ЭКОНОМИКА АКС

[Evgeniy]

Да для любых. Про то, что самолет заменяет четверть первой ступени я уже писал. Даже если сделать специальный самолет, то в лучшем случае получится треть. То есь распределение по ступеням не оптимально.

По-поводу трети утверждать не буду, не проверял. Но сдается мне, что побольше будет. Но дело-то не в запасе ХС, обеспечиваемом этой ступенью, а в абсолютных затратах. Сколько, например, в этой трети первой ступени топлива?

Далее сама сбрасываемая ракета должна быть расчитана не только на продольные, но и большие поперечные нагрузки. А это ведет к утяжелению конструкции. Отсюда и вылезает некий потолок по выводимым с помощью АКС грузов и конкуренция с легкими и полусредними ракетами.

Когда ракета лежит вдоль самолета, то сдается мне, что все поперечные нагрузки воспринимаются самолетом, а не ракетой. Конечно, надо посмотреть расчеты прочности подкрепленных цилиндрических оболочек, но не вижу там большой проблемы.

Это какой же массы ракету надо отделять от самолета, тонн 500 (для ПН=20...25)?

Примерно так, только в два раза меньше.

_Andrey пишет:
  А еще огромные цеха по наземной подготовке ракеты, разгонного блока и КА.

помню стоял о мобильность самолета-разгонщика. Чтож если со второй ступенью то, эта ступень явно будет явно поменьше протона и потому уверенности в огромности цехов у меня лично нет.

_Andrey пишет:
  А также место, где все это будет крепиться на самолет,

Крепить к самолету можно в ангаре для этого самолета.

предусмотреть средства РКО

Какие средства РКО вблизи аэродрома?  :shock:

и приема телеметрии на трассе выведения ...

А что, у нас какие-то проблемы с навигацией у самолетов? Мало РЛС-сов по стране?

Проект воздушный старт несколько более просчитан, чем другие проекты. Тут заявлены уже какие то цифры, вот я на его примере и провел анализ.

Едва ли лучше МАКСа. Скорее хуже.

Если взять любой другой проект и его хоть как-то более-менее честно просчитать, то там цифры тоже поползут вниз. Это всегда так.

Пробовал считать МАКС. Ничего не ползло.

Способ отделения на "Воздушном старте" не особо эффективный, зато относительно честный. А то встречаются тут заявления, что мол загрузим самолет по полной и начнем на нем показывать скоростные рекорды и фигуры высшего пилотажа. Это только кажется, что отделить просто. Холодное отделение проблематично скачком изменения сил действующих на самолет и колебаниями. При горячем проблеммы с аварийными ситуациями: не сраболал один пироклапан, двигатель ракеты не вышел на режим, ракета или самолет клюнули носом, да и те же колебания.

Скоростные рекорды показать можно без особых проблем. Для этого у самолета на ВРД, есть впечатлительные резервы масс ЛА на ту же тягу СУ. Чем РН, заполненая под завязку топливом явно похвастаться не может. Другое дело, что нужно ли ставить эти рекорды. Вопрос целесообразности еще нужно обосновать. По поводу маневров - опять к РН. Не надо их путать. Располагаемая перегрузка определяется тягой СУ и удельной нагрузкой на крыло на больших высотах. Ограничения по прочности далеко внизу.
Скачки сил мне понятны. Хотя все опять же зависит от угла наклона траектории и способа расстыковки. Особо ничего не мешает расстыковываться с нулевой перегрузкой.

Ответ Мишина я не законспектировал, о чем сейчас жалею    А состоял он в основном из графиков: Оптимально распределение ступеней по высоте отделения и набираемой скорости (самолет это ведь тоже получается ступень   )

Но ступень со своими законами полета.

_Andrey пишет:
  Там речь шла о том, что если хотим подняться повыше для отделения ракеты от самолет и поднять побольше, то надо увеличивать площадь крыла и скорость.
Надо подняться повыше - увеличивайте тягу СУ и удельную нагрузку на крыло (для установившегося полета).

