Ускорители для Ангары на ВРД

[X]

Обсуждением Ангары навеяно.

Очевидно, что стартовая тяга УРМ маловата, и это обстоятельство не дает применить более тяжелую вторую ступень. В то же время на Байкале есть ВРД  для возврата (РД-33 от МиГ-29). Мне представляется весьма разумным его использование на старте в качестве своеобразного стартового ускорителя (с весьма высоким удельным импульсом при этом). Естественно, ВРД можно применять только на спасаемых УРМ, они слишком дороги, чтобы использовать их только один раз. Есть субъективное ощущение, что такие "ускорители" могут не только компенисировать потерю в ПГ из-за байкаловых "довесков" но и дать выигрыш в некоторых конфигурациях.

В связи с этим у меня большая просьба к hcube: посчитать по накатанной технологии различные конфигурации Ангары/Лены использующие ВРД,в качестве стартовых ускорителей. Исходная информация следующая: центральный УРМ обычный, боковые усполнены в варианте "Байкал", т.е кроме ВРД имеют крыло, оперение, шасси и прочее (17.8т сухого веса вместо 10т у обычного УРМ, для УРМ "Лена" добавку в весе для простоты можно удвоить). В первом приближении тягу ВРД предлагаю считать равной 8000 кгс на участке полета от 0 до 18 км, после чего двигатель выключается. Расход топлива 2.10 кг/кГс•ч. Полагаю, еще больший выигрыш можно получить если использовать один (или два) АЛ-31Ф от Су-27, сухим весом примерно полторы тонны каждый вместо примерно одной у РД-33. (А для УРМ "Лена" его просто придется использовать виду большей массы.) Тяга АЛ-31Ф 12500 кгс, расход топлива 2x1.92 кг/кГс•ч.

Заранее премного благодарен,
Вадим Семенов.

[hcube]

Хмм... выигрыш не такой большой получится, на самом деле. Может, метров 100 в секунду. IMHO дополнитльные 20 тонн тяги лучше преобразовывать в заливку центрального УРМ, с соответвующим удлинением баков. В цифрах - если у обычной Анграры-Байкал ПН 18 тонн, то у 'форсированной' будет, ну, что-то около 19, навскидку. Хорошо, конечно, но не принципиально ;-).

Можно было бы сделать следующий финт ушами - сделать многоразовый бустер о двух двигателях, монтируемый на нижнюю часть стандартной конфигурации, и добавляющий ей тяги на стартовом, наиболее тягонедостаточном участке. Скажем, 8 штук 15-тонных двигателей - это получится еще один УРМ по тяге, практически. Пусть работают до момента, когда УРМы выработают те же самые 120 тонн топлива - то есть примерно до середины работы первой ступени, и затем расстыкуются с пакетом и полетят обратно на аэродром. Это позволит при прочих равных залить бОльшее количество топлива в УРМ, и-или применить более тяжелую третью ступень. Более того, два таких бустера, использованные в сочетании с одно-УРМной Ангарой, также позволят сильно увеличить ПН. Опять же навскидку - вплоть до ПН Союза - до 7 тонн.

[X]

IMHO дополнитльные 20 тонн тяги лучше преобразовывать в заливку центрального УРМ, с соответвующим удлинением баков.

Тогда уж лучше в дополнительную заливку второй ступени.  (Та которая от Союза/Зенита.) Куда больший эффект получится, если ко второй ступени пару десятков тонн топлива добавить.

Можно было бы сделать следующий финт ушами - сделать многоразовый бустер о двух двигателях, монтируемый на нижнюю часть стандартной конфигурации, и добавляющий ей тяги на стартовом, наиболее тягонедостаточном участке. Скажем, 8 штук 15-тонных двигателей - это получится еще один УРМ по тяге, практически.

Чем больше отдельных модулей тем дороже будет система в эксплуатации. При этом модули получаются разных типов (размывается идея сборки из небольшого числа модулей, а обслуживание этого зоопарка становится дороже), и каждый модуль имеет отдельную систему спасения, которая тоже требует расходов на обслуживание.  Экономически может оказаться менее выгодно, чем просто дополнительные УРМы навесить.

