Могла ли взлететь Спираль?

Макс-М - проект по сложности сравнимый с Х-33. Потому как ХС и относительная ПН сравнимы. Я, повторюсь, не вижу НИКАКОГО смысла в экономии на разгонной ступени. Это же бред - использовать в качестве разгонщика тяжелый транспортный самолет, не приспособленный специально для работы в качестве летающего космодрома, и к тому же еще дозвуковой.

Повторюсь еще раз - ВС РЕАЛЕН. Но это должен быть старт на большой высоте с максимальной скоростью, которую топливно-эффективный носитель может обеспечить без специальных средств защиты, типа ТЗП. И, конечно, горячее разделение и гиперзвук. Первое - чтобы не терять ХС, второе - чтобы сделать как можно ниже массовое совершенство там, где оно действительно критично.

И при этом очень желательно, чтобы вторая ступень была ПОЛНОСТЬЮ многоразовой, причем за минимальные деньги. Ну, в том смысле, что если ПН будет меньше в два раза, а межполетное обслуживание при этом дешевле в 4 - то все ок . Собственно, это ко всей концепции относится . Я только поэтому к синер-скремджетной вариации отношусь с некоторым сомнением - 12М - это нужна специальная защита, водород.... если при использовании керосина и разгонщика на 4М будет ПН в два раза меньше... не будут ли расходы при этом меньше в 4 раза?

1. Я тоже Гарантию, как известно, дает только страховой полис.

2. Но разделение на M ~ 4 гарантирует явный провал проекта, по крайней мере, с экономической точки зрения. По полезной нагрузе разница будет не в два, а в несколько раз. См. рис. 5 из SYNERJETICS GROUP Проведен анализ эффективности основных типов многоразовых аэрокосмических носителей. Показано, что двухступенчатые аэрокосмические носители с воздушно-реактивными двигателями (аэрокосмические самолеты) обеспечивают наибольшие эффективност При этом отмечу, что данные по сверхзвуковым носителям с рис. 5 были очень оптимистичны.

3. Самолет на M ~ 4 - ни то, ни се. Он еще не гиперзвуковой, но уже и не полностью сверхзвуковой. Нормальные ТРД уже не годятся, а разрабатывать новые двигатели, чтобы увеличить скорость процентов на 20 % как-то не с руки. После M ~ 3 аэродинамический нагрев все равно уже будет определять конструкцию самолета... Так что все профессионалы, насколько я помню, выбирали либо режим полета до M ~ 3, либо уже сразу 6 - 7, либо 12 - 12.5 Некоторые - 18 - 25 (!).

Интересна судьба «Бор-1», «Бор-2», «Бор-3» ведь тоже по «Спирали» работали? :huh:

Streamflow, 22.11.2003 18:38:50:

 ...

2. Но разделение на M ~ 4 гарантирует явный провал проекта, по крайней мере, с экономической точки зрения. По полезной нагрузе разница будет не в два, а в несколько раз. См. рис. 5 из http://synerjetics.ru/article/art1997.htm При этом отмечу, что данные по сверхзвуковым носителям с рис. 5 были очень оптимистичны.

3. Самолет на M ~ 4 - ни то, ни се. Он еще не гиперзвуковой, но уже и не полностью сверхзвуковой. Нормальные ТРД уже не годятся, а разрабатывать новые двигатели, чтобы увеличить скорость процентов на 20 % как-то не с руки. После M ~ 3 аэродинамический нагрев все равно уже будет определять конструкцию самолета... Так что все профессионалы, насколько я помню, выбирали либо режим полета до M ~ 3, либо уже сразу 6 - 7, либо 12 - 12.5 Некоторые - 18 - 25 (!).

 

 ...

 2. Это почему "гарантирует явный провал" - мы, грубо говоря, заменяем Протон. Стартовая масса 700 т, ПН - 20 тонн. Только первая ступень летает тысчи раз.