Увеличиваем скорость возрастает скоростной напор, крылья надо упрочнять.

Что-то новое   Может объясните прожженому авиационному инженеру каким образом рост скоростного напора (как физической величины) оказывает влияние на прочность крыла при постоянной массе ЛА? Или вы не в курсе из каких соображений она выбирается?
Либо вы чего-то не поняли или забыли, либо опять убеждаюсь в том, что ракетчики при рассмотрении самолетов продолжают применять свои подходы

[Evgeniy]

Ну я загнул, конечно, насчёт "бочки"   . По-видимому, самое подходящее место для РН - под фюзеляжем.

Говорят, что Лозино-Лозинский к концу жизни тоже пришел к такому выводу относительно МАКСа. Откуда и появился Геракл.

Но в любом случае отделение такого большого груза - экстримальная нагрузка на самолет-носитель. АКС должен отделятся плавно и нежно, а для этого ему нужны крылья. Т.е. внешний бак должен быть в форме чего-то такого, создающего подъемную силу.

Имхо, конечно.

Причина перехода к Гераклу несколько иная. Дело в том, что Ан-225, каким бы хорошим самолетом не был, все-таки транспортник. Как следствие предполагалось, что грузы будут внутри фюзеляжа. Отсюда - большое миделево сечение (совершенно прустое внутри), лишняя масса фюзеляжа из-за больших вырезов фюзеляжа и большого его диаметра. Опять же масса топлива, наверняка не оптимальная для выполнения задач - скорее всего с избытком. И т.д. Разработка специализированного самолета, хоть и приведет к росту потребных затрат на НИОКР, но позволит повысить эффективность носителя и снизить его эксплуатационные затраты. Хотя, с другой стороны, отпадает возможность транспортировки грузов (разве что в контейнере на внешней подвеске)

[Evgeniy]

UMXO 1

4To6bI AKC 6bI/\a BbIrogHou'  Hago uMeTb

1 (nepBaR cTyneHb HocuTe/\b)
- cBepxnpo4HbIe MaTepua/\bI
- >kaponpo4HbIe MaTepua/\bI
- ru6pugHbIu' gBuraTe/\b
- cnpoc Ha Me>kkoHTuHeHTa/\bHbIe nepe/\eTbI

2 (BTopaR Bo3Bpaw,aeMaR cTyneHb)
- "A la" K/\unep cge/\aHHbIu' u3 cBepxnpo4HbIx u >kaponpo4HbIx MaTepua/\oB

UMXO 2

cTaHeT pea/\bHbIM /\eT 4epe3 15-20

Все так, если собираетесь летать на гиперзвуке в атмосфере. А целесообразность таких полетов надо бы доказать. Я думаю, что для разгонщика будет рациональным М_разд=3. Возможно побольше, надо посмотреть на тепловые нагрузки. Максимум М=4. Хотя удельная масса ПН скорее всего у более скоростных систем (М_разд=6...12) будет выше, но неизвестно что будет с теплозащитой. Если она и будет легкой, то боюсь что очень дорогой и одна только ее диагностика - проблемка та еще.

[Evgeniy]

Все перечисленное нужно для АКС с мПН 10% и многоразовостью в 200+ полетов ;-) Если хочется просто АКС, сопоставимый с обычной РН - то это HZ, который можно было сделать еще в 70-е годы ;-), бе он вообще говоря проще Спирали.

Не могли бы вы скинуть облик этой HZ (в смысле внешений вид и технические характеристики)?

[_Andrey]

Поэтому нужна АКС с максимальной массой ПН на низкой опорной орбите, аналогичной современным РН тяжёлого класса (т. е. до 20-25 тонн). Так что и этот сегмент рынка АКС IMHO вполне могла бы занять.

Это какой же массы ракету надо отделять от самолета, тонн 500?

