оно в вакууме :-)

Я же говорю, — МИЛЛИАРДОВ 20 И "ДЕЛО В ШЛЯПЕ". :lol:

 Можно ещё проще, возьмите стоимость разработки "Валькирии" и проиндексируйте с учётом нынешних цен.

По поводу времени и гравпотерь. Давайте разберем :-)

РН преодолевает 25 км по высоте на тяге двигателя, примерно за минуту? Т.е ее гравотери - 60*10 = 600 м/c. При этом они ПРЯМО должны быть пересчитаны в ХС РН и в соответсвующие затраты топлива ее двигателем.

НЕПРАВИЛЬНО.

У меня разгон на ВРД занимает порядка 5 минут, из них 3- подъем на 12 км/1M. НО при этом 'работает' крыло, имеющее среднее АК порядка 10. Т.е. это УЖЕ не 5 минут, а 30 секунд, в пересчете на импульс тяги, т.е. УЖЕ вдвое меньше, чем у РН. И кроме того, у меня при этом работают ВРД с УИ в 20 км/с, против ЖРД с УИ в 400 м/с - ЕЩЕ 5-кратный выигрыш. В результате получается, что самолетная схема потратила на борьбу с гравитацией в 10 РАЗ меньше топлива.

А вот у вас проще, потому что траекторию можно считать прямой, с "высокой степенью пофигизма", а масса носителя почти не меняется.

 Ваши гравитационные потери 0,2*g*300c = ~ 600 м/с.

 Даже если у вас качество всегда 10, общие потери 0,3*g*300c = ~ 900 м/с.

 И не приплетайте к потерям УИ ВРД, я же сказал, что ВЫСОКИЙ УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС УВЕЛИЧИВАЕТ РЕЗУЛЬТИРУЮЩИЕ ГРАВИТАЦИОННЫЕ ПОТЕРИ.

 Что касается затрат топлива.

 ТОПЛИВА вы потратили больше, вы затратили меньше РАБОЧЕГО ТЕЛА, потому что брали окислитель из атмосферы.

[Дмитрий В.]

Не собираюсь. Зачем мне ВНУТРЬ запихивать ракетную ступень, которая расчитана на обратный вход в атмосферу? Она лежит поверх разгонщика, образуя вместе с фюзеляжем разгонщика единую конформную аэродинамически совершенную систему. А проблема разделения этой системы меня не волнует, потому как происходит оно в вакууме :-)

По поводу времени и гравпотерь. Давайте разберем :-)

РН преодолевает 25 км по высоте на тяге двигателя, примерно за минуту? Т.е ее гравотери - 60*10 = 600 м/c. При этом они ПРЯМО должны быть пересчитаны в ХС РН и в соответсвующие затраты топлива ее двигателем.

У меня разгон на ВРД занимает порядка 5 минут, из них 3- подъем на 12 км/1M. НО при этом 'работает' крыло, имеющее среднее АК порядка 10. Т.е. это УЖЕ не 5 минут, а 30 секунд, в пересчете на импульс тяги, т.е. УЖЕ вдвое меньше, чем у РН. И кроме того, у меня при этом работают ВРД с УИ в 20 км/с, против ЖРД с УИ в 400 м/с - ЕЩЕ 5-кратный выигрыш. В результате получается, что самолетная схема потратила на борьбу с гравитацией в 10 РАЗ меньше топлива.

Крыло в режиме набора высоты и на сверхзвуке будет давать К=10? :shock: С какого бодуна? Да и еще с горбом второй ступени. :lol:

[Бродяга]

Крыло в режиме набора высоты и на сверхзвуке будет давать К=10? :shock: С какого бодуна? Да и еще с горбом второй ступени. :lol:

Я брал 4, такое значение, по-моему, более-менее реально.

[Дмитрий В.]

Крыло в режиме набора высоты и на сверхзвуке будет давать К=10? :shock: С какого бодуна? Да и еще с горбом второй ступени. :lol:

Я брал 4, такое значение, по-моему, более-менее реально.

Да, К=4 - более реалистичное значение.

[Бродяга]

Крыло в режиме набора высоты и на сверхзвуке будет давать К=10? :shock: С какого бодуна? Да и еще с горбом второй ступени. :lol:

Я брал 4, такое значение, по-моему, более-менее реально.

Да, К=4 - более реалистичное значение.

Если не ошибаюсь, это значение для истребителя с вооружением на внешней подвеске.
 Я думаю, такое же будет и у первой ступени АКС с внешней ПН, даже частично утопленной в корпус первой ступени, — ИМХО, космический аппарат, являющийся полезной нагрузкой всей системы, который может быть метра 4 диаметром, "особо не утопишь в корпус".

[hcube]

Ну, я лично предполагал, что корпус в сечении - примерно - состоит из двух кругов по 3 м диаметром - верхний - 2 ступень, нижний - баки топлива/окислителя первой ступени. Длина при этом составляет около 50м, т.е. внутренний объем баков - 1.5*1.5*3.14*2*40 = 560м3 - ну, примерно то, что нужно.

2*3м - это фюз высотой 6 и шириной около 4 м - никакой катастрофы, на мой взгляд. Поверхность у него 'заглажена', так что - IMHO опять же, никакого экстремального сопротивления вторая ступень не создает - просто банально нечем. ЖРД при разгоне на ТРД закрыты обтекателями.

Т.е. я лично полагаю АК = 10 вполне реалистичной величиной. Ну, конечно, если задаться целью сделать похуже, можно и  похуже сделать. Но пример того 'как надо', есть :-)

Далее, разберем динамику полета обычного самолета в горизонтальном полете. С АК = 10. Очевидно, его гравитационные потери равны G / АК * время. Т.е. в данном примере - 30 секунд, 300 м/с.