 3. ТРДП на керосине до 4М годится. Ограничение скорости, например, SR-71 было вызвано не тем, что "двигатель не тянул".
 "После M ~ 3 аэродинамический нагрев все равно уже будет определять конструкцию самолета" - Х-15 достигал этих скоростей без теплозащиты, точнее - без массивной специализированной теплозащиты. И разгонщику не надо лететь на скорости 4М долго.

hcube, 22.11.2003 18:02:21:

Макс-М - проект по сложности сравнимый с Х-33. Потому как ХС и относительная ПН сравнимы. Я, повторюсь, не вижу НИКАКОГО смысла в экономии на разгонной ступени. Это же бред - использовать в качестве разгонщика тяжелый транспортный самолет, не приспособленный специально для работы в качестве летающего космодрома, и к тому же еще дозвуковой.

Повторюсь еще раз - ВС РЕАЛЕН. Но это должен быть старт на большой высоте с максимальной скоростью, которую топливно-эффективный носитель может обеспечить без специальных средств защиты, типа ТЗП. И, конечно, горячее разделение и гиперзвук. Первое - чтобы не терять ХС, второе - чтобы сделать как можно ниже массовое совершенство там, где оно действительно критично.

И при этом очень желательно, чтобы вторая ступень была ПОЛНОСТЬЮ многоразовой, причем за минимальные деньги. Ну, в том смысле, что если ПН будет меньше в два раза, а межполетное обслуживание при этом дешевле в 4 - то все ок . Собственно, это ко всей концепции относится . Я только поэтому к синер-скремджетной вариации отношусь с некоторым сомнением - 12М - это нужна специальная защита, водород.... если при использовании керосина и разгонщика на 4М будет ПН в два раза меньше... не будут ли расходы при этом меньше в 4 раза?

 

 1. Сколько будет стоить эксплуатация дозвукового самолёта в пересчёте на один рейс?

 2. Как вы осуществите горячее разделение с гарантией того, что не спалите первую ступень?

 3. "И при этом очень желательно, чтобы вторая ступень была ПОЛНОСТЬЮ многоразовой, причем за минимальные деньги." - Каким это образом? (Да ещё за минимальные деньги).

2. Еще раз только могу повторить, см. SYNERJETICS GROUP Проведен анализ эффективности основных типов многоразовых аэрокосмических носителей. Показано, что двухступенчатые аэрокосмические носители с воздушно-реактивными двигателями (аэрокосмические самолеты) обеспечивают наибольшие эффективност - эта статья обобщает результаты практически всех серьзных разработок конца XX в.

3. ТРДП - это совсем не ТРД, а гораздо более более сложная и громоздкая конструкция. Кроме того, он может работать до гораздо бОльшего числа Маха, чем 4. А у SR-71 - не ТРДП, а просто, насколько я помню, "ТРД с перепуском"

4. Все-таки конструкция Х-15 сильно отличалась от конструкции, скажем Конкорда, хотя бы по используемым материалам. И Х-15 совершил считаное количество полетов на экземпляр.

1. В плане экономической оценки я с вами не согласен, Streamflow. Реальнее было бы рассмотреть схему: "Мы берём завод такой-то и такой-то и сколько они денег запросят?".
А формула Ренд Корпорейшн... Что будет если они завтра выдадут Другую формулу?

2. Да, но вот этот "ТРД с перепуском" вроде как мог работать до 4М.

3. Ну да, но что бы ему не летать, если бы его не закрыли? Правда зачем летать?

страник, 22.11.2003 17:06:59:

 Бродяга ты прав «Бор-4» не похож на «Буран» он делался для отработки теплозащиты и некоторых технических решений «Спирали» в упрощенном варианте. Что не хочет призновать Старый.

 

 Дерёвня! Прочитайте сначала моё сообщение с начала прошлой страницы:
 "Бор-4 здесь оказался только потому, что когда потребовалось проверить теплозащиту Бурана, то вспомнили о давних проработках по Спирали. Их и использовали. "
 а потом уже юродствуйте. Подчёркиваю: я сказал: "использовали давние проработки по Спирали". Вы этого не заметили? Или както поняли что я не хочу этого признавать?

