Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[Lin]

Нужна картинка с массовой сводкой. Хотя бы с крупной детализацией, но обоснованной.
Минимальное исследование аэродинамики, определение ХС хотя бы в "ратмане", парочку продувок во фловорксе, ссылки на несколько надежных источников и т.д.
А тогда уже можно спорить.
В любом случае, получиться уровень не хуже студенческого нира или курсового.
А этим надо заниматься, выделять свое время и т.д.
Гораздо проще на форуме ругаться.

[ratte07]

Нужна картинка с массовой сводкой. Хотя бы с крупной детализацией, но обоснованной.
Минимальное исследование аэродинамики, определение ХС хотя бы в "ратмане", парочку продувок во фловорксе, ссылки на несколько надежных источников и т.д.
А тогда уже можно спорить.
В любом случае, получиться уровень не хуже студенческого нира или курсового.
А этим надо заниматься, выделять свое время и т.д.
Гораздо проще на форуме ругаться.

Данные по ВКС различных схем (ТИ ЦАГИ №17 за 1985 г.).

Цитата:" Специалистами НИЦ им. Лэнгли было проанализировано 11 концепций перспективных воздушно-космических аппаратов с небольшим временем реакции. Наибольшее внимание уделялось аэродинамическим и тепловым характеристикам, оптимизации траектории, действующим нагрузкам и конструкции.Основными требованиями, предъявляемыми к аппарату, являются: всепогодность действия; выведение на орбиту и возвращение на Землю полезной нагрузки массой 2,27 т, диаметром 2,1 м и длиной 4,6 м; изменение орбитальной скорости на 61 м/с; обеспечение суточного пребывания на орбите двух космонавтов; ведение космической разведки; достижение боковой дальности при спуске 2035 км; небольшое время реакции (несколько часовна подготовку к старту в штатных условиях и несколько минут при повышенной готовности); рабочий ресурс 500 полетов; посадка на ВПП длиной 3 км; обеспечение ремонта спутников на орбите; проведение спасательных операций; безопасный пролет над заселенными районами; возможность действия с нескольких авиабаз; небольшая стоимость эксплуатации."

Далее привожу варианты концепции в порядке возрастания относительной массы ПН (взял 3,8 т, накинув 1,5 т на кабину с экипажем). (11 вариант, старт на новой РН класса Титан, практически не отличается от аналогичного по принципу.)

1. Одноступенчатый с горизонтальным стартом (ЖРД) - 0,57%;

2. Двухступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на 5М (ВРД на разгонщике и ЖРД на ВКС) - 0,64%;

3. Старт на РН Титан-3 - 0,65;

4. Двухступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на дозвуке (ВРД на разгонщике и ЖРД на ВКС) - 0,66%;

5. Двухступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на 3М (ВРД на разгонщике и ЖРД на ВКС) - 0,70%;

6. Одноступенчатый с вертикальным стартом (ЖРД) - 0,74%;

7. Двухступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на дозвуке, на ВКС используется одноразовый бак (ВРД на разгонщике и ЖРД на ВКС) - 0,85%;

8. Трехступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на дозвуке и 5М (ВРД на разгонщике (1 и 2 ст.) и ЖРД на ВКС) - 1,18%;

9. Двухступенчатый с вертикальным стартом (ЖРД, разделение на 3М и безмоторный возврат разгонщика в точку старта) - 1,36%;

10. Двухступенчатый с вертикальным стартом (ЖРД, разделение на 3М и безмоторный возврат разгонщика в точку старта, на ВКС - одноразовый бак) - 1,51%.

Вот источники. Привожу третий раз. Все бесполезно.  :roll:

[Lin]

Я про hcube`а вообще-то.
Пусть набросок-эскиз, но какие - то прикидки нужны.
А ссылка эта на исследование 20 летней давности (если не более старые).
Электроника все же "полегчала" и материалы немного лучше стали (в плане ТЗП, разве нет ?)

http://www.buran.ru/htm/tersaf4.htm

[ratte07]

Я про hcube`а вообще-то.
Пусть набросок-эскиз, но какие - то прикидки нужны.
А ссылка эта на исследование 20 летней давности (если не более старые).
Электроника все же "полегчала" и материалы немного лучше стали (в плане ТЗП, разве нет ?)

http://www.buran.ru/htm/tersaf4.htm

Но не в разы лучше? Lin, мне интересно Ваше мнение, потому что от hcube толку не добиться. Он разгоняет самолет на ЖРД с 3М до 2 км/с. Зачем по сути пустую первую ступень (разгонщик с крылом и шасси, ТРД, баки ТРД) разгонять двигателями второй (ЖРД, баки, пусть в том же разгонщике)? И утверждать при этом, что массовое совершенство возрастает.

