АКС (новый проjект)

[hcube]

Основной вопрос - это удельная масса первой ступени. Мне вполне обоснованно пеняли, что самолетов с совершенством менее 0.2 не бывает. Реальная цифра - 0.3 от полной массы. Т.е. 220 тонн от 650. Это все равно меньше, чем масса транпортного самолета, но и груз специфичный (жидкий), так что в принципе 0.3 - достижимая величина. Для второй ступени вполне возможно иметь совершенство 0.2 и даже 0.15 - это если ступень расчитана на полет только в пустом виде (т.е. сухая масса + ПН), а в заправленном она либо лежит на ложементе, либо разгоняется на ЖРД в осевом направлении.

[Гусев_А]

Цифры у меня получаются такие:
Сухая масса 1-й ступени - 93 т.
Масса топлива 1-й ступени - 59 т для ВРД, 230 т для ЖРД.
Сухая масса 2-й ступени - 48 т.
Масса топлива 2-й ступени - 190 т.
Масса ПГ - 29 т.

[SpaceR]

Основной вопрос - это удельная масса первой ступени. Мне вполне обоснованно пеняли, что самолетов с совершенством менее 0.2 не бывает. Реальная цифра - 0.3 от полной массы. Т.е. 220 тонн от 650. Это все равно меньше, чем масса транпортного самолета, но и груз специфичный (жидкий), так что в принципе 0.3 - достижимая величина.

Это если с крыльями и шасси, но с ЖРД или традиционными дозвуковыми ВРД. Вы видели SR-71 ? Есть у Вас данные по массе его двигателей? Ваши гиперзвуковики будут не легче. И добавьте ещё средства на охлаждение корпуса, хотя бы носа и перед.кромки крыла.

Для второй ступени вполне возможно иметь совершенство 0.2 и даже 0.15 - это если ступень расчитана на полет только в пустом виде (т.е. сухая масса + ПН), а в заправленном она либо лежит на ложементе, либо разгоняется на ЖРД в осевом направлении.

Эта масса правдоподобна только для ступени без ТЗП. Крылья и шасси в эту величину "впихнуть" ещё можно, но теплозащиту - никак. Ну или только ТЗП. Без крыльев и шасси.

[Дмитрий Виницкий]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7037

[Гусев_А]

В моем варианте АКС особо мощной теплозащиты на 1-й ступени почти не понадобится (кроме части носовых частей, передних кромок части крыльев и хвостового оперения) и то значительно слабее, чем на 2-й ступени. Большая часть 1-й ступени при разгоне будет как бы в тени от 2-й и нагрев не будет значительным.
При возврате в атмосферу на скорости в 3 км/с пустой 1-й ступени, торможение не будет столь затяжным и поэтому я считаю, что теплозащита не сотавит больших процентов от сухой массы.
Я разумеется не против возможности разгона на ВРД и до гиперзвука (если будут созданы нужные двигатели), но даже в этом случае теплозащита 1-й ступени думаю вопрос решимый без больших жертв.

Львинную долю аэродинамического разогрева  возьмет на себя 2-я ступень и при подъеме и при спуске, там действительно нужна серьезная теплозащита. Но думаю, что несколько мение мощной чем на Буране. Так как из атмосферы вырвется не более чем на скорости 3 км/с, а вернется с меньшей скоростью, чем Буран, да и сама ступень будет значительно легче и торможение пройдет быстрее. А разгон будет не настолько затяжной, как просто полет, всего несколько минут.

[hcube]

Для первой ступени речь не о теплозащите, а о удельной массе. Которая меньше чем 0.3 от стартовой массы, при 'самолетных' нагрузках, будет очень вряд ли. Верхняя-то понятно, схема несущий корпус - и нагрев раза в 2 ниже чем у Бурана.

[Гусев_А]

А я что то подумал: что мешает моей первой ступени иметь еще более высокое массовое совершенство. При старте она почти не несет 2-ю ступень: у той свои шасси, они так же участвуют при взлете, и оперение свое. Конечно на ней остаются основные крепежные элементы, но это не так много. ЖРД даже без изменения вектора тяги. Теплозащиты практически нет. Крылья, хоть и большие по площади, но удлинение не очень, нагрузка распределена равномерно двумя блоками и заоблачной жесткости не требуют, да и прилегают к корпусу блока на пол длины и особые усиления жесткости на бакахи тем более шарниры, как у Байкала не требуются. Конечно значительно утяжеляет двойной набор двигателей: ВРД и ЖРД, тем более, раз это многоразовая система то движки с повышенным ресурсом, а значит весомее, Но и если прикинуть массы подобных движков, или хотя бы в пропорции от извесных, то это все равно по божески.