Кроме того, нам, таки да, придется потратить сколько-то топлива на подъем на рабочую высоту для разгона. Допустим, мы туда лезем на 0.9М, АК при этом равно 10, УИ двигателя - 20 км/c, время - все те же 5 минут, 300 секунд. Эквивалент ХС, как я уже говорил, равен 700 м/c, т.е. нам надо потратить 1/30 от запаса топлива по массе. Плюс еще 1/60 на компенсацию гравитационных потерь. Итого - 1/20 от массы самолета.

Далее, залезли на высоту - разгоняемся. На разгон еще на 700 м/c с УИ пусть 10 км/c будет израсходовано 1/15 от стартовой массы топлива.

Итого С ЗАПАСОМ на разгон хватит примерно 1/7 массы аппарата. Т.е. 15%. Что дает нам массу второй ступени в 25% от стартовой массы.

Да - угол наклона траектории будет пренебрежимо мал. Скорость 900 км/ч, время разгона до 1М/10км - 3 минуты, т.е. 1/20 ч. Высота подъема за это время - около 10 км, дальше разгон уже идет на сверхзвук. Т.е. угол наклона траектории - 10 : (900/20 = 45). - 1:4.5. Такое и будет отношение тяги двигателей к весу, чтобы 'тащить' самолет по этой трактории - 1:4.5, т.е. около 0.22. Плюс еще 0.1 уходит на поддержание скорости полета - итого _0.35_ тяговооруженности в принципе хватит, чтобы АКС полетел. Заложено, напомню, 0.5.

[Дмитрий В.]

Да - угол наклона траектории будет пренебрежимо мал. Скорость 900 км/ч, время разгона до 1М/10км - 3 минуты, т.е. 1/20 ч. Высота подъема за это время - около 10 км, дальше разгон уже идет на сверхзвук. Т.е. угол наклона траектории - 10 : (900/20 = 45). - 1:4.5. Такое и будет отношение тяги двигателей к весу, чтобы 'тащить' самолет по этой трактории - 1:4.5, т.е. около 0.22. Плюс еще 0.1 уходит на поддержание скорости полета - итого _0.35_ тяговооруженности в принципе хватит, чтобы АКС полетел. Заложено, напомню, 0.5.

Угол наклона траектории не может быть пренебрежимо мал - система должна набрать определенную высоту за конечное время (пренебрежимо малый угол соответствует горизонтальному полету :lol: ). Это раз. Максимизация Мпг (а она потребуется в любом случае) требует чтобы угол наклона траектории в конце работы АУТ принимал вролне определенное значение, зависящее в частности от высоты орбиты и параметров 2-й ступени. Для орбит высотой 200-300 км, значение этого угла составляет примерно 20-30 град.

[Андрей Суворов]

Дмитрий, а какой угол атаки считается допустимым у наших и у американцев на M=1 и Qmax? Понятно, что целевое значение, скорее всего, в обоих случаях =0, но фактические значения какие могут быть? 0,1 градуса, 0,25 градуса, 0,5?

[Дмитрий В.]

Дмитрий, а какой угол атаки считается допустимым у наших и у американцев на M=1 и Qmax? Понятно, что целевое значение, скорее всего, в обоих случаях =0, но фактические значения какие могут быть? 0,1 градуса, 0,25 градуса, 0,5?

До 9-10 градусов, ЕМНИП. Но это для ракет с "жестким управлением".

[Зомби. Просто Зомби]

Как я понимаю, угол наклона пренебрежимо мал на УЧАСТКЕ траектории набора скорости "до максимума".
Самом длительном, видимо.
А потом - аэродинамический разворот с доразгоном.
Что-то так.

[hcube]

Не, угол не будет пренебрежимо мал - затягивать разгон тоже не следует. Думаю, оптимален наклон от 1:4 до 1:10.

Но блин, большой угол наклона траектории - это СОВСЕМ не то же самое, что большой угол атаки. Угол атаки, собственно, при наборе высоты с постоянной скросротью, РАВЕН углу атаки при оризонтальном полете. Ну, немного выше из-за треугольника сил, но непринципиально. Т.е. самолет, который с углом 30 градусов вверх карабкается, имеет угол атаки (от которого, по сути, АК зависит) отнюдь не 30 градусов.

Логика же набора скорости следующая - грвитационные потери есть G на время, ДЕЛЕННОЕ на АК. Парируются они УИ двигателя. Т.е. нам надо набирать скорость с максимально возможным АК И максимально возможным УИ - 'играет' их произведение. Это значит, что разгон надо производить на максимальной высоте для данной скорости полета. Ну, то есть на высоте, на которой скоростной напор на данной скорости дает точку максимального Cy/Cx. Тогда интегральный расход топлив на разгон будет минимальным. Темп же набора этой самой высоты/скорости просто завязан на тягу двигателя - сколько тяги есть в оптимальном режиме - с таким темпом и разгоняемся.

[Shestoper]

ТОПЛИВА вы потратили больше, вы затратили меньше РАБОЧЕГО ТЕЛА, потому что брали окислитель из атмосферы.

А ещё подогретый азот в качестве рабочего тела. ВРД везет с собой только несколько процентов того рабочего тела, которое он исползует. Остальное берем за бортом.  

[Shestoper]

Крыло в режиме набора высоты и на сверхзвуке будет давать К=10? :shock: С какого бодуна? Да и еще с горбом второй ступени. :lol:

На сверхзвуке и 8 получить - достижение. И только с конформным расположением второй ступени, и не на каждом режиме полета.