Воздушные старты Роджера

[Бродяга]

Вот здесь фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

На этой высоте давление ~0,3, так что реальнее будет метров 12.

Если считать расход в струе одинаковым для земли и высотного старта, то обратнопропорциональны давлению будут площади поперечного сечения факела, отсюда, диаметры факела будут относится как Dв/Dз=sqr(1/0.3)=1.73. Я взял с запасом - 2.

Да, вообще пожалуй вы правы.

Потом, у вас ракета, что поднята на 16 метров над самолётом?

:shock: Нет, примерно 5,5 м от поверхности центроплана до оси РН.

Усилие в точке крепления к самолёту считать не пробовали?
 5,5 это не 16, но тяга-то 200 тонн.

[Бродяга]

Арифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?

Что-нибудь с такой нагрузкой на крыло?
 (И зачем вам вообще тогда "горка", ну право, не понимаю... )

Самый лучший вариант по ПН - вообще без крыла.

Если ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать.

Но при этом провал по траектории до 7800 м и рост скоростного напора до 6000 кг/кв. м.
Выигрыш по ПН уйдёт на упрочнение конструкции.

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор.

[Roger]

Усилие в точке крепления к самолёту считать не пробовали?
 5,5 это не 16, но тяга-то 200 тонн.

Нет. У меня нет информации по ограничениям.
И потом, я считаю, что технологических приёмов в наше время уже накоплено много, пока надеюсь на то, что когда припрёт, "наш" инженер всегда иззвернётся.

[Roger]

Арифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?

Что-нибудь с такой нагрузкой на крыло?

КР1.3 . Будет первой.

(И зачем вам вообще тогда "горка", ну право, не понимаю... )

Ну, так чтобы хоть как-то разделиться...

Если ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать.

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор.

Пока я ориентировался на привычную статистику (Зенит тут стоит особняком), хотя, всё может быть, исключать ничего нельзя.

[Бродяга]

Арифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?

Что-нибудь с такой нагрузкой на крыло?

КР1.3 . Будет первой.

Так любезный, с такой аццкой нагрузкой на крыло вы можете разделяться по-шаттловски.
 Я-то думал, у вас не хватает подъёмной силы, а у вас её хватает.
 (Вопрос о реализуемости такой нагрузки на крыло я оставлю открытым.)

(И зачем вам вообще тогда "горка", ну право, не понимаю... )

Ну, так чтобы хоть как-то разделиться...

Может я чего не понял, но для варианта с площадью крыла 120 метров у меня получилась общая подъёмная сила 328 тонн...

Если ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать.

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор.

Пока я ориентировался на привычную статистику (Зенит тут стоит особняком), хотя, всё может быть, исключать ничего нельзя.

Что значит "Зенит стоит особняком"?
 Вы с чем собрались сравнивать, с РН "Союз"? Так у неё слабые управляющие органы, а у Зенита есть УВТ, у вашей же ракеты есть не только УВТ, она вообще должна быть устойчива.

[Roger]

Так любезный, с такой аццкой нагрузкой на крыло вы можете разделяться по-шаттловски.
 Я-то думал, у вас не хватает подъёмной силы, а у вас её хватает.
 (Вопрос о реализуемости такой нагрузки на крыло я оставлю открытым.)

  Может я чего не понял, но для варианта с площадью крыла 120 метров у меня получилась общая подъёмная сила 328 тонн...

Отделываться односложными фразами не получается.
Попробую подробнее пояснить свой подход к расчёту.
Удельная нагрузка на крыло – отношение стартового веса к площади крыла Go/S.
На этом использование мной этой величины заканчивается.
КР1.3 не будет взлетать самостоятельно, её конструкция не требует обеспечения какой-то заданной потребной подъёмной силы и оглядки на существующий уровень Go/S.
Я непосредственно вычисляю аэродинамические характеристики (методика здесь), если грубо, то беря за основу характеристики прототипа, в данном случае – РН Pegasus, приведенные к новым размерам. А далее просто численно моделирую траекторию в соответствии с задачами.
Влияние площади крыла учитывается в площади омываемой поверхности, по которой я определяю сухую массу ЛА, опять же исходя из статистики.

Если ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать.

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор.

Пока я ориентировался на привычную статистику (Зенит тут стоит особняком), хотя, всё может быть, исключать ничего нельзя.

Что значит "Зенит стоит особняком"?
 Вы с чем собрались сравнивать, с РН "Союз"? Так у неё слабые управляющие органы, а у Зенита есть УВТ, у вашей же ракеты есть не только УВТ, она вообще должна быть устойчива.

Здесь я имел ввиду массовые характеристики Зенита, которые не укладываются в мой анализ статистики по типу РН (красная точка на графике вне типичной области для тандема на керосин-кислороде).

[Roger]

В своё время были разговоры о снижении гравитационных потерь за счёт горизонтального старта.