Скажем, 8 штук 15-тонных двигателей - это получится еще один УРМ по тяге, практически. Пусть работают до момента, когда УРМы выработают те же самые 120 тонн топлива

Если только не придется выключить их раньше, при достижении максимальной высоты или максимальной скорости для ВРД. Скажем, 20км и 800 м/с соответственно.

Более того, два таких бустера, использованные в сочетании с одно-УРМной Ангарой, также позволят сильно увеличить ПН. Опять же навскидку - вплоть до ПН Союза - до 7 тонн.

Почти в два раза -- это весьма неплохо. (Кстати, как эта оценка получена, если не секрет?) Может, ну их, эти боковые УРМы вообще, будем прицеплять одни возвращаемые бустеры на ВРД в разном количестве. Их и спасать легче: меньше масса, меньше скорости.

[hcube]

Как-ка... от балды получена ;-). Но я уверен, что если посчитать, то сойдется с точностью до полутонны ;-).

Смотрим - у нас добавляется 60 тонн (треть!) тяги, при этом вес растет тонн на 30 от силы. Причем тяга добавляется там где надо - на старте, и от двигателей с очень высоким УИ. Можно те же 30 тонн залить в бак, при этом не увеличивая прочность ступени. Фактически, это означает что мы как бы стартуем не с 0/0 а с 3М/18км. Далее, улучшится распределение ХС по ступеням - первая ступень отработает дольше, и соответствено наберет бОльшую скорость. Вот и получается, что МИНИМУМ выигрыш будет в 33%, то есть 5.5 тонн вместо 4, а скорее - все 7 тонн.

На больших же модификациях НАСТОЛЬКО большого выигрыша не будет. Там тяга РД в разы превосходит тягу ТРД которые вообще туда можно впихнуть. Но лишнюю тонну-две можно выиграть ;-)

[Зомби. Просто Зомби]

А чем, всё же, плоха чистая стартовая ВРД-ступень?
С вертикальным стартом и посадкой на жо.. э... тоже вертикальной? :mrgreen:

Много дорогих ВРДвигателей?
Но она же спасаемая, многоразовая?

[hcube]

Я ж написал. Тяга мала ;-) Чтобы получить на ВРД заметный выигрыш для крупной ракетной системы придется строить ни много ни мало - летающий стартовый стол. То есть для Протона - этакую конструкцию на 300-400 тонн веса, которая 'летает на струе' до скоростей в 3М и высоты в 20 км - самый крупный в мире истребитель ;-). А выигрыш при этом будет порядка 20-30% ПН на LEO. ТОт же выигрыш можно получить совместным применением 6 небольших ТТРД бустеров и водорода на третьей ступени.

[Зомби. Просто Зомби]

А для ракет малого класса, с ПН в тонну-полторы на LEO?
Или даже под запуск миниспутников?

[Зомби. Просто Зомби]

... самый крупный в мире истребитель ;-) ...

А то!  :lol:

А выигрыш при этом будет порядка 20-30% ПН на LEO...

Помимо многоразовости... и более простого (?) обслуживания, чем у многоразовых чисто космических систем?

[Зомби. Просто Зомби]

А слабо определить оптимальное соотношение числа ВРД и ЖРД-двигателей для такой стартовой ступени? :mrgreen:
Всё равно, тяговооруженость по чисто ВРД, думаю, будет достаточна и для возвращения к месту старта и для вертикльной посадки.

[X]

А вы тут все не забыли о том, что двигатели эти работают до 2-х с половиною Махов, ну может до 3-х Махов, если очень хочется...
 Не потому, что "НизЯ Сделать Двигатель до ... (4, 6 и т. д. Махов)", а просто потому, что Эти двигатели не сделаны для этого.

 Правда, даже на этом скоростном участке он экономит гораздо больше своего веса, ТРД этот самый. Но вот ещё что, как понимаю, 2 Маха эдак на высоте 10 километров для ракеты - двигатель может работать с такими скоростными напорами?