Почему 500? Вон, в проекте МАКС (с ПН 20 тонн) - в 275 уложились   . Хотя самолёт-носитель - "Мрия" (т. е. "разгонщик" с большой натяжкой).

Попробуем проанализировать. Возьмем для примера Протон, который выводит такую массу на низкую орбиту. Там конечно топливо АТ+НДМГ, а на Максе, как я понял, водород, следовательно удельный импульс там выше. НО масса конструкции значительно больше. Во-первых баки водорода и кислорода большие, а масса бака относительно массы топлива растет нелинейно. Поэтому водород+кислород стараются применять на верхних ступенях и в разгонных блоках, так как на нижних ступенях много съедает конструкция.. Во-вторых, теплозащита. В-третьих усиление конструкции для работы с поперечными перегрузками на этапе полета самолета. Эти три фактора съедят разницу в удельном импульсе.

Далее, масса 275 тонн на Протоне  это конец работы 1 ступени. То есть Мрия должна полностью заменить собой первую ступень. Это замечательно! НО, отделение ракеты от самолета тогда должно происходить на высоте 40 км и на скорости 1.9 км/c. Это где-то 5.4 М.

Вопрос авиационным специалистам, может под завязку загруженная Мрия это сделать?

кстати, после написания залез в поисковик и наткнулся
http://www.sergib.agava.ru/russia/antonov/225/an225.htm

Скорость на замкнутом маршруте 2000 км с грузом 155 т - 815,09 км/ч (22.3.89).
Макс. высота полета с грузом 155 т - 12430 м (22.3.89).

Понятно, что это не предельные цифры, а подтвержденные летом, но слабо верится, что их можно поднять в два раза  

Кстати, на засыпку, вопрос о безопсности. Как то давно я читал в "Науки и жизни" статью об "Энергии", там говорилось, что четыре боковушки это некоторая (не полная) избыточность, которая при выходе из строя одного двигателя, не упасть а выйти на аварийную траекторию на которой в комфортных условиях сбросить Буран так, чтобы он смог совершить посадку. Так вот вопрос, а если один из двигателей Мрии выйдет из строя, то что дальше: садиться с грузом на спине на оставшихся? пытаться где-то как-то сбросить ракету?

[Evgeniy]

Далее, масса 275 тонн на Протоне  это конец работы 1 ступени. То есть Мрия должна полностью заменить собой первую ступень. Это замечательно! НО, отделение ракеты от самолета тогда должно происходить на высоте 40 км и на скорости 1.9 км/c. Это где-то 5.4 М.

Вопрос авиационным специалистам, может под завязку загруженная Мрия это сделать?

Вы посмотрите на сайте Буран.ру информацию о МАКСе. А именно сколько он поднимает. 18 тонн в грузовом варианте. Это явно не Протон. Сравнивать по ступеням АКС с РН по меньшей мере не корректно. Возьмите хотябы оптимальные траектории полета РН и АКС. Когда посмотрете, то сразу почувствуете разницу. К примеру, если для РН - набор высоты и скорости з аминимально время и с минимальным расходом топлива - одна и та же задача, то для самолета - это абсолютно разные задачи. Выбор тяговооруженности самолета и ракеты осуществляются в соответсвии со своими, различными по сути, принципами.

Так вот вопрос, а если один из двигателей Мрии выйдет из строя, то что дальше: садиться с грузом на спине на оставшихся? пытаться где-то как-то сбросить ракету?

А какие проблемы вы видете с посадкой с неработающим двигателем с ракетой на спине? В соответсвтвии с требованиями к авиационной технике случай посадки с отказавшим двигателем с полезной нагрузкой на борту предусматривается. Если будет мучать момент рысканья, то можно задросселировать двигатели или вообще отключить на противоположной стороне от отказавшего движка (если конечно рулем направления не получается устранить проблему, что правда маловероятно).

[Lev]

Evgeniy писал(а):

Вы посмотрите на сайте Буран.ру информацию о МАКСе. А именно сколько он поднимает.

