Пол Аллен и Рутан

Темы про воздушный старт тут были, пришли к тем же выводам.Выгодно там,где он уже есть.Или суборбитальный полет, где самолет дает значительную часть общей энергии.Или маленький носитель вроде Пегаса, где самолет экономит на пусковой установке.

Bredonosec> эээ.. как нет???
Задней рампы нет. Все операции через носовой порт.

Bredonosec> Или речь о крутящем вокруг продольной оси, а не вокруг вертикальной?
Именно такой момент.

Кстати, информация про оба случая (ВМ-Т и Ан-22) из журнала "Наука и Жизнь", только про Ан-22 из 1966-го года публикации, а про ВМ-Т из 1990-х, кажется.

Кстати, флажок Диггера мне напомнил - израильтяне серьезно рассматривают воздушный старт Шавита над акваторией Индийского океана, для пусков на ССО. Вот кому такой метод очень в кассу.

spam_test> Задней рампы нет. Все операции через носовой порт.
да, спутал с русланом..

digger> Темы про воздушный старт тут были, пришли к тем же выводам.Выгодно там,где он уже есть.Или суборбитальный полет, где самолет дает значительную часть общей энергии.Или маленький носитель вроде Пегаса, где самолет экономит на пусковой установке.

Ну и что, что были тут. Маск с Рутаном их не читали или явно имеют какие-то свои соображения, иные чем ваши выводы.

Вспомнить былые обсуждения можно только чтобы убедиться, насколько далеки некоторые здешние авторы от понимания. Но это слабовато.

Рутан - извращенец по определению, он делает как элегантнее,а не как дешевле.Помнится, выводы были такие.Плюсов - несколько процентов энергии от таковой,нужной для вывода на орбиту,высотные сопла ,отсутствие наземной пусковой установки, разгон с крыльями ; на картинке я не вижу крыльев у ракеты Рутана,а у Пегаса они есть.Минусов - нагрузки на ракету не в том направлении : вертикально стартующая - проще, стоимость самого носителя.Оба минуса - размерный фактор,минусы перевешивают для большой ракеты.
Израильская идея - за счет того,что с наземного космодрома приходится пускать против вращения Земли,a с воздушного пуска - можно и по,так как над Индийским Океаном.

Крылья есть, но расположены они почему-то далеко позади начального ЦМ (который находится под тем местом, за которое ракета подвешена перед пуском). Относительная площадь и стреловидность меньше, чем у Пегаса. На картинках они видны в основном после отделения.

digger> Израильская идея - за счет того,что с наземного космодрома приходится пускать против вращения Земли,
я не совсем уловил - кому надо против вращения запускать? У кого такие траблы ?

Bredonosec> я не совсем уловил - кому надо против вращения запускать? У кого такие траблы ?

Израиль производит пуски по азимуту 270 для того, чтобы не было облета территории соседних государств. Отработавшие ступени Шавита в таком случае падают в Средиземное море.

Между прочим, даже такие бессовестные страны как Иран стараются не пересекать чужую территорию, чем объясняется странная траектория их пусков: мимо кончика Аравийского полуострова и по азумуту 150. Хотя казалось бы, почему бы и не пальнуть через Афганистан - кто будет жаловаться, Карзай?

Кстати, я могу быть не в курсе, но как я слышал, пуски Шавита с воздуха нужны в основном не для того, чтобы улучшить его энергетику. Там может статься, что размер ПН вообще упадет ввиду ограниченной стартовой массы. Главной причиной является желание пускать на наклонение 98 градусов, что требует кажется азумута 182 (хотя тут я могу сильно ошибаться). Вращение Земли для таких пусков скорее помеха. Это т.н. ССО - Солнечно-синхронная орбита - необходимая, чтобы получить оптимальное освещние при пролете спутника ДЗЗ.

zaitcev> Израиль производит пуски по азимуту 270 для того, чтобы не было облета территории соседних государств.
дошло.. Не думал, что обязательно со своей пускать..

zaitcev> Между прочим, даже такие бессовестные страны как Иран стараются не пересекать чужую территорию
Ну, я б не назвал их бессовестными -вполне на уровне той же турции.. В чем-то даже лучше.. (нет закона о запрете напоминания армянского холокоста, нет текущих конфликтов с соседями за территорию, т.д.)

zaitcev> Главной причиной является желание пускать на наклонение 98 градусов, что требует кажется азумута 182 (хотя тут я могу сильно ошибаться). Вращение Земли для таких пусков скорее помеха. Это т.н. ССО - Солнечно-синхронная орбита - необходимая, чтобы получить оптимальное освещние при пролете спутника ДЗЗ.
хм.. а какой период обращения? Если это высотный с периодом обращения в сутки, то наклонение околонулевое (или по широте интересующих районов), если низкоорбитальный, то наклонение, имхо, или порядка 90 (чтоб не менять орбиту в зависимости от времен года), или где-то 70 градусов. (широта полярного круга плюс 3 градуса), если менять наклонение орбиты в зависимости от времен года.

digger> Темы про воздушный старт тут были, пришли к тем же выводам. Выгодно там,где он уже есть.
Признаться не понял, где и у кого есть УЖЕ воздушный старт?