 Объясняю если не дошло: в исследованиях по орбитальному самолёту была определена аэродинамически устойчивая форма для суборбитально/гиперзвуковых скоростей. По этой форме и сделали самолёт-аналог для дозвуковых испытаеий.
 Когда потребовалось проверить теплозащиту Бурана, то эти исследования были использованы, потому Бору-4 и придали такую форму. Аппарат не имел ни компьютера, ни скорее всего вообще ничего, пришлось придать такую форму.
 Никаких технический решений Спирали там использовано не было, и вобще она к Бурану ни какого отношения, ни здесь ни где либо. (А речь щла ою этом). Более того, в этом вопросе Спираль является АНТИПОДОМ Бурана, совершенно разные аэродинамические принципы, на Спирали аэродинамичнски устойчивая схема, на Буране неустойчивая, с искуственным обеспечением устойчивости и управляемости с помощью управления, которое могут обеспечить только компьютеры.

 Старый, так на Что похож Бор-4?

Старый.
Кто из нас деревня. Если ты невидеш различия по теплозациче «Бор-4» и «Бор-5» то извени тут матушка природа виновата. И чем отлечался по начинки «Бор-4» от «Бор-5», который был уменьшеной кониее «Бурана».

hcube
Странно, значет дозвуковой B-52 с «Пегасом» что-то летающее по законам магии. Если пропарционально сравнивать, то МАКС вполне полетит. Да и тяга у МАКСа больше.

Совершенно согласен, что скорасть и высота разделения определяет эффективность системы.
 Конечно, легче разогнать 10 т. «Спирали» до гиперзвука, чем 27 т. МАКСа, но счас нет систем спасобных на такой подвиг.
Единствинная сверхзвукавая система близкая по релизации Ту-160 с «Бурлаком» 2 т. на орбите.
Что сделать чтоб это стали 10 т. ???
Ту-160 слабоват, нужно что-то новое с новыми двигателями. Для «спирали» планировалось использовать ТРД на жидком водороде.

 Да, Нечто Новое - с взлётной массой 700-750 тонн, и двигателями тягой тонн 50-100.

Да просто проложу плитку гидроизоляционным материалом . А потом буду сушить посредством газовой горелки . Это например ). Усиленный корпус с бОльшим запасом прочности чем у шаттла. Резервирование... да мало ли на что можно лишние 50% веса потратить... .

Относительно гиперзвуковых двигателей - мое такое IMHO, что без качественных переделок, скорость в 4М для ТРДФ - это предел. Дальше начинают плавиться лопатки компрессора. На керосине можно дойти где-то до 6М, если использовать ПВРД. Больше - только на водороде, но после 12-14М он ТОЖЕ становится неэффективен.

Итого у нас есть три дельтаВ - 7, 5.5 и 4 км/с. Это для водородного двигателя с УИ 4.7 км/с (реально, поскольку высота старта двигателя - порядка 20-30км, давление там на порядок ниже чем на уровне моря) будет соответвовать относительной массе конструкции в 0,22, 0.31 и 0.42 от стартового веса второй ступени. То есть если у нас вторая ступень имеет массовое совершенство в 0.15, то на ПН остается 7, 16 и 27 процентов от стартовой массы второй ступени. Далее, поскольку стартовая масса разгонщика тоже будет плавать, можно считать, что относительная ПН системы к общему весу будет примерно 2.5-3, 5-7 и 8-10 % от стартового веса.

По деньгам... хмм... вот это хороший вопрос.

У нас есть затраты на обслуживание водородной ступени. Можно в принципе их считать пропорциональными весу ступени. То есть для самого быстрого разгонщика затраты на вторую ступень будут соответвенно меньше. А для самого медленного - больше.

Затраты на разгонщик... хммм... ну, в самом консервативном варианте они очень малы. Принципиально такой разгонщик не отличается от хорошенько форсированного Ту-160. На который денег надо хоть и много, но все-таки не столько, сколько на шаттл - все используемые технологии - обладают большим запасом прочности, и, в принципе, свой регламентный ресурс машина может отлетать вообще без ТО - для ТРД ресурс в 500 часов нормален даже при форсированной работе.