 И т. п. разные "гадости" всплывают... Самый хороший вариант - двигатель от МиГ-31, но двигатель этот весит 2.5 тонны...

[X]

А слабо определить оптимальное соотношение числа ВРД и ЖРД-двигателей для такой стартовой ступени? :mrgreen:
Всё равно, тяговооруженость по чисто ВРД, думаю, будет достаточна и для возвращения к месту старта и для вертикльной посадки.

 По-моему очевидно, что ступень только с ВРД будет легче - у неё больше УИ во много раз.
 Но эта самая "ступень", в случае вертикального старта, будет из одних ВРД и состоять почти.

[hcube]

Для ПН малого класса смысл имеет совершенно другая схема. Что-то типа хорошо переработанного МИГ-31, с увеличеной до 60 тонн взлетной массой. Ессно безпилотный. Он несет 2 30-тонных керосиновых ЖРД, плюс заливку ЖК в надфюзеляжном 'горбе', керосин размещен в штатных крыльевых баках. ЖРД располагаются по бокам от ТРД, в 'наплывах' фюзеляжа. Все это обеспечивает разгон примерно до 5М - на ТРД до 2.8, дальше 'горка' и на ЖРД в суборбитальном прыжке. Помимо этого, позади 'горба' располагается отсек ПН, содержащий кислород-водородный бустер, разработанный из КВРБ уменьшением обьема и диаметра баков. Бустер расчитан на работу в вакууме, и имеет заливку порядка 10 тонн (против 15 у КВРБ), из них 2 тонны - водород. Незадолго до вершины прыжка, примерно на 100-120 км из 150-170, наш Миг-31К открывает отсек ПН и отстреливает 'со спины' бустер. Тот стабилизирует свое положение, включает ЖРД и вытаскивает на орбиту те самые 2 тонны ПН, и еще полторы тонны себя, любимого ;-). Миг-31К, совершив суборбитальный прыжок, входит в атмосферу, тормозится, запускает ТРД и шлепает обратно на аэродром базирования, довольный собой ;-).

При этой схеме не нужны :

- стартовый стол
- газоотводный лоток
- поля падения

МИК и водородная заправка, однако, по прежнему нужны.

В принципе, только в меньших масштабах, то же самое может сделать Рутан. Примерно, если заменить суборбиталку на водородник воздушного старта, килограммов 300 он может вытянуть.

[X]

Ага, а "оный бустер" ибо он "пустой весьма" может сделать виток и сесть на тот же аэродром или рядом грохнуться на парашютах.

 Баки ибо надувные, тонкие, возможно, не будут повторно используемы, а двигателю ничего не будет, а также "гироскопам всяким".

[Зомби. Просто Зомби]

Гость>> По-моему очевидно, что ступень только с ВРД будет легче - у неё больше УИ во много раз.

Соотношение тяги и массы у ВРД принципиально хуже, чем у ЖРД (как мне тут кто-то рассказывал)

Так что, по-моему - это НЕочевидно

hcube>> Для ПН малого класса смысл имеет совершенно другая схема...

По-моему, разработка такого суперсамолета (хотя бы - аэродинамика) намного сложнее, чем "почти чистой ракетной ступени" под готовые двигатели, хотя бы и ВРД.
К тому же, потери на всякие ненужные хвосты-крылья
К тому же, "ступень" выглядит развиваемой до суперносителя на 100 и 200 тонн ПН.
А "самолет" - нет

Но могу быть и не прав.

[hcube]

Меня спрашивали про схему для вывода легкой ПН - до 2х тонн. Тут у нас в расход уходит только водородный РБ с одним двигателем. Против трех двигателей на Рокоте или Стреле. А первая ступень - полностью многоразовая, именно за счет 'лишней' самолетной части. И еще не нужен стартовый стол как класс. Более того, тот же самый самолет в принципе может рассматриваться как перехватчик NASAвских гиперзвуковых ЛА ;-)

[Agent]

... Более того, тот же самый самолет в принципе может рассматриваться как перехватчик NASAвских гиперзвуковых ЛА ;-)

Разве что мирных НАСАвских Потому как пентагоновские будут сбрасывать груз больше тысячи км от цели. Придеться чуть ли не момент старта засекать чтобы успеть перехватить. Тут нада нечто новое и экзотическое. Вроде лазеров и тд.

