Концепция и АКС, проект "Гиперкуб"

[Дмитрий В.]

Я бы сказал не так - 'предназначены для доставки _грузов_ и пассажиров на орибтальные станции'. Т.е. 'нормальный' АКС - это Газель. Которая постоянно мотается туда-сюда, частотой ходок компенсируя относительно малую грузоподъемность.

И если она будет стараться и хорошо выполнять свою "газельную" функцию, то вот тогда, став космической обыденностью, она и спутники определенных классов сможет выводить действительно несколько дешевле, чем современные ракетные системы, включая даже старый Союз РН.
Не в разы, естественно, но вполне чувствительно, на, скажем, процентов тридцать - сорок, если с умеренным оптимизмом.

Фантазер, мля! :lol:

[Дмитрий В.]

Я бы сказал не так - 'предназначены для доставки _грузов_ и пассажиров на орибтальные станции'. Т.е. 'нормальный' АКС - это Газель. Которая постоянно мотается туда-сюда, частотой ходок компенсируя относительно малую грузоподъемность.

Зачем сновать туда-сюда на ОС? Экипаж менять каждую неделю? Так он адаптироваться не успеет. Туда пиво, назад мочу? Может быть, может быть ... :roll:

[Дмитрий Виницкий]

Туда - на Землю что ли?
Хорошая идея для Валерия - орбитальный завод по переработки мочи в пиво! Национальная духоподъёмная идея!

[Valerij]

Туда - на Землю что ли?
Хорошая идея для Валерия - орбитальный завод по переработки мочи в пиво! Национальная духоподъёмная идея!

Очевидно, вы готовы закупать всю продукцию оптом?
Отлично. Недорого отдам.

[Дмитрий Виницкий]

Достаточно попробовать вашего наземного пива, чтобы убедится, что космические технологии прочно вошли в быт. Так зачем же мне переплачивать?

[hcube]

hcube я хотел бы увидеть ваш комментарий по поводу снижения температуры теплозащиты, вопрос выше.

Для Х-33/VS, где предполагалась такая же металлическая теплозащита (собственно, 2 ступень HZ похожа на один из вариантов Х-33), пик температуры на металлической ТЗП составлял 1200 F, т.е. 650 градусов Цельсия. Это по центру средней панели, т.е. в одном из наиболее напряженных мест. У Бурана/Шаттла - около 1100 С.

Собственно,  HZ - это 'ASSTO', X-33 с разгонщиком.

[OSD]

Valerij в данном случае D.Vinitski совершенно прав, разделение будет на дозвуоквой скорости, как во время тестовых сбросов Шаттла с Boeing 747.
 Найдите в интернете сответствующую информацию.

Ну, и отлично. Значит на одну проблему меньше.

Но Шаттл с Боинга сбрасывали, а вашей системе с него стартовать надо. Это "немного разные вещи".

Valerij, вы нашли ту информацию о которой я говорил? Если не можете сами, я вам её найду, хотя сию минуту у меня нет времени.

 Шаттл не сбрасывали с Boeing-747, скорее наоборот.

[OSD]

hcube я хотел бы увидеть ваш комментарий по поводу снижения температуры теплозащиты, вопрос выше.

Для Х-33/VS, где предполагалась такая же металлическая теплозащита (собственно, 2 ступень HZ похожа на один из вариантов Х-33), пик температуры на металлической ТЗП составлял 1200 F, т.е. 650 градусов Цельсия. Это по центру средней панели, т.е. в одном из наиболее напряженных мест. У Бурана/Шаттла - около 1100 С.

Собственно,  HZ - это 'ASSTO', X-33 с разгонщиком.

Да, я знаю, а при чём тут площадь поверхности? Это не пустой вопрос.

[hcube]

Грубо говоря, равновесие силы тяжести и подъемной силы достигается при меньшей плотности воздуха. Больше площадь - меньше нужен скоростной напор, при прочих равных, т.е. при данной скорости - меньше плотность. Меньше плотность - меньше тепловой поток на единицу площади. Меньше тепловой поток - меньше температура.

