проект Nova - 455-589 тонн на leo?

[Дмитрий В.]

В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС. Типа Лакросса, но намного крупнее, с ЯСУ, поскольку орбита далеко от Земли. Нечто вроде вот этих спутников с антеной диаметром 115 метров: http://www.x-libri.ru/elib/shmyg000/00000052.htm

А на ГСО то зачем?

[Shestoper]

А на ГСО то зачем?

А чтобы 3 спутниками постоянно просматривать большую часть земной поверхности (кроме полюсов).
Низкоорбитальных спутников для этого понадобится штук 25. Правда они могут быть существенно дешевле и меньше, так как расстояние до объекта наблюдения меньше на порядок. Ну и вывод на LEO проще, чем на геостационар.
Так что или большие раки, но за пять рублей, или маленькие, но за три рубля  

[Shestoper]

Предположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

Стартовая масса такой полностью многоразовой системы будет примерно как у Шаттла, порядка 2000 тонн.
Так что система тоже сверхтяжелая.
А что более трудоемко: изготовить и запустить в год 10 ракет со стартовой массой 5-7 кт, или провести 100 циклов межполетного обслуживания и 100 стартов системы массой 2 кт?
Да к тому же во втором случае ещё нужно заниматься орбитальной сборкой и заправкой, что ухудшает надежность процесса.

[Дмитрий В.]

Предположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

Стартовая масса такой полностью многоразовой системы будет примерно как у Шаттла, порядка 2000 тонн.
Так что система тоже сверхтяжелая.
А что более трудоемко: изготовить и запустить в год 10 ракет со стартовой массой 5-7 кт, или провести 100 циклов межполетного обслуживания и 100 стартов системы массой 2 кт?
Да к тому же во втором случае ещё нужно заниматься орбитальной сборкой и заправкой, что ухудшает надежность процесса.

А сколько будет стоить аэродром, с которого будет взлетать такая АКС?

[Shestoper]

А сколько будет стоить аэродром, с которого будет взлетать такая АКС?

Скорее всего нисколько. Сделать систему с такой размерностью и с горизонтальным стартом - утопия.
Взлетать будет на ЖРД вертикально, а вот садиться на аэродром. И это дополнительно удорожает эксплуатацию - нужен и ракетный старт и посадочная полоса.

[Дмитрий В.]

А сколько будет стоить аэродром, с которого будет взлетать такая АКС?

Скорее всего нисколько. Сделать систему с такой размерностью и с горизонтальным стартом - утопия.
Взлетать будет на ЖРД вертикально, а вот садиться на аэродром. И это дополнительно удорожает эксплуатацию - нужен и ракетный старт и посадочная полоса.

Тогда - это не АКС! :wink:

[Shestoper]

Если снять ограничение на величину тяговооруженности, то, при оптимизации параметров по мюПн, тяговооруженности 3-хступенчатой РН будут выше, чем у 2-хступенчатой, а АУТ - более коротким. Но, все равно, по моим расчетам, трехступенчатая РН не сильно выигрывает у 2-хступенчатой. Ситуация меняется, если конструктивное совершенство блоков и УИ ЖРД относительно невелики (чскажем, на уровне достижений 1940-начала 1960-х) - тогда преиумущество 3-хступенчатых ракет куда больше, и может достигать указанных Вами значений.

Решил реанимировать давний разговор для уточнения пары моментов.
А если УИ и массовое совершенство ступеней будет именно не рекордным?
Исходя из условия минимизации цены вывода килограмма, а не максимизации мю ПН.

Для верхних водородных ступеней - применение сравнительно дешевых двигателей умеренной напряженности и большой (для водородников) тяги типа RS-68. Разумеется с высотным соплом.
При большой степени расширения можно и при низком давлении в КС получить высокий пустотный УИ. Но массогабариты двигателя тогда растут очень резво. Это может быть неприемлимо, особенно для сверхтяжелого носителя - может не получиться впихнуть нужное число двигателей в диаметр второй ступени. J-2 в вакууме имел УИ 421 сек при давлении в КС  54,4 атм.
При давлении 100 атм думаю можно получить УИ порядка 430-440 сек при приемлемой степени расширения.