В реале - 5-6 тонн. И то это супероптимистичня оценка. Ну, типа как 20 тонн для Шаттла

А какие проблемы вы видете с посадкой с неработающим двигателем с ракетой на спине?

Ну, это вообще в ОхУмору...

[hcube]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6989&postdays=0&postorder=asc&start=15 - Ну вот тут например.

Идеологически - что-то типа разгонщика Спирали, с ЖРД в хвосте. Плюс ракетная ступень - многоразовая и в одну ступень (хотя если рассматривать решение под вывод ПН - то можно и одноразовую - но все равно в одну ступень).

[октоген]

Водород на ракетной ступени и ГПВРД на разгонщике ПМСМ несовместимы из-за больших обьемов водородных баков и роста миделя... Удельные характеристики ГПВРД  не догоняют рост сопротивления из-за большого миделя. Да и полет в плотных слоях- нагрев, как теплозащиту водородных баков обеспечим?  3 М -это уже белее 200 градусов температуры обшивки... Одна масса теплозащиты будеть чудовищной.

[duke]

3 М -это уже белее 200 градусов температуры обшивки... Одна масса теплозащиты будеть чудовищной.

"у вас" водородные баки даже 200 C не держат? :shock:

[Evgeniy]

Evgeniy писал(а):

Вы посмотрите на сайте Буран.ру информацию о МАКСе. А именно сколько он поднимает.

В реале - 5-6 тонн. И то это супероптимистичня оценка. Ну, типа как 20 тонн для Шаттла

А какие проблемы вы видете с посадкой с неработающим двигателем с ракетой на спине?

Ну, это вообще в ОхУмору...

Все понятно. Если возникли проблемы с доверием, то возьмите и просчитайте все сами (это по-поводу первого). Увидите, что все не столь комично как вам кажется. Повторюсь наверно, но не надо путать самолет с ракетой-носителем - два разных ЛА со своими принципами построения. То что не под силу ракете зачастую легко выполнимо на самолете и наоборот.

[_Andrey]

Вы посмотрите на сайте Буран.ру информацию о МАКСе. А именно сколько он поднимает. 18 тонн в грузовом варианте. Это явно не Протон. Сравнивать по ступеням АКС с РН по меньшей мере не корректно. Возьмите хотябы оптимальные траектории полета РН и АКС. Когда посмотрете, то сразу почувствуете разницу. К примеру, если для РН - набор высоты и скорости з аминимально время и с минимальным расходом топлива - одна и та же задача, то для самолета - это абсолютно разные задачи. Выбор тяговооруженности самолета и ракеты осуществляются в соответсвии со своими, различными по сути, принципами.

Это все понятно. Своими рассуждениями я показывал, что для того чтобы получить на низкой (200 км) орбите  20 тонн (конечной массы, а не полезного груза, его может быть меньше), ракета с начальной массой 275 тонн должна стартовать на высоте 40 км и со скоростью 1.9 км/c. Если стартовать будем в "худших" условиях, то не получим и 18 тонн.  За основу я взял траекторию выведения РН "Протон", которая для тахих масс полезного груза достаточно оптимально, то есть лучше выдумать сложно, а вот хуже пожалуйста.

Понятно, что самолет летает по своим законам. Я как "ракетчик" по образованию могу оценить участок полета ракеты. Причем я не являюсь противником АКС. Просто возможная ниша АКС (выведение космонавто и низкий космос) сейчас заняты другими более дешевыми средствами выведения. А вот для выведения "дорогих" тяжелых геостационарых КА АКС не подходит. Первая "самолетная" ступень может получается и выгоднее ракетной, а вот остальные придется ухудшать из-за неоптимального разбиения по ступеням и тяжелой конструкции. Не расчитаны конструкции нынешних ракет, чтобы их заправленные, в горизонтальном положении возили в самолете, да еще и оттуда пуляли. Конструкции придется сильно укреплять, что приведет к снижению летных характеристик. Да и топливо в баках так будет плескаться, что придется кучу перегородок наставить. Кстати переход на твердотопливные ракеты может значительно улучшить картину  