Второй вариант - с 6М - понадобятся жаростойкие сплавы и проверка ТРД на дефекты. Возможно, нанесение эндотермического и-или жаропрочного покрытия.

Ну, и в третьем... тут даже затрудняюсь сказать. Ясно, что нужно будет мощное ТЗП, сравнимое с ТЗП шаттла, проверка и захолаживание баков перед запуском, и т.д, и т.д. Но при этом надо иметь в виду, что вес (а значит и сложность работ по обслуживанию) второй ступени при этом будет в 3-4 раза меньше, чем в консервативном варианте, а ее в любом случае заправлять придется .

Поток, а Поток? Может, это изобразить наглядно? ) Кривая 'затраты на рекетную ступень', кривая 'затраты на атмосферную ступень', суммарная кривая... я так понимаю, что у кривой для атмосферной ступени будет несколько ступенек, связанных с введением для достижения заданной скорости последовательно форсажной камеры, ТЗП, ГПВРД и водорода.

Да, для сравнения - МАКСу нужна относительная масса примерно в 0.18. При этом на ПН остается примерно 3-4%. Это от веса ракетной ступени ).

P.S. Поток, вы не учли технологичность носителя, IMHO. У СОюза ЗНАЧИТЕЛЬНО проще конструкция, чем у Протона, это и обеспечивает более низкую себестоимость. Плюс еще серийность больше, а объем производственных помещений меньше. Так что думаю, 2.4 килобакса/кг это завышенная оценка, реально там если не 500, то как максимум 1000.

Но, конечно, если мы хотим $10/кг, как у Боинга на трансатлинтическом рейсе, то многоразовый АКС - это единственный вариант.

 Странник
Спасибо чьл просветили про разную теплозащиту. Если б не вы, то кто же?

>Про плитки «Бурана» я надеюсь обеснять не надо. «Бор-5» должен был проверить ее в работе.

 Вы Бор-5 -то видели? Где там плитки? Бор-5 испытывал аэродинамику Бурана. Какраз потому, что она принципиально отличалась от "спиральной", пришлось делать ещё один аппарат.

>А использовать «Бор» решили не вдруг, а зарание знали и планировали при разработке проекта.

 А кто сказал что "вдруг"? Если у обоих систем был один и тот же конструктор, то можно предположить, что он знал о прежних исследованиях...

>На счет финансов, все вроде понятно только есть загвоздка. На дваре была Луная гонка, каторая съела все бюджеты на резервные проекты по данному направлению.

 Что вы собственно хотите этим сказать? Вы хотите оспорить названный мной источник финансирования и назвать другой?

>На МАКСе не РД-702 там есть РД-701 или НК-45 и нестоит их выкидовать, лутше к «Спирали» добавить.

 О разнице РД-701 и 702 думаю спорить не стОит. А вот о том, что на МАКСе НК-45 я ничего не слышал. (Извиняюсь за невежество) Не просветите?

>Посматрите данные по «Сперали»
Взлетный вес 10300
Пустой 4630
Плезного груза 4908
Максимальная вывдимая нагрузка Н=200 км 1300
Нет некаких 5 т на орбите, только 4908 полезного груза, большая частькоторого уже задействована.

 Вижу, вижу. Но что тогда такое "Полезный груз"? И на что он задействован?
Ну а если это чудо выводит только 1300кг, то возникнет вопрос: а нахрена оно нужно? Две водородные одноразовые ступени общим весом 50 тонн, чтоб заменить жалкий Космос-3М весом 100 тонн?

>Посчетайте вес наресуйте это на проекции и поделитесь результатом.

 Результат: если б Спираль была технически возможной, то она бы оказалась экономически нецелесообразной.

>Две ступени у «Спирали»???? Не смешите народ у «Спирали» больше ступений, чем у МАКСа. Не поленитесь, посмотрите схему разделения «Спирали».