[Lin]

Он разгоняет самолет на ЖРД с 3М до 2 км/с. Зачем по сути пустую первую ступень (разгонщик с крылом и шасси, ТРД, баки ТРД) разгонять двигателями второй (ЖРД, баки, пусть в том же разгонщике)? И утверждать при этом, что массовое совершенство возрастает.

На первой ступени ЖРД тоже установлен.
ЖРД второй ступени включается только после выхода из грузового отсека первой.

[ratte07]

Он разгоняет самолет на ЖРД с 3М до 2 км/с. Зачем по сути пустую первую ступень (разгонщик с крылом и шасси, ТРД, баки ТРД) разгонять двигателями второй (ЖРД, баки, пусть в том же разгонщике)? И утверждать при этом, что массовое совершенство возрастает.

На первой ступени ЖРД тоже установлен.
ЖРД второй ступени включается только после выхода из грузового отсека первой.

Нет, я про логику. Первая ступень как бы состоит из двух частей (в одном жестко связанном корпусе) - самолет до 3М и ракетный ускоритель. Который кроме второй ступени тянет за собой еще и самолет. Это зачем?

[hcube]

По пунктам.

1) Аэродинамические нагрузки при выведении принимает на себя первая ступень. Ее головная часть образует 'карман', который прикрывает вторую ступень, так что на долю той остается только индуктивное сопротивление, образованное трением воздуха о боковую поверхность второй ступени.

2) ЖРД установлены и там и там - т.е. первая ступень несет 60 тонн топлива для разгона на ТРД и еще 90 тонн - для разгона на ЖРД. Цель разгона на ЖРД - создать условия для наилучшей работы второй ступени - т.е. безопасного неаэродинамичного разделения, парирования гравитационных потерь и обеспечения максимального (вакуумного) УИ. А, ну и набора некоторой части горизонтальной скорости для улучшения числа Циолковского для второй ступени. Т.е. система представляет собой скорее ASSTO, чем полноценную двухступенчатую систему.

3) Криогенное топливо используется в двигательной системе разгонщика. И его там используется много - 60 тонн. Посчитайте хладресурс 60 тонн жидкого метана, и сравните с импульсом нагрева от получасового полета на 3М. Водород же во второй ступени можно и нужно захолодить до шугообразного состояния, а все-таки испарившийся (притом, что вторая ступень находится в 'тени' корпуса, и как таковая не подвержена прямому нагреву) можно через дреннажную систему опять же погнать в разгонные ТРД.

4) Двухступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на 3М (ВРД на разгонщике и ЖРД на ВКС) - 0,70%;

Первое. Оптимальная точка разделения лежит не на 3М, а выше. 3М - это получается все тот же Х-33, число Циолковского растет только на чуть. Для заметного роста относительной ПН нужно поднимать скорость разделения куда выше. Кроме того, в данной схеме ВЫНУЖДЕНО занижено совершенство второй ступени, поскольку она должна поддерживать планирующий полет в полностью заправленном состоянии (кунштюки типа МАКСа, с нырком в атмосферу, я вообще не рассматриваю, как откровенно бредовые). Кроме того, УИ второй ступени в начале выведения ниже, поскольку запуск двигателя происходит в атмосфере.  В общем, даже допуская что обзор не ангажирован, я полагаю, что есть пути при тех же характеристиках хорошо поднять мю ПН. Но, прошу заметить, даже и при 0.7% мю ПН сравнима с таковой у Шаттла (0.8%), у которого при этом одноразовый ВТБ и довольно трудно спасаемые ускорители первой ступени, для которых де-факто нужны поля падения. Т.е. в эксплуатационном плане ДАЖЕ такой АКС выигрывает у СШ. А СШ, напомню, планировался для вытеснения СТОИМОСТЬЮ одноразовых ракет при регулярных пусках.