[hcube]

Так это еще хуже. Это значит, что ВТОРАЯ ступень будет иметь то же самое 'самолетное' совершенство. А это вообще смерти подобно - ПН упадет просто катастрофически. В общем, хочешь реалистичности - урезай осетра ;-) Да, двухступенчатая РН в 650 тонн может иметь ПН в 30 тонн. Даже в 40 тонн может. Но она ОДНОРАЗОВАЯ, с удельной массой ступеней 0.1. А масса 0.1 возможна потому, что у РН строги фиксированное вертикальное нагружение на протяжении всего процесса запуска. И в атмосфере ее на мотает с переменными нагрузками. И ТРД на ней нету. Но в основном утяжеляют не ВРД (при тяге 0.5 их масса - это 2.5-3% от полной массы), а именно что усиление конструкции.

[Гусев_А]

Так это еще хуже. Это значит, что ВТОРАЯ ступень будет иметь то же самое 'самолетное' совершенство. А это вообще смерти подобно - ПН упадет просто катастрофически. В общем, хочешь реалистичности - урезай осетра ;-) Да, двухступенчатая РН в 650 тонн может иметь ПН в 30 тонн. Даже в 40 тонн может. Но она ОДНОРАЗОВАЯ, с удельной массой ступеней 0.1. А масса 0.1 возможна потому, что у РН строги фиксированное вертикальное нагружение на протяжении всего процесса запуска. И в атмосфере ее на мотает с переменными нагрузками. И ТРД на ней нету. Но в основном утяжеляют не ВРД (при тяге 0.5 их масса - это 2.5-3% от полной массы), а именно что усиление конструкции.

Твоё мнение понятно, большую часть я разделяю, но если вначале расставить приоритеты, вернее поставить цель: целиком многоразовый носитель с ресурсом обеспечивающим экономическую целесообразность. Притом с возможностью дальнейшей модернизации ВРД, для увеличения ПГ.

Исходя из этой цели осмысливаем 2-ю ступень -- Это плностью самодостаточный орбитальный челнок, разгоняющий ПГ до орбитальной скорости и с возможностью посадки на ВПП, и повторного использования. При работе в связке с первой ступенью к ней (2-й ст.) не предъявляется ни каких дополнительных требований (кроме возможности перелива топлива), То есть она хоть как, хоть этак все равно такая. А про её очень низкую массовую совершенность, то думаю это не совсем так, что может быть совершенние, чем несущий корпус - бак, отсутствие внутренних грузовых отсеков, даже сбрасываемого обтекателя, крыло расчитанное не больше, чем на пустую ступень, но с хорошим планированием. Единственная силовая конструкция - это рама соединяющая ЖРД с баком, именно к этой раме крепится ПГ и хвостовое оперение, и то она не такая большая.

[hcube]

Нее... Если ступень лежит не на ложементе (а у тебя она не на ложементе - несущий корпус подраумевает отсутствие крыла в принципе, кроме рулевых плоскостей для разворота этого самого корпуса), то изгибающие нагрузки на порядок превосходят нагрузки от равного осевого усилия. Масса растет при этом просто без вопросов, раза в 2 самое меньшее. Именно поэтому у H-Z такая схема - у него вторая ступень разгружена настолько, насколько это вообще возможно для горизонтального старта. И нагружение у ЗАЛИТОЙ ступени - осевое, после безударной расстыковки в невесомости. А когда она входит в атмосферу и летит в ней, у нее уже масса в 6 раз ниже. Ну, в 4, если ПН возвращается. Ты не думай, чукча не дурак, чукча сопромат знает! ;-) Более того, при прохожднии атмосферы 'туда' она еще прикрыта носовой частью носителя и его скачком уплотнения - т.е. аэродинамические нагруки на нее не действуют. Поэтому ее ТОЧНО можно сделать с массой 0.15, и вероятно -  с массой 0.12. Раскладное же крыло призвано снизить посадочную скорость и улучшить управляемость и устойчивость, вплоть до 0.9М ступень идет на несущем корпусе, плюс хвостовые тормозные щитки (они же при взлете, в сложенном состоянии - обтекатель хвостовой части) для управления и балансировки.

[Гусев_А]

Мнение оппонента ясно, но системы несколько разные.

На подъеме в связке, ступени конечно связаны креплениями, и теорема веника присудствует, но сама 2-я ступень вынуждена быть жесткой на столько, чтоб гарантировано не сломаться при входе в атмосферу, и оперение не раскладное, а капитальное с приличной нижней поверхностью, чтоб начало торможения началось уже в верхних слоях. Мало того нижняя плоскость крыла приличную часть длины идет вдоль корпуса. Я согласен с когда то прозвучавшим замечанием что крылья на обеих ступенях можно сдвинуть немного назад, но только чтоб остался приличный рычаг приложения сил , между крыльями и хвостовым оперением.

