[image]

Одноразовые vs многоразовые

Теги:космос
 
1 52 53 54 55 56 73
+
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Дем> При торможении 1й ступени и зажигание и запуск в невесомости в наличии.
ИМХО, если делать частично многоразовый носитель, то оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.
   61.061.0

Naib

аксакал

Дем> Так как про них узнать не экспериментально? Сколько в мире специалистов знающих особенности вымачивания углепластика в переохлаждённом кислороде?

Ну, определение усилия на разрыв - это типовые испытания для кучи изделий от болтов и тросов до тяг, труб и так далее. Просто в данном случае контрольный образец явно не рвали.
А про углепластик в кислороде - повеселило. Это доступно всем, кто понимает термин ЛКТР. А таковых - миллионы.

Дем> Движок тот же, просто с увеличенной "юбкой". Система управления скорей тоже одинаковая, софт разный.

Ну-ну...
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆

Русский космос: проект «Корона» и другие разработки ГРЦ Макеева

«Представьте, что перед каждым перелетом вы бы собирали новый самолет: соединяли фюзеляж с крыльями, прокладывали электрокабели, устанавливали двигатели, а после приземления отправляли бы его на св… //  aboutspacejornal.net
 

   51.051.0
+
0 (+1/-1)
-
edit
 

Naib

аксакал

Полл> ИМХО, если делать частично многоразовый носитель, то оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.

Мне больше нравятся одноразовые варианты.
Как пример:
стартовая - 705 тонн
Первая ступень - от Протона, вторая - РД-191 + 180 тонн РЗТ. Третья - РБ + ПН. Навскидку, 30+ тонн ПН на НОО при ХС=8500 получается. Ну, немного геморройная заправка будет, так как топлив несколько, зато старты от Протона, циклограмма его же, только вторая ступень будет уже лететь до океана.

Как-то так...
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Полл

координатор
★★★★★
Naib> Мне больше нравятся одноразовые варианты.
Осталась мелочь: найти ПН в 30 тон. :(
   61.061.0

Naib

аксакал

Полл> Осталась мелочь: найти ПН в 30 тон. :(

Ага. Я вот много лет учился планировать производство на принципах максимального выхода продукции. И считал из этого экономику. А надо было начинать от оценки уровня сбыта.

Так в общем-то и тут. Нужна в первую очередь крупная задача, а ракеты уже найдутся.

Фактически, кроме гипотетической новой ОС или лунной базы столь разово грузоподъёмных задач просто нет.
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Xan

координатор

Дем> При торможении 1й ступени и зажигание и запуск в невесомости в наличии.

Не, там атмосферы ещё много, полной невесомости нет.
   
+
-1
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Xan> Не, там атмосферы ещё много, полной невесомости нет.
Какая там атмосфера, на скорости первой ступени, на высоте более 100 км?
   61.061.0
+
-
edit
 

Дем
Dem_anywhere

аксакал
★☆

Полл> оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.
Горячий запуск без надобности, сейчас и в невесомости надёжно запускают.
ИМХО вторая ступень со сбрасываемыми баками лучше... потом ещё куда летим вопрос - на НОО или ГПО...
   68.0.3440.10668.0.3440.106
+
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Дем> Горячий запуск без надобности, сейчас и в невесомости надёжно запускают.
Вопрос только в цене. Горячий запуск делает ступень дешевле.

Дем> ИМХО вторая ступень со сбрасываемыми баками лучше... потом ещё куда летим вопрос - на НОО или ГПО...
С мощностью двигателя второй ступени, это от 100% до 80% веса на начало работы этой ступени на Земле, обеспечивать высокую точность вывода будет сложно. Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН. Плюс ДУ потребуется с системой многократного запуска в невесомости - то есть дорогая.
Дешевле сбрасывать баки вместе с ДУ, сделав отдельную вторую ступень.
И далее лететь на ДУ РБ/третьей ступени с тягой в 10% от веса на начало работы.
С ней намного проще обеспечить вывод с высокой точностью, и многократный запуск в невесомости ее будет дешевле. Плюс меньшая масса этой ДУ.
   61.061.0
+
-
edit
 

Дем
Dem_anywhere

аксакал
★☆

Полл> Вопрос только в цене. Горячий запуск делает ступень дешевле.
Ненамного.
Полл> С мощностью двигателя второй ступени, это от 100% до 80% веса на начало работы этой ступени на Земле, обеспечивать высокую точность вывода будет сложно.
При современных средствах контроля - всё иначе. Вон Маск на таком движке вообще на платформу сажает, даже тормозясь тремя движками.
Полл> Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН.
Ну это ты совсем загнул. У Маска вся вторая ступень вдвое меньше ПН, а сам движок - в 20 раз.
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Naib

аксакал

Дем> При современных средствах контроля - всё иначе. Вон Маск на таком движке вообще на платформу сажает, даже тормозясь тремя движками.

Это гораздо проще, чем точно выйти на нужную орбиту.

Полл>> Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН.
Дем> Ну это ты совсем загнул. У Маска вся вторая ступень вдвое меньше ПН, а сам движок - в 20 раз.

