Доступный для России супертяж

[Трилобит]

Прежде чем приступать к великому (строительству флота ССТО), может быть, стоит начать с малого? Поскольку "от малого до великого один шаг".

Золотые слова.

Может какую-то небольшую ракету сделать для начала? Хоть какую. Но действительно хорошую. А потом уже замахиваться на ...
Союз-2.1в и Ангару 1.2 никак не признать шедеврами.

А что ей запускать то? Лучше прототипы типа чего-то такого имхо на разном топливе, с разными типами двигателей, из разных материалов, с разными подходами и идеями. 

[Дедан]

Ну забросьте на НОО 200 тысяч тонн (вращающийся цилиндр диаметром 400 метров с оранжереей), на ГСО 500 тысяч тонн (СКЭС), на Луну 20 тысяч тонн (опытный завод полного цикла производства).
Забросьте это своими самолетиками, попробуйте - сразу запросите Морского дракона.

Да запросто. Всего 100 самолётиков по 100 полётов за год 120 000 т. Боингов 737 вроде как настряпали 10 000 штук,для сравнения. Сухая масса у первых серий как у ССТО для ВС массой 300т.

[Дедан]

Раз уж здесь зашло о МАКСе.Статейка любопытная в Военном обозрении:https://topwar.ru/1263-mnogocelevaya-aviacionno-kosmicheskaya-sistema-maks.html?ysclid=m5f32zmapx894532208
Утверждают,что на прожект  потрачено 14 ярдов долларов. Ну в рубли я бы ещё может и поверил бы. Фантазии журноламеров? Или ещё один убитый мегапроект?

[garg]

Дедан. Вы так и не ответили - откуда вы откапали сакральные 18/12 тонн (и сколько таки ПН 18 или 12?) на орбиту многоразовым SSTO массой всего 300 тонн? Поделитесь где берете такую забористую дурь. Или это ваш самосад?

[Дедан]

У вас путаница с цЫфрами .ВС  это 12т с возвратом.Та часть,которая будет работать в космосе ,это 18т. Никакого сравнения с одноразовым Союзом. Возможность на РН среднего  класса запускать, очень часто мелкие грузы в довесок к топливу с сотен аэродромов Земли. И многое ,многое другое. КМК,вы недопонимаете "ширшину" вопроса. .

Поправлюсь. Проект МАКС-Т одноступенчатая РН на водороде с керосином должна была выводить 18 т на НОО,взлётная масса 275т.КОРОНА как ССТО с экватора 12 т на НОО стартовая масса 300.. Та же КОРОНА с воздушным стартом на двигателях МАКСа смогла бы вывести на НОО такие же 18 т,в возвращаемом варианте 12т. Часть РН моём прожекте становится блоками станций на НОО,ЛОО Марсианской ОС ,блоками станций на поверхности планет.
Оная же ССТО,прямой полёт на Луну с возвращением. Или доставить на ЛОО 100т ПН. Или доставить на Луну небольшой заводик для производства ЖК в любой её точке

[B7BB]

Или ещё один убитый мегапроект

Эхх, такой проект убили.. интересно, чего же не хватило?? 

Фантазии журноламеров?

Вот только не о потраченных $$. И непонятно какие должности у этих журноламеров.
Хотя похоже должности занимаются ими вполне какие надо, ведь свою работу по составлению плакатиков, заявленные характеристики на котрых найдут свою публику выполняют успешно.

[Дедан]

Лебединая песня Лозино-Лозинского. Главного конструктора МТКК "Буран".