Вообще, судя по описанию, реализация МАКС (многоразовая авиа-космическая система) имела вполне привлекательные ТТХ:
Взлетная масса - 620 т, вторая ступень с топливным баком - 275 т, орбитальный самолет - 27 т. Экипаж - 2 человека, полезная нагрузка - до 8 т. По утверждению разработчиков (НПО Молния). МАКС - наиболее близкая к реализации проект многоразового корабля.

Причём проблема старта именно "со спины" носителя вроде-как решалась!

Aurum> Признаться не понял, где и у кого есть УЖЕ воздушный старт?

У США. Pegasus

digger> Рутан - извращенец по определению, он делает как элегантнее,а не как дешевле.

Он делает дёшево. Всегда придерживался именно дешевизны. Его занимает новое.

digger> Помнится, выводы были такие.

Так выводы-то ламерские.

digger> Плюсов - несколько процентов энергии от таковой,нужной для вывода на орбиту,высотные сопла ,отсутствие наземной пусковой установки, разгон с крыльями ;

Уже тут упоминал, что несколько процентов в начале не равны нескольким процентам в конце. Хотя бы уравнение Бреге вспомните: логарифмический рост. А тут ещё среда полёта меняется.

То есть, проценты от нелинейной величины вычисляют студенты троечники. Хотя, конечно, именно их большинство, они не склонны помалкивать.

digger> на картинке я не вижу крыльев у ракеты Рутана,

Ракета Маска, советую увидеть. Напрягитесь.

digger> а у Пегаса они есть.Минусов - нагрузки на ракету не в том направлении : вертикально стартующая - проще, стоимость самого носителя.Оба минуса - размерный фактор,минусы перевешивают для большой ракеты.

А ракета не большая, вот дела.

digger> Израильская идея - за счет того,что с наземного космодрома приходится пускать против вращения Земли,a с воздушного пуска - можно и по,так как над Индийским Океаном.

Осложнения Израиля лишь наглядность для обывателей, которые никак в толк не возьмут, что космодром, места отчуждения и, возможно, сопровождающего спасения — серьёзные расходы, которые растут с ростом потребностей в выводе.

Д.В.> У США. Pegasus

С оговорками о суборбитальности: Space Ship Рутана.

Д.Ж.> Осложнения Израиля лишь наглядность для обывателей, которые никак в толк не возьмут, что космодром

Папелац летает прямо с автострады, а обслуживание осуществляется в надувном сарае?

>места отчуждения

Какая разница месту падает на него 10 ступеней в год или 50?

>Уже тут упоминал, что несколько процентов в начале не равны нескольким процентам в конце.

Вылизывают именно конец. Водород там закачивают и т.д. Бо конец до полной скорости разгонять, а начало только частично.

Д.Ж.> С оговорками о суборбитальности: Space Ship Рутана.

Тогда + противоспутниковые ракеты воздушного базирования,которых несколько штук,в частности ASAT.

>несколько процентов в начале не равны нескольким процентам в конце

Ну 10%, не больше.Самолет - ступень, поднимающая на 10 км при скорости звука.

101>> Это рекламные щиты.
Д.Ж.> Есть разница. Falcon 9 летает, а в возможностях Scaled Composites никаких сомнений. Это не те щиты, к которым вы привыкли.
Д.Ж.> Иное дело, что затея подвисает из-за возможной нецелесообразности.

Вот оно как оказывается - вот оказывается сколько я меж строк написал, что такой развернутый ответ дан.

Д.Ж.> О проекте известно немного. Но известно, что ракета — Falcon 9, а двигатели Merlin. Потому, в крайнем случае, речь может идти о других сопловых насадках, то есть, о копейках.

Не в насадке дело, а в разном УИ => разном расходе топлива => разном объёме баков => разной массе и т.д.

Bredonosec> хм.. а какой период обращения? Если это высотный с периодом обращения в сутки, то наклонение околонулевое если менять наклонение орбиты в зависимости от времен года.
Наклонение орбиты к экватору и азимут пуска никаким образом не связаны ни с её высотой ни периодом обращения. ССО - это такая орбита суточная прецессия которой равна 360/365 градусов. Т.е. Плоскость орбиты поворачивается вокруг земной оси на этот угол и остается под одни и тем же углом в направлении на Солнце круглый год. Происходит это из-за экваториального вздутия Земли.
Для круговой орбиты высотой 300км это получается при наклонении 97 градусов, для 1000км - 99 градусов, для 3000км - 113градусов. Для периода обращения в одни сутки - вообще не получается. При этом наклонение орбиты к экватору не изменяется.

digger> Плюсов - несколько процентов энергии от таковой,нужной для вывода на орбиту,высотные сопла ,отсутствие наземной пусковой установки, разгон с крыльями ; на картинке я не вижу крыльев у ракеты Рутана,а у Пегаса они есть.