[Valerij]

Главный вопрос к проекту "Гиперкуб" по эффективности разгона первой ступени.
 Если бы сверхзвуковые турбореактивные двигатели работали так же, как двигатели дозвуковых самолётов, не было бы особых вопросов.

http://libspace.narod.ru/435.html

Жидкостно-воздушный ракетный двигатель (ЖВРД). Разработка двигателей, работающих с использованием атмосферного воздуха, связана с решением ряда новых научно-технических проблем, что, как показывает анализ, отодвигает возможность создания ЖВРД на более отдаленное будущее. ЖВРД следует рассматривать в первую очередь как перспективный двигатель для одноступенчатых многоразовых воздушно-космических систем. Работы над двигателем этого типа проводятся в России, в частности в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша, с начала 1960-х гг.

ЖВРД является комбинированным двигателем, который в зависимости от скорости полета воздушно-космической системы функционирует с применением в качестве окислителя либо сжижаемого атмосферного воздуха, либо жидкого кислорода из баков системы и в отличие от других двигателей, действующих на основе такого принципа, работоспособен в диапазоне скоростей полета от нулевой до орбитальной. Поэтому ДУ воздушно-космической системы может быть сформирована целиком из ЖВРД, без использования двигателей других типов.

По расчетным оценкам в воздушном режиме ЖВРД будет иметь удельный импульс тяги 14 000...23 500 м/с и удельную тягу по воздуху 1550...2300 м/с, а в ракетном режиме - удельный импульс, не меньший 4600 м/с. Удельная масса двигателя при этом будет составлять 45...65 кг/тс.

Основными потенциальными достоинствами ЖВРД являются:

    * возможность использования для обеспечения полета летательного аппарата однотипных двигателей;
    * высокое значение удельной тяги по воздуху по сравнению с аналогичными характеристиками воздушно-реактивных двигателей других типов (меньшая масса воздухозаборника и гондолы двигателя также меньшее аэродинамическое сопротивление летательного аппарата);
    * возможность отработки двигателя в наземных условиях с использованием в основном существующей стендовой базы испыта-ний кислородно-водородных ЖРД;
    * уменьшение стартовой массы системы выведения (по сравнению с массой СВ с ЖРД) в 1,5...2,0 раза;
    * достаточно щадящие температурные режимы работы конструкции носителя при выведении ПН в отличие от вариантов воздушно-космической системы типа NASP с ГПВРД;
    * возможность реализации самолетной схемы горизонтального взлета летательного аппарата с ЖВРД, его посадки на аэродром и самостоятельного перебазирования.

Ключевой проблемой при разработке ЖВРД является создание высокоэффективного, с малой массой теплообменника для сжижения атмосферного воздуха в процессе полета воздушно-космической системы при М ~ 0...5. За рубежом работы по внедрению ЖВРД (двигателя RB.5A5) проводились в Великобритании в соответствии с программой HOTOL. В Японии исследования по ЖВРД выполняются фирмой Mitsubishi: испытана система сжижения воздуха, готовятся испытания демонстрационного двигателя.

В России расчетные, проектные и экспериментальные работы, направленные на создание стендового демонстрационного ЖВРД, а также определение облика и характеристик натурного двигателя, ведутся в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша в кооперации с рядом отечественных фирм. В частности, предварительно проработан облик натурного двигателя, изготавливается экспериментальная сборка теплообменника, исследуются процесс сжижения воздуха в нем и методы борьбы с намораживанием влаги.

Рассмотренные типы двигателей, объединяемые единой концепцией двигателя XXI в., как показывают результаты системного анализа, обеспечат успешное выполнение перспективных космических программ при различных сценариях развития отечественной и мировой космонавтики. Работа в рамках этой концепции позволит сохранить и эффективно использовать имеющийся мощный потенциал российского ракетного двигателестроения, а формируемый уже на ранних этапах задел может, по нашему мнению, послужить хорошей основой для развития взаимовыгодного международного сотрудничества.

