Концепция и АКС, проект "Гиперкуб"

[hcube]

Это как раз не проблема Отношение площади воздухозаборника к площади крыла - константа :-) А они в горизонтальном полете связаны через массу, АК и скоростной напор. Т.е. потолок самолета по сути определяется АК в зависимости от скоростного напора - есть некая кривая высота-скорость, выше которой самолет лететь не может. Надо просто по ней взобраться максимально высоко - и там перейти на ЖРД, компенсируя потерю тяги из-за роста скорости и снижения плотности воздуха (формально говоря - из-за падения УТ ТРДФ с ростом скорости).

[OSD]

Это как раз не проблема Отношение площади воздухозаборника к площади крыла - константа :-) А они в горизонтальном полете связаны через массу, АК и скоростной напор. Т.е. потолок самолета по сути определяется АК в зависимости от скоростного напора - есть некая кривая высота-скорость, выше которой самолет лететь не может. Надо просто по ней взобраться максимально высоко - и там перейти на ЖРД, компенсируя потерю тяги из-за роста скорости и снижения плотности воздуха (формально говоря - из-за падения УТ ТРДФ с ростом скорости).

Однако, при одинаковом скоростном напоре, на скорости 100 м/с через воздухозаборник будет проходить в 10 раз больше воздуха, чем при скорости 1000 м/с.

 Что касается сопротивления воздухозаборника, то вот оно действительно зависит от скоростного напора и не будет линейно уменьшаться с ростом скорости.

 Я хотел бы, чтобы сторонники АКС предоставили убедительные доказательства того, что избыточная тяга ВРД не будет равной нулю или весьма близкой к нулю уже на скоростях около 4M.

[hcube]

Ну да, она и будет. На такой скорости надо использовать или прямоточку, или ЖРД с инжекцией. А начаиная с 6-8М - уже чистый ЖРД.

[OSD]

Ну да, она и будет. На такой скорости надо использовать или прямоточку, или ЖРД с инжекцией. А начаиная с 6-8М - уже чистый ЖРД.

Вы знаете, что водород считается топливом непригодным для атмосферных летательных аппаратов военного назначения по той причине, что его низкая плотность, которая создаёт лишнее аэродинамическое сопротивление, перекрывает уменьшение затрат топлива за счёт более высокой теплотворной способности водорода?

 Если не ошибаюсь, в вашем проекте предусмотрен разгон с помощью керосиновых воздушно-реактивных двигателей при наличии в качестве внешней полезной нагрузки водородных верхних ступеней.

 Таким образом в вашем проекте на первой ступени вы соединяете недостатки обоих видов топлива.
 Покажите, что у вас вообще хватит тяги для разгона с водородными ступенями в виде внешней полезной нагрузки.

[hcube]

Ну, вообще я изначально хотел пару керосин-метан на разгонщике.... ну да не суть важно.

Дело вот в чем - эксплуатация разгонщика и эксплуатация орбитера - это разные вещи. Принципиально разные. И введение водорода на разгонщик.... водород, потом, я так понимаю, скрамджет, потом ТЗП подогнать... и получится Зенгер-2.

Моя идея была в другом - сделать максимально ПРОСТОЙ и ДЕШЕВЫЙ в эксплуатации разгонщик, ценой некоторой потери характеристик.

Причем, на самом-то деле, потерь больших нету - ТРДФ отлично до 3М работают, а дальше мы вообще не на ТРД летим, а на ЖРД. Т.е. то, что керосин/метан не может гореть на высоком сверхзвуке - нас не волнует. А вот объем баков, который для водорода нужен раза в 3 побольше - очень даже волнует. У нас и так на горбу водородная ступень, объем которой сопоставим с объемом фюзеляжа разгонщика, куда уж усугублять :-)

Относительно тяги - ну, у Зенгера хватает, так?  У Валькирии хватало. Сейчас аэродинамику умеют считать лучше.

[OSD]

Ну, вообще я изначально хотел пару керосин-метан на разгонщике.... ну да не суть важно.

Дело вот в чем - эксплуатация разгонщика и эксплуатация орбитера - это разные вещи. Принципиально разные. И введение водорода на разгонщик.... водород, потом, я так понимаю, скрамджет, потом ТЗП подогнать... и получится Зенгер-2.