 Вы наверно чтото не поняли. Это я про МАКС сказал "заменили две ступени на одну". Вместо двух ракетных ступеней Спирали, на МАКСе сделали только одну. Да ещё и с примесью керосина.

Бродяга, 22.11.2003 17:15:10:

Ну как сказать - они налетали 11000 часов на гиперзвуке. Все вместе, правда.
 А разгонщику не надо летать на гиперзвуке часами - десяток минут.

 

 Более важен скорее всётаки не общий налёт, а количество циклов.

Димитър, 22.11.2003 17:53:24:

1. У Спирали 3 ступени:
- самолет-носитель
- разгонный блок
- КС

 

 У Спирали три СТУПЕНИ:
1. Самолёт
2. 1-я ракетная ступень
3. 2-я ракетная ступень
 ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ у неё разгонный блок.
 А орбитальный самолёт в разгоне не участвует, он не имеет ни двигателей ни топлива для этого.

 hcube

 Гм. Вот такое рассуждение - ракета с точки зрения массы состоит из -
 1. двигателя;
 2. здоровенных топливных баков;
 3. прибамбасов разных вроде системы управления и т. п.

 Многоразовые двигатели есть практически, прибамбасы тоже можно "надёжно упаковать".
 Но вот Здоровенные Криогенные Баки???
 Единственный вариант - выкидывать их (пока) после каждого полёта, а несущую конструкцию как-то отделить от них.

Бродяга, 22.11.2003 20:37:24:

Старый, так на Что похож Бор-4?

 

 На Спираль, на Спираль.
Разве это непонятно?

страник, 22.11.2003 20:49:14:

Старый.
Кто из нас деревня. Если ты невидеш различия по теплозациче «Бор-4» и «Бор-5» то извени тут матушка природа виновата. И чем отлечался по начинки «Бор-4» от «Бор-5», который был уменьшеной кониее «Бурана».

 

 Чем отличаются начинки - не знаю.
Из того что было видно на выставке совершенно ясно что теплозащита Бора-4 и Бора-5 совершенно разная.
 У Бора-4 бурановский углеродный носовой кок и "брюшные плитки". У Бора-5 какойто текстолит.

hcube, 21.11.2003 20:42:34:

Наоборот - часть керосина на водород меняем. У МАКСа гибридный двигатель, а у Спирали - керосинка. Правда, у орбитальной ступени там AFAIK был двухступенчатый бустер (а считая самолет - трехступенчатый)

 

 Нихрена. В окончательном варианте (с 10-ю тоннами на ЛЕО) у Спирали везде чистый водород. И на разгонщике и на обеих ступенях бустера.
 А у МАКСА и на самолёте чистый керосин и на бустере изрядная доля (не знаю сколько, Молния скрывает )

страник, 22.11.2003 20:49:14:

hcube
Странно, значет дозвуковой B-52 с «Пегасом» что-то летающее по законам магии. Если пропарционально сравнивать, то МАКС вполне полетит. Да и тяга у МАКСа больше.

 

 Не понял? А что, при взлёте В-52 с Пегасом, Пегас составляет половину общего взлётного веса? То бишь весит столько же сколько сам В-52 вместе с топливом?

Бродяга, 22.11.2003 21:02:19:

 Но вот Здоровенные Криогенные Баки???
 Единственный вариант - выкидывать их (пока) после каждого полёта, а несущую конструкцию как-то отделить от них.

 

 Если баки сделать в форме "флайинг-боди" - несущего корпуса, то они смогут худо-бедно держать себя в полёте, особенно имея высокую начальную скорость. То есть сами сесть смогут. Пустые, естественно.
 Возможный лишний вес будет сравним с весом, необходимым для отделения и спасения двигателей и системы управления.

