Концепция и АКС, проект "Гиперкуб"

[ratte07]

Вопрос. Как с помощью Газели грузоподьемностью 3 тонны можно построить дом массой 100 тонн?

Меня всегда интересовало, кто первый помянул Газели на форуме. Вы не помните?

Вопрос, как КА массой 2 т вывести на ГСО РН грузоподъемностью 4-7 т на НОО?

[hcube]

Тросовой системой, использующей массу самого АКС для 'броска' ПН на ГПО. Дальше - апогейником. Трос конечно надо длинный - порядка 1.5 тыс. км.

Другой вариант я уже озвучил - использование АКС 'на извозе', для доставки ОТДЕЛЬНЫХ компонентов - т.е. спутник отдельно, РБ отдельно, док для сборки отдельно. Главное чтобы каждый компонент можно было или поделить, или он влез в 4-7 тонн и обьем грузового отсека.

В ПРИНЦИПЕ, можно себе представить и многоразовый РБ тоже - но это уже на любителя. Кроме того, Лин в чем-то прав, при так-себе конструктивном совершенстве разгонщика, можно подрастить мюПН, применив вместо многоразового КС обычую одноразовую ракету, как я в самом начале предлагал.

Если ничего не менять в разгонщике с совершенством 0.47, не менять скорость разделения, только заменить многоразовую ступень с совершенством 0.15 на одноразовую с совершенством 0.08 - то мю ПН растет с 1.34 до 3.27% - в 2.5 раза. Если оптимизировать точку разделения, то при разгоне на ВРД на 1000 и на ЖРД на 200 м/c, мюПН получается 4%. Это уже трехкратный рост - не 7 тонн на LEO, а 20. При этом вторая ступень с ПН весит 0.35 от стартовой массы комплекса, т.е. принимая ТО разгонщика околонулевым, получаем трехкратное снижение стоимости вывода относительно других водородных ракет. Для масштаба, водородная ракета для 500-тонного разгонщика - это Дейтрончик, длиной 25 и диаметром 4 метра. ПН при этом будет равна 500*0.04 = 20 тонн.

[Lin]

Hcube, опередил !
А на ГСО мы запустим с экватора. Сначала своим ходом первая ступень с грузом туда долетит.
Там заправка и вперед. Да, знаю, аэродром с кислородным заводиком нужен
Если вторая ступень будет многоразовая (в чем я сомневаюсь), то можно и с тросовыми системами побаловаться. Ступень в атмосферу, спутник на переходную...  
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4765&highlight=%F2%F0%EE%F1%F1%EE%E2%FB%E5

[ratte07]

Другой вариант я уже озвучил - использование АКС 'на извозе', для доставки ОТДЕЛЬНЫХ компонентов - т.е. спутник отдельно, РБ отдельно, док для сборки отдельно. Главное чтобы каждый компонент можно было или поделить, или он влез в 4-7 тонн и обьем грузового отсека.

Получается, одной системой с известной грузоподъемностью нужно закрывать весь диапазон ПН

Х...я-с получается, с вашего позволения, это сразу видно

Это потребует переделки всех КА, подхода к их созданию. И вот, когда все это будет сделано, одна потеря при выведении оставит нас без космоса на годы.

[ratte07]

Тросовой системой, использующей массу самого АКС для 'броска' ПН на ГПО. Дальше - апогейником. Трос конечно надо длинный - порядка 1.5 тыс. км.

Если длина троса 1.5 тыс. км - то высота орбиты наверное не 200 км? Для такой ТС нужно 1700-2000 км, причем круговой, чтобы успеть развернуть и вертикализировать трос. А на 2000 км Ваша АКС выведет уже далеко не 4 т. Может и ничего не выведет.

[ratte07]

В ПРИНЦИПЕ, можно себе представить и многоразовый РБ тоже - но это уже на любителя.

Да - это точно на любителя. При стартовой массе связкив 4 т масса ПН будет стремится к 0.