Это вот отсюда: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=643652#643652

[OSD]

Грубо говоря, равновесие силы тяжести и подъемной силы достигается при меньшей плотности воздуха. Больше площадь - меньше нужен скоростной напор, при прочих равных, т.е. при данной скорости - меньше плотность. Меньше плотность - меньше тепловой поток на единицу площади. Меньше тепловой поток - меньше температура.

Понятно, вы хотите использовать планирующий спуск с высоким качеством?
 Да, разумеется, для получения такого режима спуска с орбиты нужна большая поверхность, но это не является "целью", наличие большой поверхности требует большой площади теплозащиты и в результате масса теплозащиты становится больше при прочих равных условиях.

[OSD]

Valerij, я читал это сообщение о ЖВРД и знаком с этой схемой очень давно.
 Это один из гибридов ЖРД и ПВРД, причём мне непонятны его преимущества, те показатели, которые там приведены соответствуют неплохому водородному ЖРД и довольно посредственному водородному ПВРД.

 Для этой штуковины проблемы падения тяги точно так же будут в силе, их потребуется компенсировать запасом окислителя на борту.

[Valerij]

Для этой штуковины проблемы падения тяги точно так же будут в силе, их потребуется компенсировать запасом окислителя на борту.

Я повторю, у меня мало информации о скоросных ВРД, и я кидаю сюда ссылки которые нахожу. Но они есть, поэтому проблемы двигателя для "Гиперкуба" нет. Она давно решена.

Еще в начале 60-х кроме балистических разрабатывались крылатые ракеты. Пусть даже ресурса прямоточных двигателей хватит всего на один полет, но такие двигателя есть и они относительно небольшие и легкие, способны разогнать первую ступень до 3,2 М, и поднять до 25 км. Эти параметры лучше, чем заложеные в "Гиперкуб". Этого вполне достаточно, просто чем выше и быстрей - тем меньше взлетная масса для той же задачи.

[Дмитрий В.]

Для этой штуковины проблемы падения тяги точно так же будут в силе, их потребуется компенсировать запасом окислителя на борту.

Я повторю, у меня мало информации о скоросных ВРД, и я кидаю сюда ссылки которые нахожу. Но они есть, поэтому проблемы двигателя для "Гиперкуба" нет. Она давно решена.

Еще в начале 60-х кроме балистических разрабатывались крылатые ракеты. Пусть даже ресурса прямоточных двигателей хватит всего на один полет, но такие двигателя есть и они относительно небольшие и легкие, способны разогнать первую ступень до 3,2 М, и поднять до 25 км. Эти параметры лучше, чем заложеные в "Гиперкуб". Этого вполне достаточно, просто чем выше и быстрей - тем меньше взлетная масса для той же задачи.

А чем будут разгоняться ПВРД до момента их включения? :wink:

[OSD]

Для этой штуковины проблемы падения тяги точно так же будут в силе, их потребуется компенсировать запасом окислителя на борту.

Я повторю, у меня мало информации о скоросных ВРД, и я кидаю сюда ссылки которые нахожу. Но они есть, поэтому проблемы двигателя для "Гиперкуба" нет. Она давно решена.

Да, решена, с 10% полезной нагрузки на внешней подвеске.

Еще в начале 60-х кроме балистических разрабатывались крылатые ракеты. Пусть даже ресурса прямоточных двигателей хватит всего на один полет, но такие двигателя есть и они относительно небольшие и легкие, способны разогнать первую ступень до 3,2 М, и поднять до 25 км. Эти параметры лучше, чем заложеные в "Гиперкуб". Этого вполне достаточно, просто чем выше и быстрей - тем меньше взлетная масса для той же задачи.

Valerij для обеспечения разгона на большой сверхзвуковой скорости вам нужен будет двигатель с исходной тягой больше веса.
 Да, были аппараты, которые летали на скорости более трёх махов, но вся их тяга уходила на поддержание горизонтального полёта и доставку небольшой компактной боевой части.

 Повторяю, я не считаю проблему разгона на ВРД неразрешимой, но если проект  "Гиперкуб" это что-то более-менее серьёзное хоть теоретически, этому вопросу надо уделить первостепенное внимание, потому что на нём базируется весь проект.