Для первой ступени очень большой ракеты (класса Вулкана и больше) понадобится колоссальная тяга. В разы выше, чем на второй ступени.
Самый дешевый способ её получить - ТТУ или ЖРД с вытеснительной подачей.
Поскольку отливка зарядов РДТТ с ростом диаметров усложняется, а собранный сверхтяжелый носитель с первой твердотопливной ступенью будет непросто перемещать - мне более привлекательными кажутся ЖРД.
При вытеснительной подаче реалистично говорить про УИ у земли порядка 230-240 сек и массовое совершенство ступени порядка 0,15.
ЖРД с максимальными давлениями в трубопроводах и КС порядка 30-50 атмосфер - это не только дешевизна, но и высокая надежность.
А если тонна тяги обходится дешево - значит можно увеличить стартовую тяговооруженность (до величин порядка 1,5), снижая гравитационные потери, и применять управление разнотягом (если первая ступень будет конструктивно подобна ступени Н-1). Если не надо качать соплами - двигатели ещё больше упрощаются.


И ещё один фактор в пользу трех ступеней. Сверхтяжелые ракеты чаще будут выводить грузы не на НОО, а на отлетные траектории.
А это значит - ХС порядка не 9,5 км/c, а около 13 км/c.
С учетом соотношения УИ ступеней - выгодно будет набирать первой ступенью примерно 3 км/c, а второй и третьей - по 5 км/c.

Ну а при пуске на НОО с учетом "дубовости" первой ступени три ступени вместо двух будут обеспечивать значительный прирост мю ПН.
Посмотрим для сравнения на Сатурн-5. Первая ступень у неё была с насосными ЖРД, но УИ и F-1, и J-2 сравнительно низкие для насосных ЖРД (соответственно керосиновых и водородных).
И при том  Сатурн-5 теоретически мог бы вывести на НОО порядка 150 тонн, если полностью использовать для этого топливо третьей ступени (помню на форуме была про это тема).
Мю ПН в районе 5% - за счет трехступенчатости.
Примерно такую мю ПН должен иметь двухступенчатый Енисей-5 с высоконапряженными двигателями.

Конечно, при прочих равных три ступени - это дороже и менее надежно, чем две.
Но третья ступень сравнительно маленькая. На ней можно использовать 1-2 двигателя класса RS-68 (в зависимости от того, выводим ПН на НОО или выше - как на Центавре).
А первую ступень (громадную, с огромной тягой двигателей) в "дубовом варианте" можно значительно удешевить в сравнении с использованием ЖРД класса РД-170. Возможно выигрыш в цене первой ступени будет больше, чем дополнительная стоимость маленькой третьей ступени.  


Есть ещё один фактор - акустические нагрузки. Они пропорциональны четвертой степени скорости истечения. Снижая УИ первой ступени на 20% - уменьшаем акустические нагрузки в 2,5 раза. Для супертяжа это очень важно. Ещё один довод за вытеснительные ЖРД.

P. S. Получилось концептуально похоже на Арес-5 - первая ступень "дубовая", вторая и третья водородные с двигателями "умеренной дубовости".

[pkl]

У "Морского Дракона", кажется, должна была быть вытеснительная подача.

[Shestoper]

Ага, на всех ступенях.
И мю ПН 2,5% (ПН 450 тонн при стартовой массе 18000).
Правда у меня сомнения в достижении такой мю ПН только на вытеснительной подаче.
Полностью твердотопливные носители (у них УИ и массовое совершенство ступеней близко к вытеснительным ЖРД) имеют мю ПН порядка 1-1,5%.
Конечно у Морского Дракона планировался водород наверху, но масcовое совершенство водородной ступени с вытеснительной подачей должно быть ниже плинтуса.

А если на верхних ступенях насосные водородные ЖРД - при массе первой вытеснительной керосиновой ступени в 70% стартовой массы носителя можно получить на НОО мю ПН примерно 3% для двухступенчатого носителя и 4% для трехступенчатого.
На отлетную траекторию тремя ступенями запустим 1,2-1,3%.

[pkl]

Если эту балду сделать трёхступенчатой, то у неё и на вытеснительной подаче ПН будет вполне. Хотя лучше третью ступень сделать с насосом.

Знаете, какая меня появилась идея? А не сделать ли нам отечественного "дракона"? "Змей Горыныча", точнее. Производство - в Комсомольске-на-Амуре, на предприятии "Звёздочка" /где раньше подводные лодки строили/. Горючее - СПГ /рядом, на Сахалине, есть завод по сжижению природного газа и вся инфраструктура/. Окислитель - кислород, производить там же, на Сахалине. Старт - из Охотского моря в полупогружённом состоянии.
 :?:  :wink:

[Дмитрий Инфан]

Сверхтяжелые ракеты чаще будут выводить грузы не на НОО, а на отлетные траектории.

В таком случе, не лучше ли сразу проектировать вторую ступень под ТФЯРД? При наличии второй атомной ступени для вывода 500 т на отлётную траекторию стартовая масса ракеты-носителя получается где-то 4500-5000 т.

[Дмитрий В.]

Извращенцы! :lol:

[pkl]

Да, мы такие! :mrgreen: Спасибо, что снизошли до нас.

Читаю соседнюю ветку, про очередную систему воздушного запуска и думаю: не мне, конечно, советовать американским миллиардерам, на что тратить деньги, но не лучше бы П. Аллен вложился в тфЯРД? Или трёхкомпонентник водород-литий-фтор на худой конец? :roll:

[instml]

Если эту балду сделать трёхступенчатой, то у неё и на вытеснительной подаче ПН будет вполне. Хотя лучше третью ступень сделать с насосом.

Знаете, какая меня появилась идея? А не сделать ли нам отечественного "дракона"? "Змей Горыныча", точнее. Производство - в Комсомольске-на-Амуре, на предприятии "Звёздочка" /где раньше подводные лодки строили/. Горючее - СПГ /рядом, на Сахалине, есть завод по сжижению природного газа и вся инфраструктура/. Окислитель - кислород, производить там же, на Сахалине. Старт - из Охотского моря в полупогружённом состоянии.
 :?:  :wink:

Не взлетит.

[октоген]

Вот фантазеров развелось. Ракета взлетающая вертикально подвергается очень малым поперечным нагрузкам и может иметь легкий корпус. В случае воздушного старта уже нужно иметь более стойкий к поперечным перегрузкам корпус, что съедает привлекательность оного старта. А в случае старта из моря вообще атас! Посмотрите как волны штормовые бьются о берег и подумайте какую конструкцию по прочности прийдется делать. И все это с криогеникой.

[Shestoper]

В таком случе, не лучше ли сразу проектировать вторую ступень под ТФЯРД? При наличии второй атомной ступени для вывода 500 т на отлётную траекторию стартовая масса ракеты-носителя получается где-то 4500-5000 т.

Давайте посчитаем. Если ХС нужна 13 км/c и 3 км/c обеспечивает первая ступень - на вторую остается 10 км/c.
Значит у второй ступени (если брать вместе с ПН) водород должен составлять процентов 70 массы.
У Энергии водородный бак весил 15 тонн и вмещал 100 тонн водорода.
Значит у нашей ядерной ракеты ещё 10 процентов массы уйдет на баки.
Остается 20 процентов  на ПН и двигатели. Причем двигатели должны обеспечивать тяговооруженность не ниже 0,7, если это вторая ступень.
Величина ПН будет сильно зависеть от удельной мощности ЯРД.
РД-0410 при тяге 3,6 тонны имел массу 2 тонны. Но это с радиационной защитой.
Возьмем более мощный двигатель,  например ядерный буксир с ЯРД Нерва-2: масса сухая 34 тонны, полная 178 тонн, тяга 33 тонны, УИ 860 сек.
При 144 тоннах жидкого водорода масса баков должна составлять тонн 20, так что на ДУ остается порядка 14-15 тонн. Тяга на тонну ПН ненамного выше, чем у ЯРД-0410.


Так что делать сразу вторую ступень ядерной невыгодно. Большая тяговоорженнность нужна, масса ДУ будет слишком высокой.
А если разгонный блок - то для полетов скажем к Луне ему не такая уж большая ХС нужна, порядка 3 км/c. При такой ХС  водородные ЖРД обеспечат ПН ненамного меньше ТФЯРД. Без дорогостоящей возни с радиацией.

Вот если лететь к планетам не по гомановским траекториям - тогда химические двигатели проигрывают ядерным безнадежно.

[Shestoper]

А в случае старта из моря вообще атас! Посмотрите как волны штормовые бьются о берег и подумайте какую конструкцию по прочности прийдется делать. И все это с криогеникой.

Толстостенные корпуса, наддутые изнутри десятками атмосфер - конструкция сравнительно устойчивая к внешним ударам.
Но пускать ракету прямо из воды, тем более в свежую погоду,  конечно не стоит.

Но можно сделать пусковую платформу по типу этого судна:
http://korabley.net/news/samoe_staroe_unikalnoe_sudno_v_mire_nauchno_issledovatelskaja_platforma_flip/2010-01-21-459

Можно сделать МИК в виде плавдока. В порту на него будут грузить ступени горизонтально и стыковать. Потом горизонтально ракету загрузят в плавучую "кувыркающуюся" ПУ, находящуюся в док-камере. Она выплывет из дока, станет вертикально (большая часть под водой), ракету заправят и - поехали.

Дорогостоящее оборудование МИК и люди будут находиться в плавдоке, который перед стартом отойдет на несколько км, чтобы не рисковать в случае катастрофы.

Понятно что такая морская ПУ будет стоить недешево, её водоизмещение будет измеряться десятками килотонн.
Но облегчается транспортировка ступеней, не нужен наземный МИК, установщик ракеты, наземный стартовый комплекс. Не нужны поля падения на суше.

Первую ступень легко спасать - она прочная, а падает на воду. Чуть затормозить - и не разобьется. А после приводнения её можно буксировать, как ТТУ Шаттла. Только ступень с ЖРД не заполнится водой и не утонет, так что не нужны водолазные работы для её подъема.
Ресурс у низконапряженных вытеснительных ЖРД можно сделать очень большим, хватит на много пусков.

[pkl]

Не взлетит.

Сейчас вечерком посидел, подумал... а ведь действительно. Увы.

[pkl]

Она выплывет из дока, станет вертикально (большая часть под водой)...

В этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!! Вот и представьте, какое там давление. И какое давление должно быть в двигателе, чтобы создать необходимую тягу. Лучше уж переразмеренную Н-1 сваривать на космодроме.

[Дмитрий Инфан]

Так что делать сразу вторую ступень ядерной невыгодно. Большая тяговоорженнность нужна, масса ДУ будет слишком высокой.

Значит, пусть будет "полутораступенчатая" схема - ПГ со сбрасываемым водородным баком:

Ориентировочно:
Масса первой ступени - 4 х 800 т (керосин + кислород)
Масса центрального водородного бака - 800 т
Масса ПГ (на старте) - 800 т
Масса ПГ (на отлётной траектории) - 400 т
Общая схема - примерно как у "Шаттла", сбрасываемый водородный бак обеспечивает 2/3 необходимого прироста скорости (6-7 км/с), остальное ПГ доберёт за счёт второго (постоянного) бака. Соотвественно, ЯРД должно быть два - один, с высокой тягой, для старта с Земли, второй, с уменьшенной - для довыведения и коррекции траектории (должен включаться многократно).

Вот если лететь к планетам не по гомановским траекториям - тогда химические двигатели проигрывают ядерным безнадежно.

Именно! Предлагаемая ракета-носитель нужна для полётов к Марсу, астероидам и внешним планетам. Да и для Луны ХС нужна существенно больше чем 3 км/с. Ведь груз требуется доставить на поверхность Луны. С помощью атомного носителя можно развернуть базу (полностью собранную и снаряжённую на Земле!) на поверхности Луны за один пуск