Ускорители для Ангары на ВРД

[hcube]

И еще. На сверхзвуковом разгонщике + водородная ступень будет возможно выйти на орбиту в одну ступень. Что есть явный плюс. В общем, скатились мы к схеме Спирали ;-)).

[Зомби. Просто Зомби]

Ага!  :lol:
Тока крылышки поотрывать :mrgreen:

[Зомби. Просто Зомби]

Чистая ВРД ступень по массе - небольшая часть всего.
А ея крылья должны обеспечивать аэродинамику всей массе.
Ну и рогоза должна быть конструкция?

Плюс - сброс массивной ракеты на сверхзвуке (блин, она же в ударную волну попадет?) - или ее включение "на корпусе", с обеспечением теплозащиты?

Одно дело - отбросить отработавшую ступень - и пусть она там как хочет выравнивается, хоть у самой земли, другое дело - приключения головной части?

Или я чего не понимаю?
Чем кондовее, по-моему, тем надежнее.
И многоразовее  :mrgreen:

[hcube]

Правильно. ПОэтому ракету надо сбрасывать там, где атмосферы нет вовсе - в суборбитальном прыжке - см. Миг-31-К ;-)

[fagot]

А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.

Что-то не понятно, как так получается.

[Зомби. Просто Зомби]

Правильно. ПОэтому ракету надо сбрасывать там, где атмосферы нет вовсе - в суборбитальном прыжке - см. Миг-31-К ;-)

Сто видов двигунов на одном аппарате
А оне все тяжё-ё-ёлые  :roll:

[VovaKur]

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.]

Это у какой ракеты такое соотношение? У Союза 5,8/310=1,9%, у Протона 6,5/700=1%, Атлас5 5,3/335=1,6%. Так что для обычных ракет масса двигателей первой ступени лежит в диапазоне 1-2%.

А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.

Откуда такое соотношение? Для скростей много меньших удельного импульса топлива ракетному двигателю нужно всвего в УИВ/УИР раз больше. И получим, что топлива нужно всего в 5 раз больше

[hcube]

Почему 100? Те же 2, которые есть на Байкале. Просто компоновка немного другая - акцент сделан на горизонтальный старт. Но это, ессно, только для носителей легкого, максимум среднего класса годится - Поток как ни старался, а из 300 тонн больше 30 не смог выжать, а я так думаю, что у реальной конструкции только 10 будет.

[Бродяга]

А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.

Что-то не понятно, как так получается.

Гм, формула Циолковского есть такая, однако.

[Бродяга]

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.]

Это у какой ракеты такое соотношение? У Союза 5,8/310=1,9%, у Протона 6,5/700=1%, Атлас5 5,3/335=1,6%. Так что для обычных ракет масса двигателей первой ступени лежит в диапазоне 1-2%.

А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.

 Откуда такое соотношение? Для скростей много меньших удельного импульса топлива ракетному двигателю нужно всвего в УИВ/УИР раз больше. И получим, что топлива нужно всего в 5 раз больше

 Прошу прощения, я не совсем ясно выразился, 5-7% масса всей первой ступени, а тут одни ВРД будут весить не менее 13 процентов, вот что я хотел сказать.

 Что касается второго - откуда вы, простите, это взяли?
 РД вообще безразлично, с какой скоростью движется носитель. У ВРД с ростом скорости начинает падать удельный импульс, да. Но соотношение одинаковое.

 Вообще, я малость упростил, формула будет несколько сложнее.
 Но, допустим, мы разгоняем ракету с помощью ВРД и РД с приведёнными выше УИ до 900 м/с.
 В случае РД нам потребуется отношение начальной и конечной массы 1.25, а в случае с ВРД 1.046 - действительно получается около 5 раз, как и соотношение УИ.

[fagot]

А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.

Что-то не понятно, как так получается.

Гм, формула Циолковского есть такая, однако.

Вот я и пытаюсь понять, как вы такое соотношение из нее вывели :wink: , о чем и VovaKur сказал.

[Зомби. Просто Зомби]

Даже не глядя (как в цирке  :mrgreen: ) -
зависимость от ХС линейная, от относительной массы топлива - логарифмическая.
Так что, верна или не верна  :mrgreen: вышеприведенная формула, в принципе все равно так и есть как написано

Тем не менее, мне все же неочевидно, что чистая ВРД ступень будет всегда "лучше" гибридной (ВРД + ЖРД)  :mrgreen:

[VovaKur]

А вот топлива для достижения той же ХС надо меньше в "e**УИВ/УИР", где УИВ - удельный импульс ВРД, УИР - удельный импульс РД.

 Откуда такое соотношение? Для скростей много меньших удельного импульса топлива ракетному двигателю нужно всвего в УИВ/УИР раз больше. И получим, что топлива нужно всего в 5 раз больше

 Что касается второго - откуда вы, простите, это взяли?
 РД вообще безразлично, с какой скоростью движется носитель. У ВРД с ростом скорости начинает падать удельный импульс, да. Но соотношение одинаковое.[/quote]

Тут я наверное не так выразился, я имел ввиду не скорость полёта, а изменение скорости, тоесть получается, что тут надо читать, что мала должна быть характеристическая скорость распологаемая носителем. А изменение удельных импульсов я в первом приближении не учитывал.

Вообще, я малость упростил, формула будет несколько сложнее.

У меня вот так получилось: Мтр/Мтв=(exp(V/УИР)-1)/(exp(V/УИВ)-1)
В этой формуле Мтр - масса топлива необходимая ракете, Мтв - масса топлива необходимая для полёта на ВРД, V- скорость которую мы хотим набрать.

Но, допустим, мы разгоняем ракету с помощью ВРД и РД с приведёнными выше УИ до 900 м/с.
 В случае РД нам потребуется отношение начальной и конечной массы 1.25, а в случае с ВРД 1.046 - действительно получается около 5 раз, как и соотношение УИ.

А вот если мы типерь упростим эту формулу при условии, что V много больше УИВ и УИР, то получим вот такое соотношение Мтр/Мтв(V>>УИВ,УИР)=exp(УИВ/УИР), как раз у тебя такое и получилось, но такое соотношение верно только для больших скоростей. А вот если мы упростим формулу для условия V много меньше УИВ и УИР, получим такое соотношение Мтр/Мтв(V<<УИВ,УИР)=УИВ/УИР. Наш случай получается ближе ко второму, конечная скорость в разы меньше удельного импульса.

[AlexB14]

У меня вот так получилось: Мтр/Мтв=(exp(V/УИР)-1)/(exp(V/УИВ)-1). В этой формуле Мтр - масса топлива необходимая ракете, Мтв - масса топлива необходимая для полёта на ВРД, V- скорость которую мы хотим набрать.
А вот если мы типерь упростим эту формулу при условии, что V много больше УИВ и УИР, то получим вот такое соотношение Мтр/Мтв(V>>УИВ,УИР)=exp(УИВ/УИР), как раз у тебя такое и получилось, но такое соотношение верно только для больших скоростей. А вот если мы упростим формулу для условия V много меньше УИВ и УИР, получим такое соотношение Мтр/Мтв(V<<УИВ,УИР)=УИВ/УИР. Наш случай получается ближе ко второму, конечная скорость в разы меньше удельного импульса.

Формулы мне очень понравились. А ещё больше понравилось отсутствие зон отчуждения под падающие в регионы ступени. Особенно в свете новых требований от этих регионов по федеральной оплате аренды отчуждаемых территорий. Интересно теперь было бы сравнить разовую стоимость этих дороботок к МИГ'у и постоянную стоимость оплаты зон отчуждения. Там, наверное, даже срок окупаемости можно подсчитать. Жаль только, что большую ПН под эту схему не подогнать.

[X]

Формулы мне очень понравились. А ещё больше понравилось отсутствие зон отчуждения под падающие в регионы ступени. Особенно в свете новых требований от этих регионов по федеральной оплате аренды отчуждаемых территорий. Интересно теперь было бы сравнить разовую стоимость этих дороботок к МИГ'у и постоянную стоимость оплаты зон отчуждения. Там, наверное, даже срок окупаемости можно подсчитать. Жаль только, что большую ПН под эту схему не подогнать.

Зоны отчуждения это конечночно проблемма для одноразовых ракет, особенно на наших космодромах где поля падения приходятся на сушу. Но этот вопрос решается применением многоразовых ступеней, а многоразовая ступень может быть как чисто ракетной и чисто ВРДшной так и промежуточным вариантом. А в данном топике идёт реч о эффекте от применения ВРД на первой ступени. Собственно Байкал в том виде как он предложен, и является чисто ракетной ступенью, а ВРД используется только для обеспечения возврата.

[VovaKur]

Гость в крайнем сообщении это я.

[Старый]

К сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...

[ДмитрийК]

К сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...

На этот случай достаточно будет страховку купить.

[fagot]

К сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...

На этот случай достаточно будет страховку купить.

А если он на жилой дом упадет? Дорогая выйдет страховочка...

[ДмитрийК]

К сожалению зоны отчуждения сеорее всего всё равно прийдётся оставить. На случай если у крылатого ускорителя что-нибудь не склеится...

На этот случай достаточно будет страховку купить.

А если он на жилой дом упадет? Дорогая выйдет страховочка...

Ну самолеты ведь как-то страхуют?  И ракеты и супертанкеры, а бензовозы так вообще по улицам городов рассекают где полно идиотов за рулем и тд.
Естественно сумма будет зависеть от надежности системы которую еще предстоит продемонстрировать.  В любом случае система не должна падать, если падает - дать по шапке и переделать чтоб больше не падала