[hcube]

Народ, а что, Валькирия и Миг-25 - это что-то эфемерное? Для 3М достаточно обычнейшего ТРДФ, никакие прямоточки совершенно не нужны. УИ у него один фиг много больше чем у ЖРД. ВОЗМОЖНО, второе поколение получит и прямоточку, и ГПВРД, как Зенгер-2. Но для первого варианта вполне достаточно ТРДФ и ЖРД.

У помянутых сверхзвуковиков отношение тяги к весу - 0.5 - 0.7. Этого, опять же, вполне достаточно для разгона. Не очень быстрого - но с АК 10, как, опять же, у Валькирии, это вполне допустимо. А посчитать корпус для такого АК сегодня IMHO вполне возможно.

Масса же теплозащиты... ну, это надо считать. У меня такое ощущение, что учитывая меньший нагрев, получается баш на баш - т.е. на бОльшую площадь при той же массе конструкции нужна та же масса ТЗП, несмотря на то, что ее нужно больше по площади - просто слой тоньше.

[Valerij]

Народ, вы между собой договоритесь, в чем проблема АКС. В том, что они не могут разограться для запуска ПВРД, или в том, что не существует двигателя для разгона атмосферной ступени?

А чем будут разгоняться ПВРД до момента их включения? :wink:

Наверно разгоняется на обычном ТРД.

Но они есть, поэтому проблемы двигателя для "Гиперкуба" нет. Она давно решена.

Да, решена, с 10% полезной нагрузки на внешней подвеске.

Откуда вообще взялась внешняя подвеска? Вторая ступень комформна с первой.

Вот здесь: http://www.astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm приведены "основные данные СПРВД РД-012У для МКР «Буря» разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка" и "СПРВД РД-018А для МКР «Буран» разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка.".

..................................... СПРВД ..... РД-012У ....... РД-018А
Рабочий диапазон высот, км............ 16 - 25,5 ...... 16 - 26
Рабочий диапазон чисел М .............. 2,8 – 3,3 ....... 2,85 – 3,25
Маршевое число М .......................... 3,15 .............. 3,1
Ресурс, ч ......................................... 4 ................... 4
Время непрерывной работы, ч .......... 2,5

Максимальная тяга, кгс
При М=3,15 и на высоте 18 км ........... 9050 ........ 13500
Удельная тяга, с ............................... 1560 ........ 1358
Диаметр камеры, мм ........................... 1700 ........ 2000
Длина камеры сгорания с соплом, мм .. 5770 ........ 6400
Вес камеры сгорания с соплом, кг ....... 750 .......... 980
Вес комплекта двигателя, кг
(камера сгорания с соплом,
ТНА с агрегатами системы
регулирования и зажигания) ............... 950 ......... 1235
Топливо .............................................. Т-5 ......... Т-5

Как видите, двигатель обеспечивает тягу не 10%, а 1000% от своей массы, и для первой ступени "Гиперкуба" хватит шести СПРВД РД-018А чтобы обеспечить на скорости 3,1М сумарную тягу в 20% от ее взлетной массы.

[OSD]

Народ, а что, Валькирия и Миг-25 - это что-то эфемерное? Для 3М достаточно обычнейшего ТРДФ, никакие прямоточки совершенно не нужны. УИ у него один фиг много больше чем у ЖРД. ВОЗМОЖНО, второе поколение получит и прямоточку, и ГПВРД, как Зенгер-2. Но для первого варианта вполне достаточно ТРДФ и ЖРД.

Непонятно зачем вам ТРДФ для разгона всего на 600 м/с.

У помянутых сверхзвуковиков отношение тяги к весу - 0.5 - 0.7. Этого, опять же, вполне достаточно для разгона. Не очень быстрого - но с АК 10, как, опять же, у Валькирии, это вполне допустимо. А посчитать корпус для такого АК сегодня IMHO вполне возможно.

Это у земли такая тяговооруженность или на крейсерском режиме?