5) Обьединение ТРД разгонщика и ракетной ступени в одном корпусе.

Если посмотреть на ракетную ступень, которой требуется произвести запуск в горизонтальном полете с большой скоростью, мы увидим...  крыло. Масса разгонщика, напомню, 70 тонн, масса топлива - 90 тонн, масса второй ступени - 90 тонн. Это значит, что если мы хотим сделать ракетную часть отдельно, а ТРД разгонщик отдельно, нам надо на ракетную часть поставить ТО ЖЕ САМОЕ крыло что на разгонщике. А на разгонщике оно после разделения наоборот станет избыточным. Хорошо, да?  Кроме того, ракетной ступени понадобятся средства обеспечения посадки - там, шасси, возвратный ТРД и так далее. Все это, опять же, есть на ТРД разгонщике.  На мой взгляд, обьединить ракету и ТРД разгонщик в данном случае совершенно оправданное действие.

Собственно, ТРД разгонщик с двухступенчатой ракетой - это Спираль. Ее мюПН в форме орбитального самолета (который не использует свою ДУ при выведении и может быть заменен на любую ПН) - 9% от стартовой массы системы. Не 3%, и не 0.7%, прошу заметить, а 9%.

[ratte07]

1) Аэродинамические нагрузки при выведении принимает на себя первая ступень. Ее головная часть образует 'карман', который прикрывает вторую ступень, так что на долю той остается только индуктивное сопротивление, образованное трением воздуха о боковую поверхность второй ступени.

А вторая ступень первую уже не разгружает?

[ratte07]

2) ЖРД установлены и там и там - т.е. первая ступень несет 60 тонн топлива для разгона на ТРД и еще 90 тонн - для разгона на ЖРД. Цель разгона на ЖРД - создать условия для наилучшей работы второй ступени - т.е. безопасного неаэродинамичного разделения, парирования гравитационных потерь и обеспечения максимального (вакуумного) УИ. А, ну и набора некоторой части горизонтальной скорости для улучшения числа Циолковского для второй ступени. Т.е. система представляет собой скорее ASSTO, чем полноценную двухступенчатую систему.

У нас есть самолет с массой конструкции пусть 40% от стартовой. И всю эту сухую массу мы разгоняем?

[ratte07]

Аэродинамические нагрузки при выведении принимает на себя первая ступень. Ее головная часть образует 'карман', который прикрывает вторую ступень, так что на долю той остается только индуктивное сопротивление, образованное трением воздуха о боковую поверхность второй ступени.

Криогенное топливо используется в двигательной системе разгонщика. И его там используется много - 60 тонн. Посчитайте хладресурс 60 тонн жидкого метана, и сравните с импульсом нагрева от получасового полета на 3М. Водород же во второй ступени можно и нужно захолодить до шугообразного состояния, а все-таки испарившийся (притом, что вторая ступень находится в 'тени' корпуса, и как таковая не подвержена прямому нагреву) можно через дреннажную систему опять же погнать в разгонные ТРД.

Так все же, как? Есть трение, или нет?

[Lin]

Нет, я про логику. Первая ступень как бы состоит из двух частей (в одном жестко связанном корпусе) - самолет до 3М и ракетный ускоритель. Который кроме второй ступени тянет за собой еще и самолет. Это зачем?

Самолет тянет, в качестве обтекателя и ложемента второй ступени
ВРД тянуть, конечно, не хотелось бы.
Я не говорю что это хорошо. Но надо смотреть все плюсы и минусы.
Плюс – малой кровью получаем практически полностью многоразовую систему (правда с одноразовым разгонным блоком – второй ступенью)
Плюс – получаем новый опыт, кучу знаний и еще и ПН выводим.
ПН буде конечно меньше заложенного, но явно будет.
Скажем так – такой АКС менее химеричен.
Рано или поздно надо что-то менять в системах выведения, а тот же АКС с ЯРД не построить без прототипов...
В общем – лучше построить АКС, чем пропить и разворовать деньги IMHO
А первой ступенью можно заинтересовать военных, тогда денег хватит и "на погулять"

[ratte07]

4) Двухступенчатый с горизонтальным стартов и разделением на 3М (ВРД на разгонщике и ЖРД на ВКС) - 0,70%;