[garg]

Дедан. До экватора лететь и лететь из наших палестин. С таким грузом боюсь это дозаправки по пути нужны. Ну или организовывать весь комплекс на экваторе - да что то там наши пытаются договориться, но даже если что-то изобразят никакой стабильности в регионе. Я бы не стал там базироваться всерьез реально, а не на бумаге. Это раз
Корона - рассчитана на вертикальные нагрузки в заправленном состоянии - переделка под боковой крепеж, но при этом с сохранением вертикальной посадки - хз сколько дополнительного веса. Но боюсь весь выигрыш от воздушного старта съест гарантированно. - Это два.
Вес ПН. Это для 0 градуса. 7 тонн ПН, если вчитаться на 295 тонн стартовой.
Про 12 тонн нашел в вики - это некие "специальные схеме выведения" - видимо воздушный старт и*/или малые разгонные ускорители. И это с экватора опять таки по видимому, потому как есть приписка:11/6 тонн - с территории России.
И все это старые прикидки, свежие 2023 года сведения 315 тон стартовой и 5,5/10,6 тонн при 1 и 2-х пусковой схеме( что бы это не значило).Т.е. чем глубже проработка проекта идет, тем качество сокращается - Это все три. 
И да - воздушный старт на тяжелом транспортнике (т.е. дозвуковом и на высотах до 10-12 км с нагрузкой) - это едва ли  - 500 м/с. От потребной дельты. Движки аналоги J-2T - импульс которых заявлен 435-440с. С 42 тоннами это я ошибся, помойму это Skylon. Проект Корона выведет вместе с собой на орбиту 11,5% стартовой массы. Воздушный старт в идеале (-500м/с)даст прибавку в 1,5% - т.е. ~5 тонн на 300 стартовой. Сколько из них будет ПН с учетом необходимых переделок конструкции - одному богу известно.
Так что ваши фантазии можете отложить в сторону, они уже посчитаны основными фантазерами Короны.
Вы с "Короной"  выглядите как маскохомяк - обещаете больше чем обещал Маск, при том что у него по факту выходит меньше.
Ну и в 4-х - Корону даже по 10 тонн (последние обновления проекта), заправлять нужно 28+ полетов. В идеале. С ПН на поверхности Луны - 9 тонн. (1 тонну хотя бы на средства выгрузки оставьте). Это без учета - а не потребуется ли более крутая и тяжелая ТЗП - для возврата с 2-й космической. А так же есть попросит усиленная теплоизоляция баков (водород/кислород и полеты по 0,5-1-2 месяца).

Вы все еще хотите SSTO? А ведь я наверняка и половины проблем не обозначил

И нахрен все эти страдания? 

[Дедан]

И да - воздушный старт на тяжелом транспортнике (т.е. дозвуковом и на высотах до 10-12 км с нагрузкой) - это едва ли  - 500 м/с. От потребной дельты. Движки аналоги J-2T - импульс которых заявлен 435-440с. С 42 тоннами это я ошибся, помойму это Skylon. Проект Корона выведет вместе с собой на орбиту 11,5% стартовой массы. Воздушный старт в идеале (-500м/с)даст прибавку в 1,5% - т.е. ~5 тонн на 300 стартовой. Сколько из них будет ПН с учетом необходимых переделок конструкции - одному богу известно.
Так что ваши фантазии можете отложить в сторону, они уже посчитаны основными фантазерами Короны.

Вы плоховато выглядите.Может и есть у вас знания ,но соображаете вы плохо.
Начнём с нуля. Чем меньше скорость РН тем меньше её КПД (РАКЕТЫ!) вся энергия уходит в грохот ,струю и рассеивается а пространстве Поэтому на подьем в 10 км и разгон до звука тратится почти треть массы первой ступени.Этому помогает противодавление атмосферы ,меньшая тяга и УИ.Для водорода потери больше чем скажем для керосинок.  Потому и в ходу  у амеров ТТУ. У Союза КПД 1 ступени по моим подсчётам 3% ,у Маска 7%
С увеличением скорости и высоты полёта всё меняется Растёт КПД,увеличивается тяга,где-то на 10% ,значительно увеличивается УИ. Начальный УИ У клиновоздушного РД вряд ли будет отличаться от Амерского водородника-339 пачальнын РД-704  на Н-10 км-418 .
Ну ,атеперь попробуйте посчитать  ИТОГО! и  сравните со своими жалкими 1,5%. УДАЧИ!
Кстати ,крепление горизонтальной РН в одной точке ,это инженерный ДЕБИЛИЗМ!!.

[B7BB]

Эх фантазии, одни фантазии.

