[image]

Одноразовые vs многоразовые

Теги:космос
 
1 12 13 14 15 16 73

hcube

старожил
★★
Офигеть какая коммерция. Старт за 150 мегабаксов продаем за 30. Согласись, что в этом случае НАСА могло бы и бесплатно пускать - разница процентов на 20 всего ;-).
   
+
-
edit
 

Wyvern-2

координатор
★★★★★
hcube> Офигеть какая коммерция. Старт за 150 мегабаксов продаем за 30. Согласись, что в этом случае НАСА могло бы и бесплатно пускать - разница процентов на 20 всего ;-).

Международный рынок и космические цены

Разработка и испытание систем "Спейс Шаттл" с 1972 по 1983 г. обошлась в 17,8 млрд. долл. по курсу 1982 г., - говорится в материалах, подготовленных для Конгресса США Бюджетным управлением Конгресса.
За первые три года (с 1983 по 1985 г.) эксплуатация обошлась дополнительно в 10,5 млрд. долл. по курсу 1982 г. Половина этой дополнительной стоимости была потрачена на собственно "Шаттл", а половина - на создание сооружений. Любая программа такого масштаба должна учитывать курс денег, поскольку они не могут быть потрачены единовременно.
Темп инфляции предполагался от 4 до 10% ежегодно. Для периода с 1972 по 1982 г. стоимость разработки и испытаний "Спейс Шаттла" составила от 21,3 до 28,1 млрд. долл. - максимум по курсу 1982 г.
Первоначально проектировочная частота запусков "Спейс Шаттла" составляла 60 полетов в год. К 1983 г. расчетная частота запусков была снижена до 24 полетов в год. Дальнейшие изменения: до 9 запусков в 1989 г., 11 - в 1990 и 11 - в 1991 гг. Реальное количество полетов было скорректировано еще раз.
Общая стоимость каждого полета "Шаттла", включая амортизацию капитальных затрат на оборудование, по исследованию Бюджетного управления Конгресса, в 1982 г. в среднем составляла 258 млн. долл при 12 полетах в год по расчетам. Если ввести поправку на инфляцию для пересчета по курсу 1988 г., то стоимость каждого полета "Шаттла" превысит 400 млн. долл. при частоте запусков 12 в год. Поскольку США осуществляет 10 пусков в год, то каждый из них в 1992-1993 гг. обходился более чем в 500 млн. долл.
Стоимость пуска, оговоренная правительством Соединенных Штатов, согласно регламентам НАСА составляет 110 млн. долл. по данньм 1988 г. Следовательно, система "Шаттл" субсидируется более, чем на 80% ее истинной стоимости. Эти цифры посчитаны до катастрофы "Челленджера" и не включают в себя несколько миллионов долларов по курсу 1987 г.


Ник
   
+
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Wyvern-2> Да, но рыну совершенно наплевать ПОЧЕМ СТАРТ ШАТЛЛА :F И американцы вынужденны продавать услуги Шатлла по средне рыночной :)

Угу... Особенно если вспомнить, что в области пусковых услуг рынка как такового тогда еще ваще не было :)

Wyvern-2> Кстати, позже на Шатлле коммерцию вааще запретили, если мне память не изменяет ;)

А КОГДА и ПОЧЕМУ запретили - она не говорит? ;) Молчит и ограничивается тем, что не изменяет? ;)
   

hcube

старожил
★★
Итак. По теме. Кто-то сомневается в проектантах Энергии? В первом же полете блоки А массой по 62 тонны (против 35 тонн у 1 ступени Зенита) несли ПОЛНЫЙ массовый эквивалент парашутной системы спасения. Другое дело, что там были не парашуты, а системы телеметрирования. 62 тонны из 310 - это 20%, причем развиваемое усилие было таково (масса 310 тонн, тяга 750 тонн - более чем в 2 раза), что при последовательном размещении ступеней и увеличении второй ступени тот же блок мог иметь при массе порядка 75 тонн заправку в 450 тонн.

Да - я хорошо понимаю, что масса 12 тонн - гипотетическая. Потому я и заявил при расчете массу 20 тонн - двухкратный рост сухой массы ступени ради крыльев и хвоста (с). Прикидочный расчет 'по миг-25' дал 17 тонн, как помните.

> Аэродинамическое качество конструкции не имеет отношения к нагреву. Важна аэродинамика носовой части, где происходит торможение потока. Срыв потока с хвоста не влияет на нагрев, хотя ухудшает аэродинамику.