Первое. Оптимальная точка разделения лежит не на 3М, а выше. 3М - это получается все тот же Х-33, число Циолковского растет только на чуть. Для заметного роста относительной ПН нужно поднимать скорость разделения куда выше. Кроме того, в данной схеме ВЫНУЖДЕНО занижено совершенство второй ступени, поскольку она должна поддерживать планирующий полет в полностью заправленном состоянии (кунштюки типа МАКСа, с нырком в атмосферу, я вообще не рассматриваю, как откровенно бредовые). Кроме того, УИ второй ступени в начале выведения ниже, поскольку запуск двигателя происходит в атмосфере.  В общем, даже допуская что обзор не ангажирован, я полагаю, что есть пути при тех же характеристиках хорошо поднять мю ПН. Но, прошу заметить, даже и при 0.7% мю ПН сравнима с таковой у Шаттла (0.8%), у которого при этом одноразовый ВТБ и довольно трудно спасаемые ускорители первой ступени, для которых де-факто нужны поля падения. Т.е. в эксплуатационном плане ДАЖЕ такой АКС выигрывает у СШ. А СШ, напомню, планировался для вытеснения СТОИМОСТЬЮ одноразовых ракет при регулярных пусках.

Это не так. СШ в первую очередь создавался для увеличения грузопотока на орбиту. Обещания снизить стоимость - только обещания. Реально цена кг оказалась сопоставимой с одноразовыми РН, но не более.

Что касается % мю ПН, то если бы Вы с самого начала говорили о 0,8-1%, вопрсов у меня было бы меньше. Но периодически вылезают цифры в 5 и 8%. И одновременно говорится, что используются существующие технологии. Вот это в корне неправильно, особенно на этапе "прикидки на пальцах".

[hcube]

Нагрузки на ступень складываются из двух компонентов - аэродинамического и просто динамического. Первый обусловлен скоростным напором набегающего воздуха, второй - ускорением массы топлива.  Первый компонент первая ступень для второй парирует полностью, второй - частично.

Вторая ступень должна в любом случае выдерживать динамические нагрузки от собственного двигателя - пары 11Д57 по 50 тонн тяги. Это дает для полностью заправленной ступени величину ускорения 1.2.

Первая ступень снабжена тремя двигателями НК-33 (или их метановым аналогом). Тяга этих трех двигателей - 500 тонн. Масса первой и второй ступеней после окончания разгона на ТРД - 250 тонн. Т.е. ускорение при движении на ЖРД - 2G. Добавим еще 0.5 G на работу ТРД - 2.5G.

Это в два раза больше чем ускорение второй ступени при движении на собственном двигателе. Это означает, что прочность второй ступени при движении в составе связки в 2 и более раз ВЫШЕ чем при движении на своем собственном двигателе. Это значит, что ее сухая масса должна быть увеличена чтобы иметь прочность соответсвующую ускорению. Увеличена, ЕСЛИ не произвести разгрузку конструкции второй ступени, передав усилия с нее на корпус первой ступени. Таким образом можно сэкономить до 30% сухой массы этой самой второй ступени.

Далее, как ни странно, ПЕРВАЯ ступень при этом также разгружается, по сравнению, например, с вариантом последовательного размещения ступеней. Это происходит потому, что она принимает на себя не 100% нагрузки от второй ступени, а 80% аэродинамической и 50% от динамической нагрузок. Грубо говоря, при плотной связке ступеней, можно считать, что баки второй ступени с их содержимым входят в состав первой ступени, облегчая ее конструкцию на величину своей массы. Ну, грубо говоря - на 5 тонн в случае 10-тонной второй ступени. Это немного, но 5 тонн тут, 2 тонны там...

[ratte07]

2) ЖРД установлены и там и там - т.е. первая ступень несет 60 тонн топлива для разгона на ТРД и еще 90 тонн - для разгона на ЖРД. Цель разгона на ЖРД - создать условия для наилучшей работы второй ступени - т.е. безопасного неаэродинамичного разделения, парирования гравитационных потерь и обеспечения максимального (вакуумного) УИ. А, ну и набора некоторой части горизонтальной скорости для улучшения числа Циолковского для второй ступени. Т.е. система представляет собой скорее ASSTO, чем полноценную двухступенчатую систему.
5) Обьединение ТРД разгонщика и ракетной ступени в одном корпусе.
Если посмотреть на ракетную ступень, которой требуется произвести запуск в горизонтальном полете с большой скоростью, мы увидим...  крыло. Масса разгонщика, напомню, 70 тонн, масса топлива - 90 тонн, масса второй ступени - 90 тонн.

Т.е. сухая масса разгонщика 10 т?!!! :shock:

[hcube]

Для моего варианта АКС, построенного без массового примения композитов, нанотрубок и прочих изворотов, только титан и алюминий для разгонщика и алюминий, титан, сталь и волоконное ТЗП для орбитальной ступени, с использованием существующих ТРД и ЖРД, я декларирую мю ПН равную 2.5% при полной многоразовости и 4% при варианте с одноразовой второй ступенью. При выжимании всех соков из современного технологического задела - мю ПН в 5% для полностью многоразового и в 10% для варианта с одноразовой второй ступенью.

[ratte07]

Нагрузки на ступень складываются из двух компонентов - аэродинамического и просто динамического. Первый обусловлен скоростным напором набегающего воздуха, второй - ускорением массы топлива.  Первый компонент первая ступень для второй парирует полностью, второй - частично.

Вторая ступень должна в любом случае выдерживать динамические нагрузки от собственного двигателя - пары 11Д57 по 50 тонн тяги. Это дает для полностью заправленной ступени величину ускорения 1.2.

Первая ступень снабжена тремя двигателями НК-33 (или их метановым аналогом). Тяга этих трех двигателей - 500 тонн. Масса первой и второй ступеней после окончания разгона на ТРД - 250 тонн. Т.е. ускорение при движении на ЖРД - 2G. Добавим еще 0.5 G на работу ТРД - 2.5G.

Это в два раза больше чем ускорение второй ступени при движении на собственном двигателе. Это означает, что прочность второй ступени при движении в составе связки в 2 и более раз ВЫШЕ чем при движении на своем собственном двигателе. Это значит, что ее сухая масса должна быть увеличена чтобы иметь прочность соответсвующую ускорению. Увеличена, ЕСЛИ не произвести разгрузку конструкции второй ступени, передав усилия с нее на корпус первой ступени. Таким образом можно сэкономить до 30% сухой массы этой самой второй ступени.

Далее, как ни странно, ПЕРВАЯ ступень при этом также разгружается, по сравнению, например, с вариантом последовательного размещения ступеней. Это происходит потому, что она принимает на себя не 100% нагрузки от второй ступени, а 80% аэродинамической и 50% от динамической нагрузок. Грубо говоря, при плотной связке ступеней, можно считать, что баки второй ступени с их содержимым входят в состав первой ступени, облегчая ее конструкцию на величину своей массы. Ну, грубо говоря - на 5 тонн в случае 10-тонной второй ступени. Это немного, но 5 тонн тут, 2 тонны там...

 :shock:  :shock:  :shock:  :shock:  :shock:  :shock:  :shock:

[hcube]

Вот только не надо откровенно тупить. Написано же - сухая масса разгонщика - 70 тонн. При взлете он несет - 60 тонн топлива под разгон на ТРД, 90 тонн топлива под разгон на ЖРД, и 90-тонную (10 тонн сухая масса, 10 тонн ПН, 70 тонн топлива) вторую ступень. В сумме - 310 тонн. Конструктивное совершенство разгонщика - 23%.

[Lin]

10% для варианта с одноразовой второй ступенью.

:shock:  Я дам вам парабеллум (С) Срочно строить  :oops:

[ratte07]

Вот только не надо откровенно тупить. Написано же - сухая масса разгонщика - 70 тонн. При взлете он несет - 60 тонн топлива под разгон на ТРД, 90 тонн топлива под разгон на ЖРД, и 90-тонную (10 тонн сухая масса, 10 тонн ПН, 70 тонн топлива) вторую ступень. В сумме - 310 тонн. Конструктивное совершенство разгонщика - 23%.

У ХВ-70 - 37%, у Т-4 вообще почти 50%. Я же говорю, так можно получить любые характеристики.

[hcube]

А вот спорно. Жаба не задавит терять каждый раз вторую ступень, выполненную по технологии на уровне Х-33? Может, лучше мюПн в 2.5 раза ниже, но зато алюминиевую штампованную ступень?