А шо, Ф-9 таки уже способен ТОЧНО доставлять ПН до целевой орбиты? Вот прям там ей не надо уже допиливать на своих движках (порой неделями и месяцами)? Или может он смог теслой в Марс попасть?
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Дем
Dem_anywhere

аксакал
★☆

Naib> А шо, Ф-9 таки уже способен ТОЧНО доставлять ПН до целевой орбиты?
На низкие орбиты - да. Вот с ГПО на ГСО спутники действительно своим ходом, но так дешевле.
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Naib

аксакал

Дем> На низкие орбиты - да. Вот с ГПО на ГСО спутники действительно своим ходом, но так дешевле.

Да? И с какой точностью? Пара-тройка километров?
С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
   68.0.3440.10668.0.3440.106

Полл

координатор
★★★★★
Naib> С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Но РБ, который бы привел спутник сразу на ГСО, обошелся бы еще дороже.
   61.061.0

Дем
Dem_anywhere

аксакал
★☆

Naib> Да? И с какой точностью? Пара-тройка километров?
ХЗ. Заказчика устраивает.
Naib> С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Спутник да, дороже - но связка спутник+РБ ещё дороже. Потому что на спутник всего лишь бак побольше ставится, а движок на нём и так обязан быть - хотя бы чтобы на орбиту захоронения уйти.
   68.0.3440.10668.0.3440.106
+
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Дем> ХЗ. Заказчика устраивает.
Каких-то да, каких-то нет.
   61.061.0

3-62

аксакал

Дем>> ХЗ. Заказчика устраивает.
Полл> Каких-то да, каких-то нет.

А про потери в ПН от многоразовости - можно деталей?
Тут краем глаза заметил мнение, что "наша многоразовость" - она должна быть с крыльями.
Причем с выдвигающимися.

Чем это так сильно лучше посадки на ЖРД?
   68.0.3440.10668.0.3440.106
+
-
edit
 

Дем
Dem_anywhere

аксакал
★☆

Полл> Каких-то да, каких-то нет.
Всех устраивает. Потому как если на спутнике есть движок - то пофиг.
А если нет - то он на низкой орбите всё равно вниз достаточно шустро падает.
   68.0.3440.10668.0.3440.106
+
-
edit
 

Полл

координатор
★★★★★
Дем> А если нет - то он на низкой орбите всё равно вниз достаточно шустро падает.
Сегодня куча коммерческих спутников выводится на низкие орбиты без собственной ДУ. Начиная с "кубосатов" и заканчивая первым поколением нашего "Гонца".

3-62> Тут краем глаза заметил мнение, что "наша многоразовость" - она должна быть с крыльями.
Это не "наша многоразовость", это тема "Байкал", отголосок работ по многоразовому ускорителю первой ступени для "Энергии"/"Вулкана".
Преимущества подобного решения - при старте из Казахстана можно подобрать посадочную полосу в зоне досягаемости, куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.
   61.061.0

3-62

аксакал

Полл> куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.

Извините, снова я сэкономил на словах. Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле" и при "запасе топлива на посадку на ЖРД". И если есть информация - что там по ограничениям на маневр.
   68.0.3440.10668.0.3440.106
+
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Полл> Преимущества подобного решения - при старте из Казахстана можно подобрать посадочную полосу в зоне досягаемости, куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.

...отсутствие повторного включения/включений двигателя в полёте (=> дешевле, проще, надёжнее, меньше расходуется ресурс), отсутствие потребности в глубоком дросселировании двигателя (=> дешевле, проще, надёжнее), возможность бокового и иного манёвра, выше вероятность успешной мягкой посадки, принципиально возможен повторный заход на посадку (если оснастить ТРД). И еще не пригорает жопа.
   51.051.0

Полл

координатор
★★★★★
3-62> Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле" и при "запасе топлива на посадку на ЖРД". И если есть информация - что там по ограничениям на маневр.
Зависит от конкретной реализации, общего случая тут нет. Если у нас первая ступень в поперечном пакете, которая и так вынуждена испытывать большие изгибающие нагрузки, отделяется эта ступень достаточно рано, а возле трассы полета у нас есть ВПП - то крылатая ступень выиграет с большим отрывом. Там утяжеление конструкции или уменьшение ПН составит первые проценты.
Если же пакет продольный, моноблок, первая ступень набирает большую скорость, а возвращаться нужно к месту старта - "посадка на ЖРД" намного меньше массы потребует. Но тут уже речь идет об росте стартовой массы или уменьшении ПН на несколько десятков процентов.
Конкретные числа можно назвать лишь в приложении к конкретному ТЗ и доступным технологиям.

Fakir> ...
Не вижу смысла грызть кость, из которой уже четыре супа сварили.
   61.061.0

3-62

аксакал

Полл> Зависит от конкретной реализации, общего случая тут нет.

Спасибо. А были ли где засвечены сравнения вариантов неподвижного крыла и раскладного?
   68.0.3440.10668.0.3440.106
+
-
edit
 

Divergence

опытный
★★★★
3-62> Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле"
Оценка потерь "раскладывающегося крыла" по теме ГК-175 была дана на этапе проектирования.
Пока ракетчики всем радостно втирали про 30 тонн на НОО.
Авиаторы оценили его возможности в 5 тонн.
   68.0.3440.9168.0.3440.91
1 52 53 54 55 56 73

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