[Бродяга]

Гость>> По-моему очевидно, что ступень только с ВРД будет легче - у неё больше УИ во много раз.

Соотношение тяги и массы у ВРД принципиально хуже, чем у ЖРД (как мне тут кто-то рассказывал)

Так что, по-моему - это НЕочевидно

 Да, очевидно, очевидно.

 Соотношение тяги к массе у ТРД 4-6 для бесфорсажного режима, когда мы имеем УИ эдак 40 км/с и 6-10 для форсажного режима, где мы имеем УИ примерно 20 км/с.
 Пусть стартовая тяга 1.3, тогда масса ВРД 13-26 процентов от массы носителя. Для первой ступени обычной ракеты это где-то 5-7% также от массы Всего (!) носителя.

 А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.
 Возьмём УИВ=20000 м/с, а УИР=4000 м/с (эдак выше керосина, но ниже водорода, что-то среднее).
 Получим отношение количества потребляемого топлива - e**5 = 148 раз...

 Мы имеем следующее - РД сравнительно с ВРД "ничего не весит", но ВРД в ещё большей степени "ничего не потребляет".

[X]

А вы тут все не забыли о том, что двигатели эти работают до 2-х с половиною Махов, ну может до 3-х Махов, если очень хочется...
 Не потому, что "НизЯ Сделать Двигатель до ... (4, 6 и т. д. Махов)", а просто потому, что Эти двигатели не сделаны для этого.

Вот поэтому я говорю, что надо честно интегрировать уравнения движения. Прикидки на пальцах могут оказатся обманчивыми.

 

Правда, даже на этом скоростном участке он экономит гораздо больше своего веса, ТРД этот самый. Но вот ещё что, как понимаю, 2 Маха эдак на высоте 10 километров для ракеты - двигатель может работать с такими скоростными напорами?

Насколько я понимаю, эта проблема решается регулируемым воздухозаборником.

[X]

На больших же модификациях НАСТОЛЬКО большого выигрыша не будет. Там тяга РД в разы превосходит тягу ТРД которые вообще туда можно впихнуть. Но лишнюю тонну-две можно выиграть ;-)

Ну одну-две тонны уже достаточно, чтобы покрыть байкаловские причиндалы. Получается, что включение ВРД со старта уже может покрыть падение ПН. Навешивание крыльев, оперения, шасси и движков фактически обходится бесплатно даже при небольшой тяге ВРД, если на соответствующую величину увеличить заправку топлива.

Также понятно, что для существенного выигрыша доля тяги от ВРД должна быть больше. Т.е., например 4 ВРД от МиГ-31 или 2 от Ty-22M3 (25т тяги каждый). Оптимальное соотношение тяги ЖРД/ВРД определяется экономическими соображениями, которые нам не посчитать. Однако, тяга ВРД должна расти пропорционально тяге ЖРД и поэтому каждый боковой УРМ должен быть оборудован неким фиксированным оптимальным числом ВРД.

[X]

Предыдущие два "гостевых" сообщения -- мои.

А чем, всё же, плоха чистая стартовая ВРД-ступень?
С вертикальным стартом и посадкой на жо.. э... тоже вертикальной? :mrgreen:

Много дорогих ВРДвигателей?
Но она же спасаемая, многоразовая?

Спасаемая-то спасаемая, но начальные капиталовложения получаются достаточно большие, долго окупаться будет. Опять же если эта спасаемая ступень однажды не спасется, материальные потери будут весьма чувствительные.

Но если делать первую чисто воздушно-реактивную ступень, то вторая однозначно должна быть водородной. Во-1х, вес здесь весьма критичен, дабы не городить слишком монструозную ВРД-ступень. Во-2х, водородные движки более других теряют в удельном импульсе из-за атмосферного давления. И хоть ВРД-ступень работает до небольших высот и скоростей, она поможет водородным ЖРД миновать самый неэффективный для них участок полета.