  В моём проекте 2-я ступень достаточно велика, а не в несколько раз меньше первой, как у Вас, и я не вижу смысла прятать ее внутрь первой. При взлете рычаг приложения сил будет обеспечен за счет 1-й ступени, а она уже будет ворочать 2-ю. И вроде даже не плохо перераспределяя поперечные нагрузки.

Только-что покрутил в руках модель и прикинул, как например могут быть устроены крепления, чтоб и передавать поперечные нагрузки, и компенсировать возможное продольное тепловое удлинение-укорочение ступеней, и чтоб особенно не утяжелять 2-ю ступень. Думаю реально, и даже разумно.

А всякое раскладное и сложенное в несколько раз тяжелее капитального, и на несколько порядков дороже. Это я про крылья и оперение.

[hcube]

У меня длина второй ступени примерно 70% длины первой, мидель - 40% миделя первой, площадь крыла - 25-30% площади крыла первой. Но сама конструкция - легче, поскольку - см.п.1 - она не расчитана на самостоятельный горизонтальный полет в заправленном состоянии. Водород опять же уйму обьема занимает. Сухая масса первой ступени для 300-тонного варианта - 90 тонн. Сухая масса второй - 18 тонн, плюс 6 тонн ПН. Т.е. первая ступень - это нормальный гиперзвуковой самолет, а вторая - 'летающий бак'. Все, ухудшающее массовое совершенство, перенесено со второй ступени на первую - крылья, шасси, ложемент усиливающий конструкцию.... даже обтекатель.

[Гусев_А]

Как же на второй ступени не будет ни крыльев (раскладных), ни прочего оперения (выдвижного), ни шасси, ни маневровых движков, ни остатков топлива для посадки, да и где то нужно это топливо тратить, ещё ТЭП. Да и ворваться в атмосферу на 1-й космической вряд ли требует меньшей жесткости, чем горизонтальный полет, пусть даже в заправленом виде, да и еще наверно Вы хотите предположить посадку, торможение. Да и если расчитывать на многократное использование, то хлюбкая конструкция не пройдет.

Думаю просто нужно проэктировать любой носитель реально, и отталкиваться от реальных получающихся данных, а потом и сравнивать цифры. Я ещё не готов их предоставить. Естественно каждый находит плюсы в своей идее, и выискивает соринку в виде бревна в идее "конкурента". Попытаюсь методом сравнения и пропорций прибросить точнее массы ступеней, с сопроматом вот веришь или нет гораздо легче что то обмозговать, когда начертишь более подробный чертеж. Мне это и то не во всем помогло, когда начал делать модель, сделал по ходу целый ряд изменений, и ещё хотел сделать, но лень было переделывать.

Если правда, то я бы не прочь увидеть и у Вас более или мение наглядный рисунок, а то когда отвечаю, то коментирую то как представляю его сам, а это не то, потому что мыслим мы далеко не во всем одинаково.

[hcube]

Ну... я собственно ничего не топлю - идея одна и та же - полная многоразовость при самолетном взлете. Однако, есть нюансы, на которые ХО следует обратить внимание - их игнорирование приведет при отработке конструкции к катастрофическому падению ПН.

Это, например, следующее правило - массовое совершенство конструкции и УИ двигателей становятся более критичны от нижних ступеней к верхним. Это совершенно очевидно, если посмотреть на соотношение массы ПН к конечной массе ступени в конце разгона.

На самом деле, площади бака второй ступени вполне достаточно, чтобы при наличии дополнительных управляющих плоскостей играть роль крыла. Так, согласно прикидкам, вторая ступень АКС H-Z имеет площадь днища порядка 4*15 = 60 м2, плюс примерно 25м2 на раскладные крыло и оперение. Площадь крыла Бурана - 150 м2, плюс порядка 100 м2 на фюзеляж. Масса АКС с ПН - 24 тонны, масса Бурана - 100 тонн. Делим 250м2 на 4, получаем 65 м2 - что вполне сравнимо с площадью бака второй ступени.  А еще есть крыло. Но при входе оно не нужно, более того - вредно. Крыло для гиперзвука - это СОВСЕМ не то же самое что крыло для дозвукового планирования. Лучше сделать в хвостовой части местное уширение корпуса и поиграть формой щита, чтобы обеспечить локальный максимум подьемной силы, который 'несет' двигатель - масса последнего составляет порядка 10 процентов от массы ступени.  Управляемость же при входе дают двигатели ориентации, плюс три управляемых по позиции и углу 'лепестка' обтекателя ДУ в хвосте.  

ДУ системы ориентации нужна. По моему мнению, ее надо делать на газифицированных компонентах основного топлива. Хранить их в расходных баллонах высокого давления. А вот ВРД - нет. Для 24-тонного планера нужен ВРД массой минимум 2 тонны. А ПН - 6 тонн. Т.е. прокатив на орбиту и обратно ВРД, мы теряем треть ПН в обмен на возможность для второго захода на посадку.

Ну и так далее, другие мелкие непродуманности. Просто нарисовать 'ракету с крыльями' недостаточно, надо понять, является ли она наилучшей по суммарному критерию эффективности, учитывающему и величину ПН, и удельную стоимость ПН, и диапазон интенсивностей эксплуатации в которых система эффективна, и ее альтернативное применение (так, разгонщик АНС - это готовый межконтинентальный гиперзвуковой лайнер) и т.д.

[Гусев_А]

Согласен, спору нет, при разработке любого носителя возникает много мелких нюансов, от которых зависит его ПН.

Но я против всякого складного и раздвижного на ступени, которая выходит на орбиту. Это и приведет к неоправданному увеличению массы. Да при спуске с орбиты было бы проще без крыльев, но на моей модели легко сделать крылья любой стреловидности, и в принципе вход в атмосферу с крыльями уже отработан (Шатл, Буран).
Зато в аэродинамике есть такое понятие, как удлинение крыла. И оказывается, чем длиннее крыло, тем лутьше планер, а при планировании на днище будет такое страшное соотношение подъемной силы к аэродинамическому сопративлению, что не только возможности зайти на второй круг, но и выполнить элементарный маневр приведет к быстрой потере высоты, а гарантия, что точно при спуске попадешь в десятку УВЫ, а потеря дорогая. (я обратил внимание у Вас площадь крыла значительно меньше площади днища, на Буране наоборот)

Гипер и сверхзвуковые скорости при спуске продолжаются минуту, а планирование при удовлетворительной аэродинамике может быть и полчаса. Заявленное Вами требование к массе ТРД при спуске можно снизить в несколько раз, 2-я ступень не собирается на них самостоятельно взлетать, и даже набирать высоту только при их предельном режиме, а вот управляимо зайти на посадку будет возможность даже на одном. Не забываем, что АКС для оправдания своей цены должна быть надежная.

Вы для приведенной последний раз размерности заявляли, что диаметр ПГ будет 4 метра?

[sychbird]

 

To D. Vinitsky.
Первая моя командировка после ВУЗа была в Катав-Ивановск. Это рядом.
До сих пор при воспоминаниях волосы встают дыбом. Типично ЗЕКоская провинция. И похожий плакат висел в местной чайной. Это была двухсотлетней постройки изба купца-золотопромышленника из лиственничных бревен в два охвата и столов в виде козел штукатурных из неструганных досок. Стульев не было. Подавали пельмени, сваренные в ведрах в лохмотья и водку стаканами. Хлеб за счет заведения в банных шайках на столах. Под козлами завсегда два-три уже гуляющих лежало. Их отпихивали ногами, чтоб не мешали. 70 год прошлого века :wink:

[Дмитрий Виницкий]

Значит, мне удалось точно передать дух эпохи

[sychbird]

Значит, мне удалось точно передать дух эпохи

Пожалуй!. С наступающим годом и желаю удачи!

[hcube]

Еще раз. Крыло, работающее на гиперзвуке - это СОВСЕМ не то же самое, что крыло, работающее на дозвуке. Все что вы говорите про крыло большого удлинения, справедливо для планера, для АКС в целом на взлете - но не для системы, входящей в атмосферу на 26М. Давление на крыло будет такое, что тонкое планерное крыло поймает флаттер и сломается. Поэтому его ВООБЩЕ не надо использовать до окончания торможения - т.е. выше 300-400 км/ч. До того момента вполне хватит рулевых щитков в корме, которые играют сразу несколько ролей - это аэродинамический 'хвост' при выводе, это экран для газовой струи двигателя при орбитальном маневрировании, это защитная крышка для двигателей в пристыкованном состоянии, и это рулевые поверхности и тормоз для гиперзвукового торможения. А крыло вводится только тогда, когда угол атаки для поддержания горизонтального полета приближается к критическому.