[Lin]

Сматывание троса, после отделения груза, тоже "веселая" задача !  

[ratte07]

Кроме того, Лин в чем-то прав, при так-себе конструктивном совершенстве разгонщика, можно подрастить мюПН, применив вместо многоразового КС обычую одноразовую ракету, как я в самом начале предлагал.

Если оптимизировать точку разделения, то при разгоне на ВРД на 1000 и на ЖРД на 200 м/c, мюПН получается 4%. Это уже трехкратный рост - не 7 тонн на LEO, а 20. При этом вторая ступень с ПН весит 0.35 от стартовой массы комплекса, т.е. принимая ТО разгонщика околонулевым, получаем трехкратное снижение стоимости вывода относительно других водородных ракет.

Нет, ну так можно доказать все, что угодно. Вы что думаете, что эксплуатация и ТО самолетов ничего не стоит?

И на выходе имеем систему, ничуть не лучшую чем существующие РН.

Зачем?

[ratte07]

А на ГСО мы запустим с экватора. Сначала своим ходом первая ступень с грузом туда долетит.
Там заправка и вперед. Да, знаю, аэродром с кислородным заводиком нужен

Нет, для этого АКС должна как минимум расчитываться на длительный полет в атмосфере. Т.е. разгонщик уже точно будет самолетом. А это ставит крест на всей "концепции конструирования" hcube.

[Lin]

И на выходе имеем систему, ничуть не лучшую чем существующие РН.
Зачем?

Кстати, если на выходе имеем систему НЕ ХУЖЕ существующих РН – это уже победа !
Так как система пусть хоть частично но многоразовая + получаем много нового опыта, далее глядишь и 6M носитель получится... а то и на ЯРДе       + для создания такой системы нужно явно новое производство, а значит обновим станочный парк, трудоустроим специалистов и т.д. + первую ступень можно использовать как для военных целей (удары фактически из космоса, разведка), так и для гражданских, тот же извоз туристов.

[ratte07]

И на выходе имеем систему, ничуть не лучшую чем существующие РН.
Зачем?

Кстати, если на выходе имеем систему НЕ ХУЖЕ существующих РН – это уже победа !
Так как система пусть хоть частично но многоразовая + получаем много нового опыта, далее глядишь и 6M носитель получиться... а то и на ЯРДе  + для создания такой системы нужно явно новое производство, а значит обновим станочный парк, трудоустроим специалистов и т.д. + первую ступень можно использовать как для военных целей (удары фактически из космоса, разведка), так и для гражданских, тот же извоз туристов.

Шаттл был системой не хуже существующих РН (соответствующих американских по стоимости кг на орбите). Под него проектировались ПН, ради него сворачивались работы по одноразовым ностелям. И что? Одна катастрофа все это остановила. При существующем грузопотоке любой новый носитель в существующей размерности не нужен. Просто не сможет окупить своего создания. Так что где здесь победа? Бессмысленная трата времени и денег. Тем более с таким разгонщиком, который в плане новых технологий не требует (и не дает) ничего.

[hcube]

Если длина троса 1.5 тыс. км - то высота орбиты наверное не 200 км? Для такой ТС нужно 1700-2000 км, причем круговой, чтобы успеть развернуть и вертикализировать трос. А на 2000 км Ваша АКС выведет уже далеко не 4 т. Может и ничего не выведет.

Для начала, какая нужна масса троса - если у нас есть 4 тонны ПН и 8-тонный АКС,  то они тянут трос в разные стороны с усилием примерно 1 тонна. Это соответствует сечению угольной ленты в 1.5 мм2. При постоянном сечении такая лента на 1500 км будет весить примерно 3 тонны. Что много, на самом-то деле. Но все-таки, меньше ПН и в 2 раза меньше массы РБ. Кроме того, можно уменьшить требуемую длину раза в два, если применить 'динамическое развертывание' - т.е. разведение не по вертикали, а по горизонтали - АКС вперед, спутник назад. После того как трос полностью развернется, АКС будет им заторможен, а спутник - разогнан. Масса троса правда от этого не изменится, зато поднимать орбиту надо будет меньше в силу меньшей длины троса ;-). В общем, надо считать, получается не так уж и здорово ;-) В принципе, можно применить гибридный способ - поскольку масса троса от развиваемой дельта-в растет как квадрат, то можно найти оптимальную точку, в которой затраты массы на трос сравняются с затратами массы на топливо ДУ спутника.  Субьективно - это будет что-то порядка 700-800 м/c и 500 км длины троса.