Моя идея была в другом - сделать максимально ПРОСТОЙ и ДЕШЕВЫЙ в эксплуатации разгонщик, ценой некоторой потери характеристик.

Допустим, но давайте сперва разберёмся с двигательной установкой.

Причем, на самом-то деле, потерь больших нету - ТРДФ отлично до 3М работают, а дальше мы вообще не на ТРД летим, а на ЖРД. Т.е. то, что керосин/метан не может гореть на высоком сверхзвуке - нас не волнует. А вот объем баков, который для водорода нужен раза в 3 побольше - очень даже волнует. У нас и так на горбу водородная ступень, объем которой сопоставим с объемом фюзеляжа разгонщика, куда уж усугублять :-)

Я всего-навсего прошу вас дать параметры вашей двигательной установки, которая по вашей идее должна разогнать первую ступень с водородной верхней ступенью на внешней подвеске до скорости 3 маха.

 Пример такого разгона был только один, это A-12 со взлётной массой 55 тонн с D-21 на внешней подвеске, масса D-21 была 5 тонн.
 Даже с такой небольшой полезной нагрузкой A-12 еле разгонялся до запуска ПВРД D-21.

 Покажите, что у вас вообще хватит тяги для разгона.

Относительно тяги - ну, у Зенгера хватает, так?  У Валькирии хватало. Сейчас аэродинамику умеют считать лучше.

Валькирия не тащила на себе внешнюю полезную нагрузку с неплотным космическим аппаратом и водородной ступенью.

 Что такое "Зенгер" в данном случае я не знаю, если это проект времён Второй Мировой, то этот проект был с ЖРД и не летал.

[Valerij]

Я всего-навсего прошу вас дать параметры вашей двигательной установки, которая по вашей идее должна разогнать первую ступень с водородной верхней ступенью на внешней подвеске до скорости 3 маха.

 Пример такого разгона был только один, это A-12 со взлётной массой 55 тонн с D-21 на внешней подвеске, масса D-21 была 5 тонн.
 Даже с такой небольшой полезной нагрузкой A-12 еле разгонялся до запуска ПВРД D-21.

 Покажите, что у вас вообще хватит тяги для разгона.

Я не специалтст, но вот здесь: http://synerjetics.ru есть пример АКС со значительно большей скоростью разделения, предложеный специалистом. О другом примере http://www.bristolspaceplanes.com/ я уже здесь писал.

Кроме того, в проекте  hcube космическая ступень не на внешней подвеске, она комформна с разгонщиком. Поэтому я считаю, что набор высоты и скорости до 25км и 4М вполне реален, да пока кроме вас это никто и не оспаривал.

[hcube]

Площадь миделя фюзеляжа И второй ступени разгонщика такие же, как у XB-70, по сути. Т.е. тяговооруженность должна быть в районе 0.5. При взлете и разгоне до 3М ЖРД закрыты хвостовыми щитками-обтекателями. Они же - тормозные щитки.

[OSD]

Площадь миделя фюзеляжа И второй ступени разгонщика такие же, как у XB-70, по сути. Т.е. тяговооруженность должна быть в районе 0.5. При взлете и разгоне до 3М ЖРД закрыты хвостовыми щитками-обтекателями. Они же - тормозные щитки.

Вы хотите отделаться отговорками общего характера.
 Даже если при взлёте у вас будет тяговооруженность 0.5, это не означает, что вы будете иметь такую же тягу на скорости 3M, я же вам говорю, что полезная тяга ВРД падает по той причине, что ему начинает не хватать того самого воздуха, который создаёт его высокий удельный импульс, а сопротивление ВРД, которое зависит от скоростного напора не уменьшается.

 Кроме того, что вы собрались выводить на орбиту?
 Я думаю, вы знаете габариты типичного головного обтекателя ракеты, как вы это впишите в совершенную аэродинамику самолёта вроде XB-70?

[OSD]

Я не специалтст, но вот здесь: http://synerjetics.ru есть пример АКС со значительно большей скоростью разделения, предложеный специалистом. О другом примере http://www.bristolspaceplanes.com/ я уже здесь писал.

Кроме того, в проекте  hcube космическая ступень не на внешней подвеске, она комформна с разгонщиком. Поэтому я считаю, что набор высоты и скорости до 25км и 4М вполне реален, да пока кроме вас это никто и не оспаривал.