Да - я совершенно согласен, что даже с выпущенным крылом аэродинамическое качество будет паршивое - ну, не катастрофическое, но паршивое. У Бурана было порядка 8, тут будет 5-7 - просто из-за большого миделя корпуса, обтекание у него будет наоборот лучше бурановского - 'хвост' с двигателями закрыт щитками, общая форма 'тушки' - 'зализанная'. Но этого вполне достаточно. Учитывая ПГО и крыло с хорошим профилем, управляемость планера будет на дозвуке превосходная - ЛУЧШЕ чем у Бурана. Хвостовые щитки дают возможность точно выдерживать скоростной профиль посадки, подтормаживая в нужный момент. Причем, даже если ступень промахнется мимо полосы - все равно ничего страшного - она дорогая, да, но беспилотная. На случай же пилотируемого варианта можно поставить дополнительную парашутную систему - 24 тонны в принципе можно посадить на парашуте.

Более того, если допустить даже, что мы поставили шаттлоподобное крыло на вторую ступень (типа того, что сделано на ГК-175), его наличие создает больше проблем чем решает. Теперь несущее усилие не распределено по всему днищу ступени, а сосредоточено в крыле - т.е. бак с крылом испытывает большую нагрузку, чем без него. В общем, мое мнение - что крыло не нужно. Ну. т.е. постоянно развернутое крыло. Нужно крыло типа того что на челноке Спирали - но вводимое на ЕЩЕ более поздней стадии торможения, на дозвуке уже. И с хорошим ДОзвуковым профилем. Во время же полета крыло и ПГО спрятаны в выштамповку корпуса, несущие свойства обеспечивает корпус треугольного профиля (кстати, у СР-71 корпусдает до 40% подьемной силы), а управление - рулевые щитки в хвосте.

[Гусев_А]

Крылья на входе, не находка, но и не катастрофа. Заметьте во сколько раз меньше перегрузки на Шатле и Буране, чем на Союзе. Уже не говоря про те нештатные случае, когда Союз срывается в балистический спуск. А ведь это самый обкатаный носитель, а Шатл и Буран смогут за счет аэродинамеки сделать даже нырок в атмосферу, и даже с корретировкой курса. ЗАМЕТЬТЕ МЯГКО. По аэродинамическим качествам Ваш АКС близкий к Клиперу при входе и к Клиперу с крылышками при посадке, и Вы хотите его садить на полосу без двигателей, какая нужна мощность шасси?

В моем же АКСе шасси во много раз мение массивны, при ТРД спереди и струи из сопла направлены под плоспую часть днища, то при посадке на полосу возникает эффект как у экраноплана и скорость касания шасси сводится к "скорости велосипедиста", А имея достаточный рычаг приложения сил между крылом и хвостовым оперением можно обеспечить очень хорошую точность захода.

Может нам найти согласованный подход проведя этакий "АКТ сверки", как в бюзгалтерии под конец года.
Допустим наши АКСы одинаковой размерности (пусть будет одинаковое количество топлива 2-й ступени), попытаемся разсортировать сухую массу 2-й ступени и у кого сколько останется на ПГ. Если сравнивать по элементам конструкции и выставлять на какой процент от сухой массы и массы ПГ отличаются результат в АКСе H-Z от АКСа Гу.
1) АКС Гу имеет единый цилендрический бак с совмещенным межбаковым днищем. АКС H-Z  имеет несколько более тонких баков.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<< AKC H-Z   -3%
2) АКС Гу не имее внутреннего грузового отсека.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<<<<<<<< AKC H-Z   -9%
3) АКС Гу имеет значительно меньше дополнительных элементов корпуса (не баков).
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<<>>>>>>>>> AKC H-Z   +10%
5) Крепление крыльев на АКСе H-Z имеет механизмы и дополнительные элементы жесткости на корпусе.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<<< AKC H-Z   -4%
6) Из приводов на АКСе Гу имеется : привод рулей высоты, киль, закрылки, заслонок ТРД, шасси. А на АКС H-Z выдвижения крыльев, закрылков, хвоста.... , грузового контейнера, каких то задних щитков, тяжелого шасси, аккуратного выталкиванея ПГ..... и сам не знаю еще чего.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<< AKC H-Z   -3%
7) Масса шасси и его крепления.
Сухая масса + ПГ АКС Гу <<>>>>>>> AKC H-Z   +8%

Итого:
1) -3 (баки)
2) -9 (грузовой контейнер)
3) -4 (элементы корпуса)
4) +10 (крылья)
5) -4 (элементы жесткости механизмов)
6) -3 (приводы)
7) -3 (шасси)
+8 (ТРД)
Итого: -8% от массы не топлиава 2-й ступени АКСа Гу будет принадлежать ПГ, в сравнении с АКСом H-Z.

Согласен рассмотреть любые дополнения и не согласия.