Проценты энергии вообще пренебрежимы. В принципе того же можно добиться изменением конструкции сопла или заменой топлива (скажем, с обычного керосина на какой-нибудь специальный).
Основные профиты для низкоскоростного воздушного старта - это высотное сопло с самого начала работы ЖРД, возможность избавиться от полей падения и любое наклонение пуска.
И все профиты даже в сумме не так чтоб особо жирные.

А разгон с крыльями для ракеты с ЖРД - это не профит, а чистое вредительство.

au> Ещё раз: в данном случае запуск происходит при взлёте самолёта, а не при отрыве ракеты. Ракета — вторая и т.д. ступень. Если взлетели и ракета не полетела, значит запуск частично потерян — зажмурьтесь, будет большой бум сброшенной ракеты и потом страховка. Частично — первая ступень не потеряна.

Самолёт в такой схеме не столько первая ступень, сколько стартовое сооружение.
Ракета от РН аналогичных целевых параметров, только стартующей с земли - отличается несильно, особенно по цене. Так что если что - потерян не частично, а вполне себе полностью. На каких условиях страховать будут при таких добавочных рисках - тоже интересный вопрос. Как бы это не съёло всю выгоду от "воздушности" старта (не утверждаю, но ИМХО не исключено).

И если уж рассматривать риск протупить пуск и необходимость сбросить ракету - то ИМХО стоило бы предусмотреть возможность хотя бы голову с собственно ПН не сбрасывать, а аккуратно вернуть не полосу - как самое дорогое со всех точек зрения.

TEvg>> Крыло прямое, я так понимаю, для того, чтобы забираться на максимальную высоту. Какая начальная скорость 600 или 900 км/ч - оно ракете без разницы. А вот с какой высоты запускаться - очень важно.

Далеко не так уж важно. При малых скоростях.

Aurum> Я так понимаю, что основной вопрос с РН с самолётной 1-й ступенью - это на какую высоту сможет закинуть ракету этот самолёт. ПМСМ обычные 10-11 км - явно мало, нужно что-то от 20 км а лучше 25 км.

Нахрен это не надо при таких скоростях - поднимать до 25-30 км. Совершенно никакой выгоды.
Соплу уже всё равно, разница в потерях на сопротивление воздуха тоже ничтожна.

TEvg> Ни на сколько. Способность крыла нести груз определяется тем, как часто оно на молекулы воздуха наезжает. На 30 км не летает ни один самолет даже специальный рекордный без груза - только может выскакивать туда по баллистике.

Может и залететь (хотя не типичный современный, а нормальный гиперзвуковой), только в контексте запуска с низкоскоростного (а НЕ гиперзвукового) самолёта-носителя это совершенно бессмысленно.

TEvg> Следовательно кинетическая энергия
TEvg> потенциальная энергия
TEvg> Как видим 1-я ступень сообщает главным образом кинетическую энергию - на неё приходится 77,5%. На долю потенциальной энергии - 22,5% ...
TEvg> Все танцы с бубнами - ради очень небольшого энерговклада.

Ценность таких расчётов довольно мала уже потому, что она совершенно не учитывает КПД передачи энергии от топлива ракете. КПД же этот для реактивных двигателей зависит от скорости полёта даже при постоянном УИ (подчёркиваю, это не КПД двигателя в термодинамическом понимании, а именно коэффициент передачи энергии самому ЛА), а у ракеты еще и УИ по траектории сильно меняется, в нижних-то слоях.

Но смысла действительно мало.

Д.Ж.> Уже тут упоминал, что несколько процентов в начале не равны нескольким процентам в конце. Хотя бы уравнение Бреге вспомните: логарифмический рост. А тут ещё среда полёта меняется.

Во-первых, не уравнение, а формула. "Есть разница".
Во-вторых, единицы процентов в любом раскладе не дадут выигрыша даже на полпорядка. Даже на 10% вытянуть невозможно.

Д.Ж.> То есть, проценты от нелинейной величины вычисляют студенты троечники.

...студенты-хорошисты уже слышали про ряд Тейлора, и понимают, что от первых единиц процентов приращения переменной и функция в подавляющем большинстве случаев увеличится на единицы процентов.

Fakir> Самолёт в такой схеме не столько первая ступень, сколько стартовое сооружение.
а наземный пуск не дешевле выйдет? Его можно из кондовых железок строить, а не плести из алюминиевых профилей и пластиковых пленок.