Далее, орбиту в 1000 км делать не нужно и даже вредно. Нужно только чтобы АКС не зарылся в атмосферу еще ДО разгона спутника. Это значит, что при длине троса в 1500 км, рабочая орбита должна быть в районе 600 км - 500+100. В принципе, можно еще полтинник скинуть, но это непринципиально.

Да, трос я бы не сматывал, а просто отделял от АКС вместе с намоточной станцией и СБ для ее питания. Он за недельку смотается, а следующий АКС его заберет с орбиты перед сбросом спутника.

[hcube]

По поводу ПН. Приведенное значение ПН для разгонщкика с совершенством 0.47, равное 4% (что лучше чем у большинства своременных РН), достигается с расходом ТРЕТИ обычно теряемой у одноразовых ракет массы. При массе 0.47, многоразовость разгонщика будет не хуже чем у рейсового самолета, исключая замену ЖРД каждые 10 полетов. Т.е. мы получаем 30% стоимости обычной РН плюс скажем 1% от 10-кратной стоимости РН (аммортизация разгонщика) плюс 10% от половины от 70% стоимости РН - т.е. еще 3.5% стоимости. Всего получается 30+10+3.5% = 45%. Т.е. АКС с одноразовой второй ступенью снижает стоимость вывода в два раза чисто по экономике.

Для многоразовой второй ступени вторая компонента растет в 3 раза, зато первая (стоимость второй ступени) снижается. Допустим, те же 10 полетов на двигатель, 30 полетов ресурс орбитальной ступени, стоимость ступени в 10 раз выше чем стоимость одноразовой, 10% стоит двигатель. Получается (0.9*0.3 + 0.1) = 0.37 стоимости одноразовой ступени. Умножаем на 30% - получаем 11% против 30%. Правда, поскольку ПН ниже в 3 раза - умножаем на 3 - 33%. Получаем, что одноразовая вторая ступень ВЫГОДНЕЕ многоразовой - ну, я это уже говорил, собственно. Правда, даже со многоразовой второй ступенью стоимость выведения получается равной 70% от таковой у одноразовой РН.

[Зомби. Просто Зомби]

При существующем грузопотоке любой новый носитель в существующей размерности не нужен.

АКС "делает революцию" в доступе к низкоорбитальному космосу, поэтому предсказывать "возникающий грузопоток" - задача, скажем, сложная
На самом деле, "заменять всё" или даже "многие другие средства выведения" на данном (первом) этапе развития АКС НЕ ЯВЛЯЕТСЯ реальной задачей, это НЕ НУЖНО
Достаточно, что у него будет некая ОПРЕДЕЛЕННАЯ И СТАБИЛЬНАЯ сфера применения - обеспечение материальной связи с ОС и, возможно, некий "класс" беспилотных ПН в некоем массовом диапазоне

При этом, даже если параметры системы действительно будут "в пределах существующих РН" (скорее всего, по некоторым направлениям они СРАЗУ будут более высокими), тем не менее "игра стоит свеч", как начало практического освоения аэрокосмических средств выведения

[ratte07]

При существующем грузопотоке любой новый носитель в существующей размерности не нужен.

АКС "делает революцию" в доступе к низкоорбитальному космосу, поэтому предсказывать "возникающий грузопоток" - задача, скажем, сложная
На самом деле, "заменять всё" или даже "многие другие средства выведения" на данном (первом) этапе развития АКС НЕ ЯВЛЯЕТСЯ реальной задачей, это НЕ НУЖНО
Достаточно, что у него будет некая ОПРЕДЕЛЕННАЯ И СТАБИЛЬНАЯ сфера применения - обеспечение материальной связи с ОС и, возможно, некий "класс" беспилотных ПН в некоем массовом диапазоне

При этом, даже если параметры системы действительно будут "в пределах существующих РН" (скорее всего, по некоторым направлениям они СРАЗУ будут более высокими), тем не менее "игра стоит свеч", как начало практического освоения аэрокосмических средств выведения

Вот именно что средств! Что дает замена одного средства доставки на другое такое же кроме пустого разбазаривания денег и времени? На орбите интересна только масса, как она туда попадает - вопрос десятый.

[ratte07]

Вот что умный человек пишет:

Старый может сколько угодно плеваться по поводу АКС вообще и МАКСа в частности ("никогда, никаких шансов и проч. лабуда"), но опровергнуть приведенные мной цифры, определяющие большую эффективность АКС, он не в состоянии.

Я не Старый, но попробую.

1. Жидкий кислород дешевле керосина. Раз в пять. Так что, несмотря на то, что его в ракету нужно залить в 2,5 раза больше, чем керосина, стоит он всё равно меньше.
2. УИ ТРДФ падает с увеличением скорости. Вообще, любых ВРД, даже столь любимого сейчас ГПВРД, который, кстати, кроме как на водороде, работать ни на чём не может принципиально. Поэтому приведённые 2000 секунд относятся лишь к какому-то конкретному значению скорости. У Конкордовских Олимпусов этот показатель чуть-чуть не достигался. Я уж молчу про трёхмаховые движки МиГ-31. В то же время, турбовентиляторные движки, оптимизированные под дозвуковой полёт, могут иметь и гораздо больший УИ. Но нам незачем лететь долго с дозвуковой скоростью - нам нужно достаточно быстро разогнаться и выйти на орбиту.
3. В формулу Циолковского, кроме УИ, входит ещё и отношение начальной и конечной масс. В случае аэрокосмической системы, для первой ступени эта величина будет во много раз меньше, чем для одноразовой ракетной ступени (у Циклона - около 20, так, кажется?) В случае АКС эта величина не достигает и двух.
4. Горизонтальный старт позволяет обойтись меньшей тяговооружённостью, но зато боковые нагрузки очень сильно утяжеляют конструкцию. Настолько сильно, что ни одна, даже лёгкая РН не пытается стартовать невертикально. Исключения - Пегас и Лямбда-4с. Ну, у этих двух нету выбора. К тому же, они твердотопливные, и, значит, прочные, по сравнению с РН на ЖРД, но у твёрдого топлива УИ низкий.
5. Крыло, которое позволяет стартовать горизонтально, машина с кпд заметно меньшим 100%, это значит, что работа, совершённая для подъёма ПН и верхних ступеней с помощью крыла, будет больше, чем в случае вертикального подъёма. Иначе говоря, мы мало уменьшаем гравитационные потери, но увеличиваем при этом аэродинамические, причём, чем больше времени занимает разгон, тем больше аэродинамические потери, так что тяговооружённость всё равно нужно иметь хорошую (как у боевого самолёта, а не как у пассажирского).
6. Даже при отделении "вниз", как у "Пегаса", ракета не может полностью использовать набранную самолётом скорость.
7. Сам самолёт-разгонщик получается крайне противоречивой конструкцией, т.к. он должен проходить различные режимы от взлётного до максимальной скорости. Даже у обычных дозвуковых самолётов требуется эффективная и разнообразная механизация крыла (закрылки, предкрылки, щитки, воздушный тормоз). Двух-трёхмаховые тяжёлые самолёты вынуждены использовать ещё более сложную систему (вплоть до опускающихся носов и убираемого ПГО)
8. Методика расчёта экономической эффективности по стартовой массе (а стоимости разработки - по сухой ) порочна. Она работает только в узких пределах однотипных ракет на одном уровне технологии. Попытка перенести её на АКС даёт недостоверные результаты.

[hcube]

Все это верно... отчасти... для ОДНОСТУПЕНЧАТОГО АКС. А у нас - 2.5 ступенчатый, который не имеет НИ ОДНОГО из перечисленных недостатков.

1. Жидкий кислород дешевле керосина. Раз в пять. Так что, несмотря на то, что его в ракету нужно залить в 2,5 раза больше, чем керосина, стоит он всё равно меньше.

У нас используется метан, цена которого та же что у ЖК, кроме того на первой ступени используется опять же ЖК. ЗАправка второй ступени водородом мала по массе (в районе 5% от стартовой массы носителя).

2. УИ ТРДФ падает с увеличением скорости. Вообще, любых ВРД, даже столь любимого сейчас ГПВРД, который, кстати, кроме как на водороде, работать ни на чём не может принципиально. Поэтому приведённые 2000 секунд относятся лишь к какому-то конкретному значению скорости. У Конкордовских Олимпусов этот показатель чуть-чуть не достигался. Я уж молчу про трёхмаховые движки МиГ-31. В то же время, турбовентиляторные движки, оптимизированные под дозвуковой полёт, могут иметь и гораздо больший УИ. Но нам незачем лететь долго с дозвуковой скоростью - нам нужно достаточно быстро разогнаться и выйти на орбиту.

АКС hcube-Зомби НЕ осуществляет разгон в атмосфере на ВРД, свыше уже освоенного диапазона 3М. Поэтому высокий УИ ВРД работает именно там где должен - на преодолении плотных слоев с одновременным разгоном.

3. В формулу Циолковского, кроме УИ, входит ещё и отношение начальной и конечной масс. В случае аэрокосмической системы, для первой ступени эта величина будет во много раз меньше, чем для одноразовой ракетной ступени (у Циклона - около 20, так, кажется?) В случае АКС эта величина не достигает и двух.

В случае ОДНОСТУПЕНЧАТОГО АКС - да. В случае, если АКС двухступенчатый - никого не волнует массовое совершенство первой ступени, важны условия работы ВТОРОЙ. При этом скорость разделения имеет оптимум КАК РАЗ ТАМ ГДЕ НУЖНО - в районе 2-3 км/c - достаточно много чтобы получить реальную ПН на второй ступени, и достаточно мало чтобы не иметь проблем с обратным входом разгонщика в атмосферу.

4. Горизонтальный старт позволяет обойтись меньшей тяговооружённостью, но зато боковые нагрузки очень сильно утяжеляют конструкцию. Настолько сильно, что ни одна, даже лёгкая РН не пытается стартовать невертикально. Исключения - Пегас и Лямбда-4с. Ну, у этих двух нету выбора. К тому же, они твердотопливные, и, значит, прочные, по сравнению с РН на ЖРД, но у твёрдого топлива УИ низкий.

Не в том случае, если первая ступень работает как ложемент для второй, равномерно принимающий нагрузку от ее заполненности топливом.

5. Крыло, которое позволяет стартовать горизонтально, машина с кпд заметно меньшим 100%, это значит, что работа, совершённая для подъёма ПН и верхних ступеней с помощью крыла, будет больше, чем в случае вертикального подъёма. Иначе говоря, мы мало уменьшаем гравитационные потери, но увеличиваем при этом аэродинамические, причём, чем больше времени занимает разгон, тем больше аэродинамические потери, так что тяговооружённость всё равно нужно иметь хорошую (как у боевого самолёта, а не как у пассажирского).

Нужно. Да. А кого это волнует, если первая ступень все равно быстрее 3 км/c не разгоняется?

6. Даже при отделении "вниз", как у "Пегаса", ракета не может полностью использовать набранную самолётом скорость.