Для интересующихся вопросом, на отдельной страничке обобщены расчётные значения
характеристической скорости и составляющих её потерь для некоторых проектов РН.
http://rogersite.alfamoon.com/pages/05page613.htm

Для просто любопытных даю картинку:

На диаграмме показан вклад отдельных составляющих потерь характеристической скорости
для различных РН (старт с Плесецка, орбита 200/200/63), а также для РН Союз-У (старт Плесецк, орбита 240/210/82,5).

Обозначения:
к. КР1.3 – концепция крылатой РН с горизонтальным воздушным стартом.
к. ВР 1.1 – концепция РН с горизонтальным воздушным стартом без крыла.
Vотн - скорость ЛА относительно земной поверхности
Vо - начальная скорость при старте с самолёта-носителя
Vид - идеальная или характеристическая скорость
dVгр - гравитационные потери скорости
dVаэр - аэродинамические потери скорости
dVтр - траекторные потери скорости
dVдв - потери скорости от противодавления в двигателе

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

[zyxman]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

[Дмитрий В.]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Да, похоже, речь идет о РН с ЖРД. С ВРД аэродинамические потери будут еще больше.

[Evgeniy]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Да, похоже, речь идет о РН с ЖРД. С ВРД аэродинамические потери будут еще больше.

:shock:  А можно пояснить? В чем вы видите связь между двигателем и аэродинамическими потерями?

[Дмитрий В.]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Да, похоже, речь идет о РН с ЖРД. С ВРД аэродинамические потери будут еще больше.

:shock:  А можно пояснить? В чем вы видите связь между двигателем и аэродинамическими потерями?

Для эффективного использования ВРД необходимо лететь в более плотных слоях атмосферы более длительное время. А для ПВРД еще и с опреденленными значениями скоростного напора, очевидно.

[Evgeniy]

Для эффективного использования ВРД необходимо лететь в более плотных слоях атмосферы более длительное время. А для ПВРД еще и с опреденленными значениями скоростного напора, очевидно.

Мдааа... Старею. Что-то голова уже не работает. Есть такое дело. Но с другой стороны ВРД поэкономичней будет. Как-то так  

[Roger]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Влияние УИ ТРД для вариантов с горизонтальным стартом сказывается только в наличии начальной скорости Vo.
На эту величину Vид для них нужна меньше. А после старта РН во всех вариантах работают только ЖРД.
Следует добавить, что расчётные траектории оптимизированы по макс. ПН.

[Evgeniy]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

Последующий вывод: надо увеличивать угол наклона траектории старта ракеты с самолета

[Roger]

Основной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

Последующий вывод: надо увеличивать угол наклона траектории старта ракеты с самолета

Чтобы...увеличить гравитационные потери.

А если серьёзно, то я уверен, что для каждой системы выведения есть оптимальный набор стартовых параметров, учитывающий проектные приоритеты и ограничения. И общего правила тут нет.

[Evgeniy]

Чтобы...увеличить гравитационные потери.

Ну не факт, ведь и время вывода уменьшится  

А если серьёзно, то я уверен, что для каждой системы выведения есть оптимальный набор стартовых параметров, учитывающий проектные приоритеты и ограничения. И общего правила тут нет.

Я придерживаюсь этой же точки зрения. Тут недавно заезжал в ЦАГИ. У них в прошлом году вышла книга: Бузулук В. И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических летательных аппаратов. Там я что-то даже подобное видел. Как следует книгу я просмотреть не успел пока что, но вижу ее очень интересной.

[Roger]

А тем временем...

На сайте  размещены результаты проработки концепции КР2 крылатой ракеты-носителя  с горизонтальным воздушным стартом и повторно используемым блоком первой ступени.
(напомню: мой сайт - http://rogersite.alfamoon.com)

Для интересующихся:
описание и характеристики - http://rogersite.alfamoon.com/pages/05page433.htm
дополнительные данные - http://rogersite.alfamoon.com/pages/05page652.htm

Для просто любопытных:

[Бродяга]

А тем временем...
 ...

Тем временем до вас так и не дошло, что нельзя включать ЖРД рядом с самолётом.
 Или дошло?

[Saul]

Старый



Зарегистрирован: 24.11.2003
Сообщения: 37162
Откуда: Подмосковье
 Добавлено: Чт Сен 03, 2009 07:18    Заголовок сообщения:    

--------------------------------------------------------------------------------
 
Saul писал(а):
Подскажите пожалуста, кто знает, 3g - не слишком?
Да фиг с ним с самолётом. Вы возьмите массу своей ракеты и посчитайте какая нужна мощность чтобы придать ей ускорение 3 "же".
Если такое ускорение придать вашему автомобилю то он разгонится до 100 км/ч за секунду. Мощность мотора представляете?
_________________

[Roger]

Тем временем до вас так и не дошло, что нельзя включать ЖРД рядом с самолётом.
Или дошло?

Ваше ИМХО? До меня дошло ещё полгода назад.
Но на "скромные мнения" плюют все кому не лень .
Так, что пока, как хохмят по "ящику": "...Большой суровый украинский самолёт настолько суров, что на высоте 9 км может сделать горку с включением ЖРД ракеты-носителя массой 250 т на внешней подвеске..."
Но в планах есть попробовать что-то сделать с "холодным" стартом.