Сразу такие далеко идущие цепочки.
Нет чтобы взять и с простого и реального начать, маленькие и простые ответы для себя. Например вроде:
"У Дельта 4, полностью водородной ракеты, двухступенчатой, жалкие 3.6-3.7%, и естественно без всяких возвращений.
... НО ВОТ  у корономаксов будет 5+ в одноступенчатом варианте, ещё может и возвращаемом, потому что..."
Но не просто из чистых фантазий в этом "потому что" исходить, а из прямых сравнений с Дельта 4. Или если она по каким-то причинам не нравится-с любой другой чисто водородной ракетой, которая реально была сделана и реально выводила нагрузку. А то вдруг это только у неё такой низкий %выведения по пн среди чисто водородных.

[B7BB]

Жаль переохлаждённый водород больше чем на 7% уплотняться не хочет, а просто замерзает.

В принципе, это могло бы работать, если взять такую тончайшую фольгу как у Маска в Фалконе во второй ступени, но сделать так целиком всю ракету в 3-4 раза больше этой ступени
Если допустить что целиком всей ракете вдруг не нужна прочность больше чем только второй ступени невозвращаемой.
Если допустить что водорода уместится та же масса что и керосина в тот же объём.
Если допустить что получится сделать клиновоздушный двигатель с тягой к массе как у двигателя во второй ступени Фалкона, у которого этот показатель лучший в мире.
Если допустить что такая тончайшая фольга выдержит возвращение.

И конечно если вообще не рассматривать всё-всё почему у чисто водородных ракет, многоступенчатых, такие скромные %по пн получаются.

[Дем]

Про 12 тонн нашел в вики - это некие "специальные схеме выведения"

Это двупуск - одна корона летит с ПН, вторая с дополнительным топливом для первой.

Поэтому на подьем в 10 км и разгон до звука тратится почти треть массы первой ступени.

Так самолёт на это потратит не меньше.

[B7BB]

Так самолёт на это потратит не меньше.

Там и ракета похоже потратит не меньше. Сначала падая с самолёта, потом или этот долгий манёвр во всё ещё плотной атмосфере и долгий полёт по неоптимальной траектории в этой же плотной атмосфере, или быстрое выруливание с перегрузками, прочности на которые непонятно откуда взяться в одноступенчатой ракете.

[B7BB]

Кстати вдруг подумалось сразу одновременно и о ужасности решения применения ТТУ в ракетах, проектируемых изначально под применение с ними, а не как какая-то разовая переделка вывести буквально один раз что-то нерасчётное, и о воздушном старте-
Эксплуатирующие полностью твердотопливную ракету с воздушным стартом, не смогли сколь-нибудь значительно снизить цену запуска ниже чем у Фалкона, когда появилась конкуренция, при том что они выводят 400кг.

[Дедан]

Дем. А сообразить? 12 т с возвратом,18т специальная система выведения..По"слухам"  самолёт в три раза меньше.

В7ВВ. Сложить 1+1 не получается? А может читать разучились?  РН в МАКС-Т по расчётам  Лозино-Лозинского должна выводить 18т  ПН при взлётной массе 275 т.
Всё-таки нужно знать предмет обсуждения.

[B7BB]

должна

Мне кажется она только должна "прикольной" выглядеть и "классной" по характеристикам на плакатиках которые, плакатики, рассчитаны на какую-то совсем уж "массовую" публику.

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

[garg]

Дедан, вы таки по видимому сами крайне глупое создание не понимающее физику. Как считается импульс, дельта, КПД ракеты или чего там. Где у Маска 7%  чего от чего и куда. Я могу расписать  что аргументирую конкретно - вы можете? С сылками. Если таковых нет в сети, то по какой методе вы КПД ступени считаете? Формулы приведите, хотя бы словесно.
Вот ваши глюки личные по тому же МАКС - можно найти данные во первых начальный импульс на высоте 10 км - 390 с 3- компонента, в вакууме на 3-х компонентах 410 с. А при переключении на чисто водород-кислород импульс 460с. Откуда вы выкопали 418с ? Они вам приснились, приглючились, вы их расчитали?
 