В схеме выведения АКС hcube-Зомби, набранная первой ступенью скорость ПОЛНОСТЬЮ используется, в том числе расходуется на существенное снижение гравитационных потерь - за счет того что разделение происходит не в горизонтальном полете, а в суборбитальном прыжке.

7. Сам самолёт-разгонщик получается крайне противоречивой конструкцией, т.к. он должен проходить различные режимы от взлётного до максимальной скорости. Даже у обычных дозвуковых самолётов требуется эффективная и разнообразная механизация крыла (закрылки, предкрылки, щитки, воздушный тормоз). Двух-трёхмаховые тяжёлые самолёты вынуждены использовать ещё более сложную систему (вплоть до опускающихся носов и убираемого ПГО)

МЕНЕЕ противоречивой, нежели скажем разгонщик Спирали, поскольку его режимы работы являются давно и хорошо проверенными на практике. Кроме того, конформная схема размещения второй ступени резко улучшает аэродинамику самолета.

8. Методика расчёта экономической эффективности по стартовой массе (а стоимости разработки - по сухой  ) порочна. Она работает только в узких пределах однотипных ракет на одном уровне технологии. Попытка перенести её на АКС даёт недостоверные результаты.

Конструкция разгонщика, несомненно сложная, тем не менее является синтезом двух хорошо освоенных технологий - самолето и ракетостроения, примененных в той области, в коротой они адекватны. Поэтому оценка стоимости и технического риска при создании такого АКС может быть произведена с высокой точностью.

[Зомби. Просто Зомби]

При существующем грузопотоке любой новый носитель в существующей размерности не нужен.

АКС "делает революцию" в доступе к низкоорбитальному космосу, поэтому предсказывать "возникающий грузопоток" - задача, скажем, сложная
На самом деле, "заменять всё" или даже "многие другие средства выведения" на данном (первом) этапе развития АКС НЕ ЯВЛЯЕТСЯ реальной задачей, это НЕ НУЖНО
Достаточно, что у него будет некая ОПРЕДЕЛЕННАЯ И СТАБИЛЬНАЯ сфера применения - обеспечение материальной связи с ОС и, возможно, некий "класс" беспилотных ПН в некоем массовом диапазоне

При этом, даже если параметры системы действительно будут "в пределах существующих РН" (скорее всего, по некоторым направлениям они СРАЗУ будут более высокими), тем не менее "игра стоит свеч", как начало практического освоения аэрокосмических средств выведения

Вот именно что средств! Что дает замена одного средства доставки на другое такое же кроме пустого разбазаривания денег и времени? На орбите интересна только масса, как она туда попадает - вопрос десятый.

У правильного АКС дорогая разработка и относительно дорогой "экземпляр" при МАЛОЙ СТОИМОСТИ за отдельный полет

Это меняет уровень доступа к орбитальному космосу РЕВОЛЮЦИОННО

То, что вы говорили - что "можно держать резерв ракет и космических аппаратов" для случая быстрого "обслуживания неожиданного заказа" во-первых, практически отстствует и, в общем, не может быть, потому что не может быть никогда (С), во-вторых НЕ ИДЕТ НИ В КАКОЕ СРАВНЕНИЕ с ситуацией, возникающей при наличии АКС

[Зомби. Просто Зомби]

Иными словами, АКС - это КАЧЕСТВЕННО ИНОЕ средство выведения, чем ракеты
Уже одно это само по себе является ДОСТАТОЧНЫМ ОСНОВАНИЕМ для "технического эксперимента", состоящего в создании рабочей версии такого аппарата

[Зомби. Просто Зомби]

Вот именно что средств! Что дает замена одного средства доставки на другое такое же кроме пустого разбазаривания денег и времени? На орбите интересна только масса, как она туда попадает - вопрос десятый.

Сами себя заколдовали :wink:  :mrgreen:
Вот точно также "совок" убедил себя в собственной крутости до того, что сам и развалился  :mrgreen: