Дешевый многоразовый носитель

[Дмитрий В.]

Именно со стартовой массой 12000 тонн? Сейчас изображу.
Хотя подчеркиваю - этот носитель будет создан в перспективе, для начала нужны носители на 20-50 тонн.

Ну, да, конечно: от носителя на 20 тонн раз плюнуть до РН на 200 т при стартовой массе каких-то жалких 12000 т. :lol:

[sychbird]

Подскажите  пожалуйста несведующему, что такое ВСП и где можно  прочитать про Феоктистовскую Сивку.

[Дмитрий В.]

Подскажите  пожалуйста несведующему, что такое ВСП ...

ВСП - вытеснительная система подачи (топлива).

[sychbird]

Спасибо. А реально ли  давление порядка 100 атм?

[Дмитрий В.]

Спасибо. А реально ли  давление порядка 100 атм?

При вытеснительной подаче? В принципе, да. Но сколько будет "весить" при этом ракетный блок?! Так что, лучше не пробовать! :wink:

[fagot]

Ну на 1-й ступени где-то 20 атмосфер в КС, а на 2-й уже ТНА.

[sychbird]

Спасибо. А реально ли  давление порядка 100 атм?

При вытеснительной подаче? В принципе, да. Но сколько будет "весить" при этом ракетный блок?! Так что, лучше не пробовать! :wink:

Вот и меня те же мысли посетили, а автор прожекта писал об ЖРД открытой схемы с давлением порядка 100 атм.
Я когда-то что то читал у Феоктистова о ЖРД двигателе для одноступа с увеличением тяги за счет эжекции воздуха газовым выхлопом двигла. Я ничего не путаю?
По-моему даже имя Автора схемы двигателя приводилось не русского происхождения. Пытался найти в инэте эту публикацию, но безрезультатно.

[Дмитрий В.]

Я когда-то что то читал у Феоктистова о ЖРД двигателе для одноступа с увеличением тяги за счет эжекции воздуха газовым выхлопом двигла. Я ничего не путаю?

Ну, это довольно известная схема - ЖРД с воздушным форсированием - разновидность ракетно-прямоточного двигателя. Что-то подобное, согласно данным И.Афанасьева, планировалось на одном из ранних вариантов Н-1.

[fagot]

Вот и меня те же мысли посетили, а автор прожекта писал об ЖРД открытой схемы с давлением порядка 100 атм.

Так это ЖРД с ТНА.

[Salo]

Подскажите  пожалуйста несведующему, что такое ВСП и где можно  прочитать про Феоктистовскую Сивку.

Сивка это он!
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/feoktistov/traektoria/08.html

Более понятной и доступной для ракетчиков является схема одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя с вертикальным стартом и с вертикальной посадкой. Судя по всему, исследованиями по такой схеме занимаются и в Соединенных Штатах. Я сам начал заниматься этой схемой (вечерами, в свободное от текущей работы время) в середине семидесятых годов, но только в начале девяностых удалось более или менее связать концы с концами для ракет такого типа (ракеты типа «Сивка») и провести весьма приближенные оценки возможности их создания.

Ракеты «Сивка» должны были бы отличаться следующими особенностями: первая - одновитковая схема полета с возвращением на космодром через полтора часа после старта; вторая - полностью автономный полет; третья - автоматизация процессов подготовки к полету и запуска; четвертая - использование двигателя с так называемым внешним расширением, обеспечивающим идеальную высотную характеристику и водород с кислородом в качестве компонентов топлива; пятая - аэродинамическое качество (отношение аэродинамической подъемной силы к силе сопротивления) при возвращении равное приблизительно 0,6-0,7; шестая - угол атаки при возвращении около 30 градусов; седьмая - относительное удлинение (отношение длины ракеты к ее диаметру) около 3.

Стартовые массы ракет такого типа в зависимости от их размеров могли бы быть в пределах от 250 до 16 000 тонн. Массы космических аппаратов, выводимых на орбиту ракетами «Сивка», могут составлять 2-4 процента от стартовой массы ракеты.

Внешне «Сивка» должен представлять собой цилиндр с двумя конусами по концам. Верхний конус, в котором помещается космический аппарат, отделяется от ракеты после выхода на орбиту высотой 100-130 километров, и «Сивка», сделав один оборот вокруг Земли, возвращается на космодром, совершая полет в атмосфере нижним конусом вперед. В нижней части ракеты размещается маршевый двигатель и посадочное устройство. Посадочная секция маршевого двигателя обеспечивает гашение скорости ракеты в процессе торможения перед поверхностью Земли.

У маршевого двигателя кольцевая камера сгорания и относительно небольшое кольцевое сопло с диаметром, близким к диаметру ракеты. Дальнейшее расширение кольцевой струи газа после выхода из сопла происходит за счет обтекания внешней кромки кольцевого сопла, в процессе так называемого течения Прандтля-Майера при обтекании острой кромки. Внутри кольцевой струи размещается центральное тело кольцевого двигателя в виде конуса с углом раскрыва около 60 градусов. Внутри конуса размещаются турбонасосные агрегаты, теплообменники, трубопроводы, клапаны и другие элементы двигателя. Такой двигатель имеет то преимущество, что на каждой высоте полета расширение струи газа идет до давления, равного давлению атмосферы на этой высоте, то есть такой двигатель может иметь идеальную высотную характеристику.

Размещение турбонасосных агрегатов и элементов конструкции осуществляется таким образом, чтобы центр масс при возвращении ракеты в атмосферу был достаточно сдвинут к хвостовому конусу и был смещен относительно продольной оси цилиндра, обеспечивая таким образом автоматическую балансировку ракеты при возвращении под углом атаки около 30 градусов. При таком угле атаки аэродинамическое качество аппарата оказывается порядка 0,65-0,7. Такое аэродинамическое качество позволяет при движении в атмосфере управлять дальностью спуска в атмосфере, получить необходимое отклонение в боковом направлении и тем самым обеспечить возвращение ракеты к точке старта и посадку ракеты на специально оборудованной посадочной площадке космодрома. Высота включения посадочной секции маршевого двигателя перед приземлением - от нескольких сот метров до километра, скорость перед началом торможения 100-200 метров в секунду.

С целью снижения массы бак кислорода делается сферическим, а бак водорода цилиндрическим. На участке выведения на орбиту основные отсеки «Сивки» располагаются в следующем порядке: верхний конус (с космическим аппаратом), бак водорода, бак кислорода, нижний конус.

Чтобы ракета могла вернуться к точке старта через один оборот вокруг Земли, она должна в процессе возвращения совершить боковой маневр около 650 километров и для этого иметь аэродинамическое качество около 0,7-0,8, если плоскость орбиты наклонена к плоскости экватора под углом 51 градус, как это имеет место при выведении космических кораблей «Союз» и многих космических аппаратов. Если ракета должна вывести КА на орбиту с меньшим наклонением, то требуемое аэродинамическое качество может быть меньшим, но если наклонение больше, то и требуемое аэродинамическое качество увеличивается. А необходимость выведения космических аппаратов на орбиты с наклонением большим, чем 51 градус, легко просматривается, да и сейчас многие КА выводятся на орбиты с большими наклонениями.

То есть обнаруживается принципиальный недостаток варианта «Сивка» - малое аэродинамическое качество. Кроме того, можно отметить очень напряженную массовую сводку конструкции (при проведении оценок по схеме «Сивка» принимались весьма оптимистичные оценки по массам конструкции ракеты), сложность конструкции баков, посадочного устройства и теплового защитного покрытия.

Ракета-носитель с вертикальным взлетом и с самолетной посадкой может иметь достаточно большое аэродинамическое качество и, следовательно, достаточный маневр в боковом направлении, позволяющий ее использование не только при относительно малых наклонениях орбиты, но и для выведения КА на полярные и гелиосинхронные орбиты. Этот вариант отличается от ракет типа «Сивка» в лучшую сторону и тем, что не нужно иметь на борту топливо для торможения перед приземлением, уменьшается количество топлива на управление в процессе спуска с орбиты, так как по мере снижения начинают работать аэродинамические органы управления. Но зато придется вводить в конструкцию крылья, элероны, стабилизатор, аэродинамический щиток (для регулирования положения центра давления в процессе спуска), гидросистему управления с гидроприводами, тепловую защиту крыльев, шасси, ферму между баками, систему установки и отделения выводимого полезного груза и так далее.

К недостаткам крылатой ракеты относится ограничение стартовой массы величиной порядка 3000-4000 тонн.

Оценки, правда, достаточно приближенные, показывают, что крылатая ракета, стартующая вертикально, могла бы обеспечить выведение массы полезного груза около 2-3 процентов от стартовой массы ракеты.

[октоген]

А может кто-нибудь внятно рассказать про ЖРД с воздушным форсированием? Сколько там прирост УИ, какая максимальная тяга достигнута и т.д... А то терзают меня сомненья что такой ЖРД пока только в мыслях есть.

Собственно по ракете: такая схема дешевой не будет никогда. Послеполетная проверка ступеней особенно побывавших в воде как бы не  была дороже  постройки новых... А страховать кто такую ракету отважится? Я бы отказался. Движок тоже требует столь дорогостоящего ремонта и тестов что легче новый построить. ПМСМ на многоразовое использование годятся только движки  безгенераторной схемы работающие на мятом газе... Их нет  больших... Или городить их по 30-... штук? Вытеснительная система подачи и 100 атм-вообще не вяжутся никак.  Это ж какие по прочности баки нужны будут и сколько весить газы наддува будут? Дорога в Ад выстлана благими намерениями.

[Shestoper]

Вытеснительная система подачи и 100 атм-вообще не вяжутся никак.  Это ж какие по прочности баки нужны будут и сколько весить газы наддува будут? Дорога в Ад выстлана благими намерениями.

100-атмосферные движки второй ступени естественно с ТНА. В КС ЖРД первой ступени давление порядка 20 атм и УИ (на метане) у земли около 250 с,

[Shestoper]

Собственно по ракете: такая схема дешевой не будет никогда. Послеполетная проверка ступеней особенно побывавших в воде как бы не  была дороже  постройки новых... А страховать кто такую ракету отважится? Я бы отказался. Движок тоже требует столь дорогостоящего ремонта и тестов что легче новый построить.

В том и смысл двухступенчатого многоразовика с ненапряженными движками, сделанными с большим запасом надежности (и веса), что межполетная подготовка не требует переборки двигателя. По крайней мере не после каждого полета. Особенно это относится к предельно простым двигателям первой ступени с ВСП.

[Shestoper]

На ЛЕО и ГСО ожидается большой грузопоток?

Конечно. На LEO - нечто вроде Теледисек, ГЛОНАСС, разведспутники (которые в будущем будут объединяться в сети по сотни штук, практически на 100% контролирующих поверхность Земли).
Американцы вот обещают Дискавери (систему разведспутников) к 2010 году вывести, а мы чем хуже?
Причем эти системы мало создать - их спутники нужно регулярно обновлять, в среднем каждые 10 лет.
Один Теледисек это более 30 пусков 20-тонника каждые 10 лет (если пускать по 8 спутников на ракете).

Для обслуживания спутниковой группировки ~ 1000 единиц потребуетcя немало полетов.

[Shestoper]

А не мизволите ли изобразить СК, способный запускать Вашего "монстра"? :?:

Нечто вроде вот этого.

Глубина котолована метров 40.

[Дмитрий В.]

А не мизволите ли изобразить СК, способный запускать Вашего "монстра"? :?:

Нечто вроде вот этого.

Глубина котолована метров 40.

Что-то меня гложут смутные сомненья? Дежавю... Вроде это плпнировалось под не менее дешевый 40-тонник и тоже с упрощенной ступенью с ВСП из нержавейки  :roll:  Но тот носитель имел массу порядка 1000 тонн, емнип :lol:

[Shestoper]

Послеполетная проверка ступеней особенно побывавших в воде как бы не  была дороже  постройки новых...

БРПЛ из подводного положения нормально стартуют.
Про ТТУ Шаттла я уж молчу.

[Shestoper]

Что-то меня гложут смутные сомненья? Дежавю... Вроде это плпнировалось под не менее дешевый 40-тонник и тоже с упрощенной ступенью с ВСП из нержавейки  :roll:  Но тот носитель имел массу порядка 1000 тонн, емнип :lol:

Всё верно. Просто увеличено в масштабе.

[октоген]

межполетная подготовка не требует переборки двигателя

Блажен кто верует... А конструкции баков, трубопроводы, электроника..? Каждую из этих частей нужно разобрать  проверить и испытать крупными узлами... Ведь разница еще в том что ступень(и) куда-то падают...

100-атмосферные движки второй ступени естественно с ТНА. В КС ЖРД первой ступени давление порядка 20 атм и УИ (на метане) у земли около 250 с,

Был ли прецендент  импульса 250 с на метане с давлением 20 атм?


Пока это все доведут до ума денег уйдет больше намного чем если планомерно и последовательно Союз выжимать.


Если нечто подобное уж и лепить то скорее на перекиси( на ней движки  легко разрабатывать, в частности турбоагрегат) и керосине.

[sychbird]

To Salo.
Спасибо большое. Именно это я когда-то и читал.

То Дмитрий В.

А как Вы, как специалист, оцениваете перспективы этой схемы(Сивка) в современном контексте? Никто этой схемой вроде не интересуется?