[Evgeniy]

Это все понятно. Своими рассуждениями я показывал, что для того чтобы получить на низкой (200 км) орбите  20 тонн (конечной массы, а не полезного груза, его может быть меньше), ракета с начальной массой 275 тонн должна стартовать на высоте 40 км и со скоростью 1.9 км/c. Если стартовать будем в "худших" условиях, то не получим и 18 тонн.  За основу я взял траекторию выведения РН "Протон", которая для тахих масс полезного груза достаточно оптимально, то есть лучше выдумать сложно, а вот хуже пожалуйста.

Здесь вопрос состоит в том, что за условия старта ракетной степени обеспечиваются первой ступенью. Насчет 18 тонн в грузовом варианте МАКСа могу сказать, что сам оценивал и 18 тонн будет (конечно имеется ввиду вся ПН). Опять же, можно получить и большую массу на орбите при той же массе системы. Но для этого надо увеличивать число М расстыковки разгонщика с ракетной ступенью. По различным оценкам максимум относительной массы ПН АКС находится в диапазоне 4...7М.

Понятно, что самолет летает по своим законам. Я как "ракетчик" по образованию могу оценить участок полета ракеты. Причем я не являюсь противником АКС. Просто возможная ниша АКС (выведение космонавто и низкий космос) сейчас заняты другими более дешевыми средствами выведения. А вот для выведения "дорогих" тяжелых геостационарых КА АКС не подходит. Первая "самолетная" ступень может получается и выгоднее ракетной, а вот остальные придется ухудшать из-за неоптимального разбиения по ступеням и тяжелой конструкции. Не расчитаны конструкции нынешних ракет, чтобы их заправленные, в горизонтальном положении возили в самолете, да еще и оттуда пуляли. Конструкции придется сильно укреплять, что приведет к снижению летных характеристик. Да и топливо в баках так будет плескаться, что придется кучу перегородок наставить. Кстати переход на твердотопливные ракеты может значительно улучшить картину  

И все же сравнение с Протоном я вижу некорректным. Тем более, что как ракетчик, вы можете оценить участок полета ракеты. Если бы разгонщик создал те же условия при разделении что и первая ступень Протона, то выводимая ПН была бы той же. Думаю это утверждение не вызывает сомнения. Однако применение ВРД накладывает свой отпечаток на оптимальную траекторию выведения. На мой взгляд, все-таки ракетную ступень надо рассматривать обособленно от авиационного носителя, принимая во внимание начальные условия для старта.
На мой взгляд здесь оптимальные траекторные параметры разделения рассматривать бесспорно надо, но однако критерий оптимизации уже должен носить не технический, а экономический характер. Конечно, можно оптимизировать и по критерию максимума относительной ПН, но это будет слишком грубо, т.к. многоразовая и одноразовая конструкции не равнозначны по определению.
Кроме того, в техническом плане: Ваше предположение по-поводу больших перегрузок при полете по траектории разгона не верны. Я видел результаты расчетов по оптимальной траектории выведения самолета-носителя. Нормальная перегрузка не превышала и 2 единиц. В основном она около 1, и доходит до 1,5. Поэтому серьезных укреплений делать не придется. Кроме того, если предусмотреть вариант крепления РН, когда она "лежит" в продольном наборе шпангоутов (когда снизу и побокам ракета поддерживается конструкцией самолета (например, что судя по внешнему виду предусматривалось в системе Спираль), то часть проблем можно решить. Да и разделение предполагается осуществлять холодным и на околонулевой перегрузке. С топливными баками конечно надо уже смотреть отдельно. Но так же не вижу там особенных проблем. Продольня перегрузка, кстати, составляет не более 3 единиц как правило. Это благоприятно скажется и на ПН всей системы  

[Evgeniy]

Водород на ракетной ступени и ГПВРД на разгонщике ПМСМ несовместимы из-за больших обьемов водородных баков и роста миделя...

Считал водородный гиперзвуковой разгонщик. Кчество конечно ниже, чем у керосинового и тяговооруженность отсюда повыше. Но в общем самолет получается намного легче. Так что рост миделя - относительная штука.

Удельные характеристики ГПВРД  не догоняют рост сопротивления из-за большого миделя.

Удельные характеристики это удельные характеристики. Они относятся к двигателю. А тяговооруженность, растущая из-за роста миделя, является характеристикой ЛА и ГПВРД тут не причем. Его характеристики экономичности (а это самое главное) ни коим образом не поменяются.

Да и полет в плотных слоях- нагрев, как теплозащиту водородных баков обеспечим?  3 М -это уже белее 200 градусов температуры обшивки... Одна масса теплозащиты будеть чудовищной.

Посчитайте - увидите. Считал лично. Чудовищем и не пахнет. Даже малюсеньким. Расчет выполнялся с учетом конструкции ЛА, системы продува полостей между баком и конструкцией самолета и т.д. Может быть и похуже с теплозащитой ТБ, но для этого у самолета не должно быть обшивки.

[Павел73]

Однако, всё-таки сколько же стоят первые ступени "Союза", "Протона" и (в будущем) "Ангары-3 и "-5"? :roll:  Хотя бы ориентировочно? Ведь это важнейший момент в вопросе о многоразовых системах, оправдывающий или не оправдывающий их разработку...

[Evgeniy]

Однако, всё-таки сколько же стоят первые ступени "Союза", "Протона" и (в будущем) "Ангары-3 и "-5"? :roll:  Хотя бы ориентировочно? Ведь это важнейший момент в вопросе о многоразовых системах, оправдывающий или не оправдывающий их разработку...

Если есть распределение масс по ступеням и полная стоимость РН, то примерно пропорционально массам ступеней. Ну и плюс набросить коэффициенты за тип топлива

[Lev]

Однако, всё-таки сколько же стоят первые ступени "Союза", "Протона" и (в будущем) "Ангары-3 и "-5"?  Хотя бы ориентировочно? Ведь это важнейший момент в вопросе о многоразовых системах,

Можно принять за основу примерно такую раскладку для, например, пилотируемого Союза:
РН - 20%
Пусковые услуги - 10%
Сам ПК - 70%
Вызывает недоумение подход, по которому многоразовость (очевидно, для снижения цены миссии) пытаются делать, уменьшая  путем всевозможных извратов стоимость далеко не самого дорогого элемента системы.
ИМХО порочный подход.

[Evgeniy]

Можно принять за основу примерно такую раскладку для, например, пилотируемого Союза:
РН - 20%
Пусковые услуги - 10%
Сам ПК - 70%
Вызывает недоумение подход, по которому многоразовость (очевидно, для снижения цены миссии) пытаются делать, уменьшая  путем всевозможных извратов стоимость далеко не самого дорогого элемента системы.
ИМХО порочный подход.

ПК как я понимаю это пилотируемый комплекс?
Могу только сказать, что снижение стоимости на наиболее весомом направлении может быть невозможно (по техническим ограничениям) или мало эффективно или вообще вылазить боком в виде повышения стоимости в других направлениях.

[Lev]

Могу только сказать, что снижение стоимости на наиболее весомом направлении может быть невозможно (по техническим ограничениям) или мало эффективно или вообще вылазить боком в виде повышения стоимости в других направлениях

Неужели не понятно? Если Вы путем невиданных ухищрений уменьшите стоимость средств выведения аж в 4 раза, в общей стоимости это составит 10-15% Стоит ли игра свеч? Может, более оптимален другой подход?

[Evgeniy]

Ануреев И.И. - Ракеты многократного использования. М., Военное издательство Минобороны, 1975
http://webfile.ru/2457761

Что-то нормально не показывает.    Не подскажете с помощью чего и как просматривать?