Я видел этот проект, о нём неоднократно упоминали.

 Это только общая концепция, которую предложено реализовать на базе некоторых технических решений, анализа конкретных технических параметров возможного изделия там нет.

[hcube]

Вписывать надо не габариты обтекателя, а его внутренний объем. Для 300-тонного АКС ПН составляет порядка 10 тонн, и отсек ПН - это цилиндр в 4м диаметром и 8м длиной, между двумя полубаками водорода - коническим носовым и цилиндрическми хвостовым, диаметром все те же 4 метра. Кислородные же баки - это цилиндрические (цилиндро-конические) секции вдоль корпуса, и они же играют роль несущего каркаса. В промежутках между баками вписаны служебные системы и шасси.

При запуске 2 ступень (имеющая, в целом, форму 'лыжи' с треугольным сечением и раскладными ПГО и крылом в хвостовой части а-ля Клиппер-трансформер) конформно размещена сверху на крыле разгонщика, выполненного по схеме высокоплана. Роль нижнего фюзеляжа играют баки с топливом. Суммарно, объем фюзеляжей 2 ступени и разгонщика, получается меньше, чем объем фюзеляжа той же XB-70, при том же взлетном весе. Просто они по другому скомпонованы.

Тяга... ну, снижается, конечно. На самом деле, самое худшее - это не сверхзвук, а трансзвуковой барьер. За ним-то... ну, будет не 3М, а 2.5 - это ничего принцпиально не поменяет в схеме выведения.

[Дмитрий В.]

Hcube! Вы бы уж, из конца-то в конец,  сделали бы вятную объемную компоновку! :lol:  Ну для начала - для 2-й ступени. А потом уже определившись с ее габаритами, попробовали бы ее "конформно вписать" в самолет-носитель. Вот бы и посмотрели, что получается.

[OSD]

Вписывать надо не габариты обтекателя, а его внутренний объем. Для 300-тонного АКС ПН составляет порядка 10 тонн, и отсек ПН - это цилиндр в 4м диаметром и 8м длиной, между двумя полубаками водорода - коническим носовым и цилиндрическми хвостовым, диаметром все те же 4 метра. Кислородные же баки - это цилиндрические (цилиндро-конические) секции вдоль корпуса, и они же играют роль несущего каркаса. В промежутках между баками вписаны служебные системы и шасси.

Вы хотите установить полезную нагрузку между топливными баками ракеты?
 Пусть так, но, я могу сказать, что 8 метров это мало для многих космических аппаратов.

 Кроме того надо смотреть как это всё повлияет на балансировку первой ступени, особенно если кислородные баки будут параллельно водороду.
 И мидель такое расположение кислородных баков не уменьшит.

При запуске 2 ступень (имеющая, в целом, форму 'лыжи' с треугольным сечением и раскладными ПГО и крылом в хвостовой части а-ля Клиппер-трансформер) конформно размещена сверху на крыле разгонщика, выполненного по схеме высокоплана. Роль нижнего фюзеляжа играют баки с топливом. Суммарно, объем фюзеляжей 2 ступени и разгонщика, получается меньше, чем объем фюзеляжа той же XB-70, при том же взлетном весе. Просто они по другому скомпонованы.

Площадь поперечного сечения тоже каким-то образом получается меньше?
 Диаметр 4 метра, а это будет только диаметр второй ступени, не меньше диаметра небольшого авиалайнера вроде Боинга-737.

Тяга... ну, снижается, конечно. На самом деле, самое худшее - это не сверхзвук, а трансзвуковой барьер. За ним-то... ну, будет не 3М, а 2.5 - это ничего принцпиально не поменяет в схеме выведения.

Да, и трансзвуковой барьер тоже, разумеется, я просто не стал усложнять вопрос.

 Падение тяги приведёт к тому, что полезная нагрузка будет или минимальной, или разгона вообще не получится.
 По крайней мере без рассмотрения этого вопроса дальше двигаться некуда.

[OSD]

Hcube! Вы бы уж, из конца-то в конец,  сделали бы вятную объемную компоновку! :lol:  Ну для начала - для 2-й ступени. А потом уже определившись с ее габаритами, попробовали бы ее "конформно вписать" в самолет-носитель. Вот бы и посмотрели, что получается.

Для начала я бы получил внятные характеристики двигательной установки.
 Сторонники АКС просто берут максимальную тягу самолёта и считают, что она будет точно такой же при любой скорости.

[Дмитрий В.]

Hcube! Вы бы уж, из конца-то в конец,  сделали бы вятную объемную компоновку! :lol:  Ну для начала - для 2-й ступени. А потом уже определившись с ее габаритами, попробовали бы ее "конформно вписать" в самолет-носитель. Вот бы и посмотрели, что получается.

Для начала я бы получил внятные характеристики двигательной установки.
 Сторонники АКС просто берут максимальную тягу самолёта и считают, что она будет точно такой же при любой скорости.

Не, здешние АКСисты слышали про ВСХ. Правда часто при это понятие забывают, отчего все сторонники АКС убеждены, что тяговооруженность (взлетная) будет существенно меньше 1,0. Лично я в этом вовсе не уверен

[OSD]

Не, здешние АКСисты слышали про ВСХ. Правда часто при это понятие забывают, отчего все сторонники АКС убеждены, что тяговооруженность (взлетная) будет существенно меньше 1,0. Лично я в этом вовсе не уверен

Я придерживаюсь того же мнения.
 Если и реализуема схема с воздушно-реактивным двигателем, то при высокой взлётной тяговооруженности, не меньше 1.
 Тогда с учётом падения тяги можно будет разогнаться не затрачивая почти всё топливо на потери.

[OSD]

Чтобы несколько подзадорить сторонников АКС сообщу один не слишком известный факт.

 В 50-е годы в США испытывался аппарат с ПВРД, который летал со скоростью больше 4-х махов.

[Valerij]

Чтобы несколько подзадорить сторонников АКС сообщу один не слишком известный факт.

 В 50-е годы в США испытывался аппарат с ПВРД, который летал со скоростью больше 4-х махов.

Да нет, мне этот факт известен. Поэтому я не могу ничего сказать о размерах воздухозаборника и двигателях, я просто знаю, что такой аппарат существовал. Я посмотрел доступную мне информацию, пока конкретно сказать что-то об этом не могу.

Hcube! Вы бы уж, из конца-то в конец,  сделали бы вятную объемную компоновку! :lol:  Ну для начала - для 2-й ступени. А потом уже определившись с ее габаритами, попробовали бы ее "конформно вписать" в самолет-носитель. Вот бы и посмотрели, что получается.

Ну, вот, два примера компоновок от http://www.bristolspaceplanes.com/ Конечно, она отличается от того, что предлагает Зомби и hcube, но, в принципе это другой вариант той же АКС, с несколько другой компоновкой. Точно так же первая из них должна разгоняться до 4М и потом выпрыгивать на ракетных двигателях из атмосферы. Вторая должна разгоняться до 6М.




И второй вариант:



Этот вариант в большом разрешении: http://www.bristolspaceplanes.com/projects/images/spacebus_lg.gif

[Valerij]

Чтобы несколько подзадорить сторонников АКС сообщу один не слишком известный факт.

 В 50-е годы в США испытывался аппарат с ПВРД, который летал со скоростью больше 4-х махов.

Кстати, Spacecab http://www.bristolspaceplanes.com/projects/spacecab.shtml на ВРД разгоняется до 2М. Далее только на ракетных, а уж до 2М разогнаться на ВРД можно наверняка.

[OSD]

Да нет, мне этот факт известен. Поэтому я не могу ничего сказать о размерах воздухозаборника и двигателях, я просто знаю, что такой аппарат существовал. Я посмотрел доступную мне информацию, пока конкретно сказать что-то об этом не могу.

Можете сказать как он назывался?

Ну, вот, два примера компоновок от http://www.bristolspaceplanes.com/ Конечно, она отличается от того, что предлагает Зомби и hcube, но, в принципе это другой вариант той же АКС, с несколько другой компоновкой. Точно так же первая из них должна разгоняться до 4М и потом выпрыгивать на ракетных двигателях из атмосферы. Вторая должна разгоняться до 6М.




И второй вариант:



Этот вариант в большом разрешении: http://www.bristolspaceplanes.com/projects/images/spacebus_lg.gif

Это довольно старый прожект АКС.
 А само решение со второй ступенью утопленной в первую ещё древнее.

 Но это несколько другие вопросы, для начала интересна раскладка по тяге двигателей.