Масса же теплозащиты... ну, это надо считать. У меня такое ощущение, что учитывая меньший нагрев, получается баш на баш - т.е. на бОльшую площадь при той же массе конструкции нужна та же масса ТЗП, несмотря на то, что ее нужно больше по площади - просто слой тоньше.

Нет, не получится.
 Я выше сказал, что буду сводить вторую ступень с орбиты в режиме баллистического спуска, так теплозащита получится и простая и масса её будет невелика.

[hcube]

... и сядет неизвестно куда. Задача-то не свести одним кусочком, а обеспечить оборот АКС по маршруту земля-орбита-земля за минимальное время и с минимальными затратами. Мне кажется, что парашутная посадка этому никак не способствует.

Кроме того... допустим, у вас вторая ступень простая. Допустим. Тогда основная масса и сложность - в челноке, и она сопоставима со сложностью орбитальной ступени HZ. Но та садится ОДНИМ кусочком - заправил и можно лететь во второй раз. А у вас - ТРЕМЯ, из которых один садится неизвестно где на парашуте, и ТОЧНО требует дефектоскопии.

Кстати, выигрыш не 600 м/с. Я бы поставил примерно на 1000. 600 - это чисто воздушная скорость. Кроме нее есть еще высота разделения и рост УИ ЖРД.

[OSD]

Народ, вы между собой договоритесь, в чем проблема АКС. В том, что они не могут разограться для запуска ПВРД, или в том, что не существует двигателя для разгона атмосферной ступени?

Проблема АКС в том, что есть современные ракеты и они всех устраивают по стоимостным показателям.
 Устраивают и потребителей и производителей ракетной техники.

А чем будут разгоняться ПВРД до момента их включения? :wink:

Наверно разгоняется на обычном ТРД.

Если потом ТРД как-то выкинуть, вполне нормальная идея.

Но они есть, поэтому проблемы двигателя для "Гиперкуба" нет. Она давно решена.

Да, решена, с 10% полезной нагрузки на внешней подвеске.

Откуда вообще взялась внешняя подвеска? Вторая ступень комформна с первой.

Это более выгодный вариант, получите 15-20% массы полезной нагрузки.

Вот здесь: http://www.astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm приведены "основные данные СПРВД РД-012У для МКР «Буря» разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка" и "СПРВД РД-018А для МКР «Буран» разработки ОКБ-670 М.М.Бондарюка.".

..................................... СПРВД ..... РД-012У ....... РД-018А
Рабочий диапазон высот, км............ 16 - 25,5 ...... 16 - 26
Рабочий диапазон чисел М .............. 2,8 – 3,3 ....... 2,85 – 3,25
Маршевое число М .......................... 3,15 .............. 3,1
Ресурс, ч ......................................... 4 ................... 4
Время непрерывной работы, ч .......... 2,5

Максимальная тяга, кгс
При М=3,15 и на высоте 18 км ........... 9050 ........ 13500
Удельная тяга, с ............................... 1560 ........ 1358
Диаметр камеры, мм ........................... 1700 ........ 2000
Длина камеры сгорания с соплом, мм .. 5770 ........ 6400
Вес камеры сгорания с соплом, кг ....... 750 .......... 980
Вес комплекта двигателя, кг
(камера сгорания с соплом,
ТНА с агрегатами системы
регулирования и зажигания) ............... 950 ......... 1235
Топливо .............................................. Т-5 ......... Т-5

Как видите, двигатель обеспечивает тягу не 10%, а 1000% от своей массы, и для первой ступени "Гиперкуба" хватит шести СПРВД РД-018А чтобы обеспечить на скорости 3,1М сумарную тягу в 20% от ее взлетной массы.

Вы знаете, что до момента запуска СПВРД "Буря" разгонялась ракетными ускорителями, а вторая ступень, на которой стоял этот СПВРД представляла из себя "собственно говоря один СПВРД".
 Показатель отношения тяги к массе 10 или тяга 1000% от массы двигателя для СПВРД плохой, нормальный 20.