Вообще-то, Пегас - двухступенчатый. Выигрыш за счет старта с Боинга - только в оперативности пуска и возможности выбора наклонения. Ну, еще процентов 20 ПН экономится по сравнению с наземным пуском. И... удельная стоимость там запредельная. И даже если бы Боинг сбрасывал ракету на 50 тонн веса, типа минитмена - все равно стоимость была бы запредельная. А мы считаем, какой носитель позволит наоборот стоимость уменьшить до елико возможно меньшей величины. Как ориентир - $100/кг, то есть примерно 20 КИЛОбаксов за полет на орбиту пассажира средней упитанности. Против 20 МЕГАбаксов сейчас.

Да, и я полагаю оценки ТЕХНИЧЕСКОЙ эффективности носителей разного типа, сделанные Потоком, вполне квалифицированными. Но нам-то интересна СТОИМОСТЬ вывода, сиречь прямые трудозатраты на вывод одного кг .

Streamflow, 22.11.2003 18:38:50:

3. Самолет на M ~ 4 - ни то, ни се. Он еще не гиперзвуковой, но уже и не полностью сверхзвуковой. Нормальные ТРД уже не годятся, а разрабатывать новые двигатели, чтобы увеличить скорость процентов на 20 % как-то не с руки. После M ~ 3 аэродинамический нагрев все равно уже будет определять конструкцию самолета... Так что все профессионалы, насколько я помню, выбирали либо режим полета до M ~ 3, либо уже сразу 6 - 7, либо 12 - 12.5 Некоторые - 18 - 25 (!).

 

 Исключительно верная мысль! Применительно к нашему барану (Спирали) она означает, что промежуточный (керосиновый) вариант это вобще диверсия. Тратим колоссальные силы и средства и получаем в итоге на орбите только "голый" орбитальный самолёт, без килограмма полезной нагрузки.
 А потом всё с начала, совершенно новый шестимаховый самолёт на водороде, совершенно новую ракету на водороде. И прежние наработки никаким боком нельзя в этом использовать. То есть все работы по керосиновому варианту изначально бессмысленны.

Нет. На 4М после незначительной доработки могли бы летать (с ограниченным ресурсом, ессно) Миг-25 и Миг-31. Это вполне достижимая сокрость. В конце концов, от 3.5М до 4М не так далеко, а SR-71 на 3.5 летала. То есть разгонщик на 4М с достаточно большим ресурсом вполне реален. Но, конечно, 4М - автоматически означают водород на ракетной ступени, иначе никак.

Правда это если ракетная ступень МНОГОРАЗОВАЯ. Если одноразовая - то в три ступени - разгонщик-первая ступень-вторая ступень вполне реален выход на орбиту. Разбивка по ХС - примерно 1.3-3-4 км/с. Но это означает полную невозможность для создания полностью многоразовой конструкции - делать бутерброд вроде Локхидовского - это очень неизящно.

Кстати, Старый - обращаю внимание - у Союза первая ступень, эквивалентная 4М - разгонщику - это 60% конструкции и 50% веса ракеты. То есть стоимость ракетной ступени даже если ей выводить то же самое, падает втрое. А выводимый вес при прочих равных - требует не 350, а 150-тонной ракеты. Но, конечно, еще нужен разгонщик. Зато не нужен стартовый комплекс.

hcube, 22.11.2003 21:32:02:

Кстати, Старый - обращаю внимание - у Союза первая ступень, эквивалентная 4М - разгонщику - это 60% конструкции и 50% веса ракеты. То есть стоимость ракетной ступени даже если ей выводить то же самое, падает втрое. А выводимый вес при прочих равных - требует не 350, а 150-тонной ракеты. Но, конечно, еще нужен разгонщик. Зато не нужен стартовый комплекс.

 

 Этот вопрос возникает постоянно. Что лучше: увеличить вес ракеты вдвое или морочиться с четырёхмаховым самолётом?
  И насчёт стартового комплекса оказывается, что для самолёта нужно всё тоже: и водородная заправочная база, и МИК для РН и ПН, и устройство для вывоза ракеты и водружения её на самолёт. Экономится только газоотводный лоток, но он состапвляет отнюдь не основную часть стоимости...