Да и есть физика - НОО орбита - это скорость 7,8 км/с на высоте 200х200 км. Старт с самолета - 250 м/с своих  (горизонтальных или в лучшем случае  под 30 градусов к горизонту)+ 300/450 м/с - орбитального на широтах 51/0. Но есть потери на гравитацию, аэродинамику и управление. И потери на аэродинамику на высоте 10 км все еще огого предстоят, т.к. точка максимального сопротивления у ракет в среднем на высотах 30 км+/-.
Посчитайте потребную дельту на орбиту при этих условиях. ТВР начальный для короны известен максимум 1,5.
Только пожалуйста не от балды/магии/вашей крепкой убежденности. А по физике.
Есть небольшая простая подсказка - в грубом приближении можно считать что ракете с уровня моря надо 9200-9500 м/с для достижения НОО расчитанных для каждой ступени по вакуумному импульсу движков.
Расчет - по циолковскому. Но туточки надо понимать - сколько есть топлива и сколько остаточная масса каждой ступени вместе с следующими и ПН. Для 1-ступа все проще - учитывается только масса конструкции и ПН в конце вместе взятые.

Не могете в счет делюсь еще одним лайфхаком, но требующим минимального обращения с компом на ТЫ. Ставите себе Kerbal Space Programm. Накатываете мод на реальную солнечную систему и реальные двигатели и баки. И конструируете любой угодный душе аппарат - и проверяете - сколько и куда он довезет. И как.
Иногда может потребоваться мануальное исправление ТТХ двигателей и баков (если вас неустраивают не подходят имеющиеся модели) - тхт  файлы характеристик правятся в блокноте.
Вот смоделируете запишете ролик и сюда ссылочку выложите с указанием чего вы намоделировали. Тогда поверим.
Хотя боюсь все же проще выучить физику и математику вам будет.

А по факту вы так и не ответили:
Где вы взяли 12 тонн с возвратом? Тут уже написали - это тупо заправка. Т.е. не чистая разовая ПН которая внезапно жалкие  уже 5,5тонн (7 тонн отвалились уже - это не актуально).
Если вы знаете иное - ссылочку будьте любезны.
А если возразить нечего. То имеем Корона - 5,5 на НОО с земли. МАКС 5,5 тонн с самолета - многоразовые. А 18 тонн - это в расход пускать ракету. Точнее движки и баки причем баки совсем другой конструкции - такой заправкой вы много не съэкономите. Скорее наоборот.
А значит заправка короны для путешествия на луну превращается в опупею  с 50+ полетами заправщика. И внезапно для луны МНОГОРАЗОВАЯ корона превращается в ДВУХРАЗОВУЮ. Учитывая что многразовая корона дороже одноразового многоступенчатого тяжа или даже недосупертяжа, ии думаю прилично - то учитывая все сопутствующие проблемы такие как разработка сверхтяжелого самолета, самолетного оборудования подпитки ракеты - чтоб не выкипел водород пока самолет набирает высоту и летит к точке старта - этот цирк никому нахрен не будет нужен.

[garg]

Вообще, мне надоело развлекать такого жирного тролля. Придумаете что то интереснее, тоньше, тогда зовите.
Лучше чтоб провокация имела хоть что-то общее с реальностью

[Дмитрий В.]

...
 
 И потери на аэродинамику на высоте 10 км все еще огого предстоят, т.к. точка максимального сопротивления у ракет в среднем на высотах 30 км+/-.
...

У ракет, стартующих с земли, максимум скоростного напора (да, и Сх), как правило, на высоте 8...10 км. Воздушный старт таки здорово аэродинамические потери для РН снижает (раза в 2...3).

[blik]

...
 
 И потери на аэродинамику на высоте 10 км все еще огого предстоят, т.к. точка максимального сопротивления у ракет в среднем на высотах 30 км+/-.
...

У ракет, стартующих с земли, максимум скоростного напора (да, и Сх), как правило, на высоте 8...10 км. Воздушный старт таки здорово аэродинамические потери для РН снижает (раза в 2...3).

суммарные аэродинамические потери крайне незначительны <100м/с, воздушный старт это никак не спасает.
ПС есть специальные темы Корона и Крылья для короны, идите пожалуйста с этим бредом туда