(тяжело вздыхает) Бяка, вы отличаете баллистический спуск и планирование? Небольшая разница (тм) состоит в том, что скоростной напор там не 'какой получился', а точно равен площади крыла умноженной на Cx/Cy и деленной на массу аппарата. Т.е. условный Байкал при входе в отличии от блока А ориентируется, и входя в атмосферу гасит вертикальную компоненту скорости еще в верхних, разряженных слоях. После чего ПОСТЕПЕННО снижается и планирует на той высоте, какую позволяет текущее аэродинамическое качество. Не спорю, некий пик перегрузки и соответственно температуры есть и у него - но он ЗНАЧИТЕЛЬНО меньше чем у непланирующего аппарата. Грубо говоря, пиковая величина теплового потока в самом плохом случае равна квадрату отношения вертикальной и полной скорости. В случае АКС это особенно заметно, поскольку он обладает высочайшим сверхзвуковым качеством именно по ТЗ.

Собственно, это хорошо заметно при сопоставлении входа в атмосферу Шаттла и капсулы Союза. Отношение массы к площади у них сопоставимое - у Союза 3.5 м2 на 3 тонны, у Шаттла - 100 м2 на 75 тонн. Но нагрев отличается в разы. Именно за счет планирования. Причем у шаттла он мог бы быть ЕЩЕ меньше.
   
Это сообщение редактировалось 21.10.2007 в 23:03
+
-
edit
 

Бяка

имитатор знатока
★☆
hcube> Итак. По теме. Кто-то сомневается в проектантах Энергии? В первом же полете блоки А массой по 62 тонны (против 35 тонн у 1 ступени Зенита) несли ПОЛНЫЙ массовый эквивалент парашутной системы спасения. Другое дело, что там были не парашуты, а системы телеметрирования. 62 тонны из 310 - это 20%, причем развиваемое усилие было таково (масса 310 тонн, тяга 750 тонн - более чем в 2 раза), что при последовательном размещении ступеней и увеличении второй ступени тот же блок мог иметь при массе порядка 75 тонн заправку в 450 тонн.

Посмотрим по реалиям. Допустим, что систему спасения ускорителей довели бы до работоспособности. Что бы это дало? Чисто экономически? Сколько заливок жидким кислородом выдерживает бак? (На сколько я помню, центральный бак расчитан всего на три заливки)
И почему этим не озаботились на более ранних ракетах. В парашютной системе мало тайн.
Более того, почему не пытались спасти, хотя бы, двигатели? Их то сажать проще, чем бак.

Кроме того, есть и другие вопросы. Например, как эта система ограничивает запуски по погоде.
   

hcube

старожил
★★
ЦБ! Ха, сравнил! Он вообще-то жидким ВОДОРОДОМ заправляется - наводораживание металла и опеределяет эти 3 заправки. В ТЗ же на блоки А было четко написано - 10 повторных запусков. Для крылатого блока А - до 25 пусков (как и для Байкала).

Парашутная система - никак. Она по сути аналогична системе десантирования бронетехники. Система с планирующими ускорителями - еще более никак. Планирующий ускоритель - это обычный самолет. Посмотрите на ограничения на посадку пассажирских самолетов, а затем еще раздвиньте их, поскольку если для пассажирского самолета риск неудачной посадки 0.01% уже высокий, то для ускорителя 1% уже вполне приемлем (он всего летает 25 полетов, 1% - это менее 25% вероятности потери ускорителя при посадке за весь срок эксплуатации). Кроме того, у меня впечатление, что в случае Байкалов ограничения по погоде на пуск РН хуже чем ограничения на посадку ускорителей.
   
+
-
edit
 

Бяка

имитатор знатока
★☆
hcube> ЦБ! Ха, сравнил! Он вообще-то жидким ВОДОРОДОМ заправляется - наводораживание металла и опеределяет эти 3 заправки. В ТЗ же на блоки А было четко написано - 10 повторных запусков. Для крылатого блока А - до 25 пусков (как и для Байкала).
Наводороживание металла зависит от времени нахождения водорода, а не от количества заливок. От заливок зависит количество циклов напряжений, связанных с температурными деформациями. "Энергия", вроде, на 60см. короче становилась, от холода.

hcube> Парашутная система - никак. Она по сути аналогична системе десантирования бронетехники. Система с планирующими ускорителями - еще более никак. Планирующий ускоритель - это обычный самолет. Кроме того, у меня впечатление, что в случае Байкалов ограничения по погоде на пуск РН хуже чем ограничения на посадку ускорителей.

То, что у парашютной системы ограничений полно - понятно. Однако, даже её применение почти в 2 раза увеличило сухую массу разгонщика. В идеале, планирующая система может быть в 2 раза тяжелее, чем одноразовая, т.е. иметь вес, как парашютная, но, в реале, в 2,5-3 раза она потяжелеет.
Далее. Есть вероятность взрыва или пожара носителя на старте и активном участке. Это тоже весьма ограничивает экономическую целесообразность многоразовой системы.

Хотя, можно просчитать, как изменятся грузовые и экономические показатели той же "Энергии" при отказе от многоразовости боковушек, посчитав, что удельная стоимость многоразовой боковушки в 2 раза выше, чем одноразовой. Стоимость можно считать пропорциональной весу конструкции.
   

hcube

старожил
★★
Ну, согласно расчетам проектантов Энергии, полностью многоразовая ГК-175, должна была окупаться при темпе пусков 10 и более раз в год. При этом у этой полностью многоразовой системы ПН была порядка 40 тонн.
   
+
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Очередное обострение нашей а-базавской лихорадки: дешевая РН.
Идея данного прожекта - "туристическая РН" с перегрузками при выводе не более 4 g, с минимализацией аэродинамических и гравитационных потерь, а также удешевлением стартового обслуживания и других этапов технологического цикла.
Предлагаемая РН состоит из:
1) первой ступени. В предлагаемой РН первая ступень несет двигателя с возможностью сброса части из них - РЖД с "маловысотным" соплом и двигателя с "высотным" соплом. Все двигателя - кислород-керосиновые. Система ориентации. Система сброса и управляемого спуска "маловысотного" РЖД.
2) трех стартовых ускорителей. Состоят из кислород -керосинового "маловысотного" РЖД, силовой рамы, тонкостенных баков горючего с окислителем, системы управляемого планирования - управляемый парашут-крыло или два отклоняемых крыла - "изменяемое V" с радиокомандной системой управления.
3) вторая ступень. Кислород-водородная ступень с "космическими"-"ваккумными" двигателями, может сбрасывать половину своих двигателей. Система ориентации и приборный комплекс, управляющий всей РН.
Второй ступенью может быть также пассажирский АКС для перевозок между орбитальных станций или орбитальных космических кораблей - Земля.
В транспортной второй ступени отсек ПН помещается внизу - на силовой раме двигателей. Весь верх "транспортной" второй ступени - тонкостенный топливный бак, без силового каркаса для ПН.

Взлет такой РН происходит следующим образом:
1) Запуск стартового - "маловысотного" двигателя первой ступени и всех трех стартовых ускорителей, РН с перегрузкой в 4 g набирает высоту порядка 1000-1500 м и вертикальную скорость порядка 240-280 м/с.
2) а) отстрел стартовых ускорителей и полет сквозь плотные слои атмосферы вверх на "маловысотном" РЖД первой ступени до высоты 20-22 км, что потребует порядка 70 секунд. Ускорение при этом мало. Малая скорость полета снижает аэродинамические потери.
б) отброшенные стартовые ускорители планируют в зоны посадки под управлением стартового комплекса. При их посадке баки служат амортизаторами для РЖД и систем управления, что дает возможность использовать эти системы многократно.
3) а) сброс "маловысотного" РЖД первой ступени и разгон на всех "высотных" двигателях первой ступени с перегрузкой от 2g в начале до 4g в конце, с набором высоты в 40 км, вертикальной скорости в 400 м/с и горизонтальной порядка 1500 м/с. Возможно - некоторое время "маловысотный" двигатель будет работать вместе с остальными, повышая ускорение на "переходных" высотах.
б) сброшеный "маловысотный" РЖД на управляемом парашуте опускается в заданый квадрат.
4) а) сброс половины "высотных" двигателей первой ступени и разгон на оставшейся половине: перегрузки от 2g до 4g, до высоты порядка 60 км и скорости - 3 км/с.
б) сброшеные двигателя падают по баллистической траектории, более предсказуемой, чем траектория отработавшей ступени: их плотность больше, поэтому атмосфера на них оказывает меньшее воздействие.
5) сброс первой ступени и разгон на всех двигателях второй ступени с ускорением от 2g до 4g.
6) сброс половины двигателей второй ступени и разгон до первой космической.
Преимущества:
Не используется дросселирование двигателей, работающих в оптимальном для каждого диапазоне высот - что повышает их УИ. Все время разгона перегрузки находятся в диапазоне 2-4g, что уменьшает гравитационные потери, но при этом не требует от груза и экипажа особой стойкости. Большая часть разгона проходит выше стратосферы, уменьшая аэродинамические потери и нагрузки на конструкцию. Двигателя и приборы стартовых ускорителей возвращаемы, что, во-первых, позволяет использовать их повторно, а во-вторых - позволяет обойтись без полей отчуждения для их падения.
Возможно, разделение на "маловысотные" и "высотные" РЖД первой ступени не выгодно. В таком случае половина двигателей первой ступени будет работать при старте и до высоты около 40 км, а вторая половина должна быть запущена после прохождения плотных слоев атмосферы и будет работать в диапазоне высот 20-60 км.
   
RU sergey_manakov #02.12.2007 10:41
+
-
edit
 

sergey_manakov

втянувшийся

А вот космошуш от меня.
Одноступенчптый акс на H2-O2. Атмосферный двигатель - вентилятор с сверхпроводящим электромотором, до 6М, далее - обычный ракетный движ. Можно сделать на CH4, для удобства облуживания, но тогда нужен допхолодильник для мотора. На взлете - включение рд для уменьшения разбега.
   
+
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Угу. Аэродинамические потери, массу конструкции, массу моторов считал, Сергей?
Там масса ПН получается дай боже порядка процента - при невшизенной цене самой конструкции и межполетного обслуживания. В общем, ИМХО, транспортные АКС на сегодня проигрывают классическим РН по цене вывода.
   
RU Dem_anywhere #02.12.2007 19:49
+
-
edit
 

Dem_anywhere

аксакал
★☆
> Очередное обострение нашей а-базавской лихорадки: дешевая РН.
Движки дорогие, керосин дешёвый. Из этого следует, что первого должен быть минимум, а второго - пофиг сколько. С другой стороны керосин - тоже везти.
Из этого оптимальное ускорение на старте - 1.2-1.5 же.
Аналогично для твоей первой ступени - пусть неоптимальный, но один движок - дешевле.
   
+
-
edit
 

Бяка

имитатор знатока
★☆
Dem_anywhere> Движки дорогие, керосин дешёвый. Из этого следует, что первого должен быть минимум, а второго - пофиг сколько. С другой стороны керосин - тоже везти.
Dem_anywhere> Из этого оптимальное ускорение на старте - 1.2-1.5 же.
Не стоит забывать о цене корпуса носителя. Движки - не дёшевы. Кажется , за РД-180 получали по 10 млн дол. Это 2 млн за тонну. А корпуса? Если как у гражданских лайнеров, то те же 2 млн за тонну. Ну, может дешевле немного.
   
RU ttt #03.12.2007 09:35  @sergey_manakov#02.12.2007 10:41
+
-
edit
 

ttt

аксакал

sergey_manakov> А вот космошуш от меня.
sergey_manakov> Одноступенчптый акс на H2-O2. Атмосферный двигатель - вентилятор с сверхпроводящим электромотором, до 6М

Что за зверь такой??
   
RU sergey_manakov #03.12.2007 16:53
+
-
edit
 

sergey_manakov

втянувшийся

Берем вентилятор, ставим его на электромотор, мотор охлаждаем жидким водородом до сверхпроводимости, водород пускаем в топливную ячейку, кислород отбираем из-за вентилятора. Получаем как-бы реактивный двигатель, без турбины и тепловых нагрузок.
   
RU Владимир Малюх #03.12.2007 17:17
+
-
edit
 
Сергей, полюбопытсвуйте на досуге, для развития эрудиции, почему на сверх- и тем более гиперзвуковых реактивных двигателях турбину и компрессор норвят либо вообще выкинуть нафиг, либо пустить поток в обход них :)
   
RU sergey_manakov #03.12.2007 17:28
+
-
edit
 

sergey_manakov

втянувшийся

теоретически до 6м можно дотянуть.
   
RU Владимир Малюх #03.12.2007 18:18
+
-
edit
 
Если это самоцль - наврное, изврнувшись - можно. Вопрос же в том -эффективно ли? Н апраткике на сегодня - двухконтурники для 3М иметь степень двухконтурности меньше единицы и, оптимальны - не на сверхзвуке.
   
US Naturalist #03.12.2007 18:47  @sergey_manakov#03.12.2007 16:53
+
-
edit
 

Naturalist

аксакал

sergey_manakov> Берем вентилятор, ставим его на электромотор, мотор охлаждаем жидким водородом до сверхпроводимости, водород пускаем в топливную ячейку, кислород отбираем из-за вентилятора. Получаем как-бы реактивный двигатель, без турбины и тепловых нагрузок.

Боюсь, что просто сжигая водород в РД, можно получить куда лучшие результаты...
   
DE Бяка #03.12.2007 22:37  @sergey_manakov#03.12.2007 16:53
+
-
edit
 

Бяка

имитатор знатока
★☆
sergey_manakov> Берем вентилятор, ставим его на электромотор, мотор охлаждаем жидким водородом до сверхпроводимости, водород пускаем в топливную ячейку, кислород отбираем из-за вентилятора. Получаем как-бы реактивный двигатель, без турбины и тепловых нагрузок.
Вращение деталей в жидком водороде приведёи к появлению сил трения и, следовательно, к повышению температуры. Так что , "жидкий" не годится. А с Газообразным другие проблемы. Главная из них - коэффициент теплоотдачи.
   
MD Wyvern-2 #03.12.2007 23:22  @Бяка#03.12.2007 22:37
+
-
edit
 

Wyvern-2

координатор
★★★★★
Бяка> Вращение деталей в жидком водороде приведёи к появлению сил трения и, следовательно, к повышению температуры. Так что , "жидкий" не годится. А с Газообразным другие проблемы. Главная из них - коэффициент теплоотдачи.
Безотносительно к тому, что написал sergey_manakov
Бяка - существует масса ЖРД (ВСЕ!) в которых подшипники ТНА смазываются жидким водородом :F Вернее там работает гидроподвес. Никакого "тепла" там не выделяется - а повышение давления только предотвращает вскипание водорода - чай не лед ;)

Ник
   
DE Бяка #03.12.2007 23:31  @Wyvern-2#03.12.2007 23:22
+
-
edit
 

Бяка

имитатор знатока
★☆
Wyvern-2> Безотносительно к тому, что написал sergey_manakov
Безотносительно нельзя. Такая фигня получится.

Wyvern-2> Бяка - существует масса ЖРД (ВСЕ!) в которых подшипники ТНА смазываются жидким водородом :F Вернее там работает гидроподвес. Никакого "тепла" там не выделяется - а повышение давления только предотвращает вскипание водорода - чай не лед ;)
Ну вот, получилось.

Конструкцию гидроподвеса, надеюсь, Вы знаете. Отличия от обмоток электромотора найдёте. Заодно и габариты сравните.
   
MD Wyvern-2 #03.12.2007 23:42  @Бяка#03.12.2007 23:31
+
-
edit
 
RU Dem_anywhere #04.12.2007 02:53  @Бяка#03.12.2007 03:23
+
-
edit
 

Dem_anywhere

аксакал
★☆
Dem_anywhere>> Движки дорогие, керосин дешёвый. Из этого следует, что первого должен быть минимум, а второго - пофиг сколько. С другой стороны керосин - тоже везти.
Dem_anywhere>> Из этого оптимальное ускорение на старте - 1.2-1.5 же.
Бяка> Не стоит забывать о цене корпуса носителя. Движки - не дёшевы. Кажется , за РД-180 получали по 10 млн дол. Это 2 млн за тонну. А корпуса? Если как у гражданских лайнеров, то те же 2 млн за тонну. Ну, может дешевле немного.
вообще, сухая масса Союза - 30т ЕМНИП, так что раз в пять дешевле.
но всё равно - если мы стартуем на 1.2 и "в процессе" до 4 - среднее 2.8, гравпотери 26%
Если (предельный случай) всё время 4 же - то гравпотери 20%
Разница всего 6% - на массе топлива (а следовательно размере баков) сильно не скажется, тем более там ещё на куб/квадрат делить надо
   
DE Бяка #04.12.2007 14:59  @Wyvern-2#03.12.2007 23:42
+
-
edit
 
1 12 13 14 15 16 73

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru