Программа освоения космоса

 Streamflow, спрашиваю вас Здесь, так как в Новостях всё же должны быть Новости.

 Зачем тащить с собой на 4 км/с здоровенный самолёт? Только без заклинаний, если можно - какая выгода?

Бродяга, 25.12.2003 23:41:24 :

Streamflow, спрашиваю вас Здесь, так как в Новостях всё же должны быть Новости.

 Зачем тащить с собой на 4 км/с здоровенный самолёт? Только без заклинаний, если можно - какая выгода?

 

Я разве, когда-нибудь кого-нибудь заклинал?

Как я понял, к имеющимся на сайте статьям по АКС в виде нормальных публикаций в научные журналы имеет смысл добавить более сжатую и популярную статью, в которой сравнивались бы ракеты и аэробриферы. Когда-нибудь напишу, если время будет. Сейчас попробую изложить ее тезисы.

Имеются понятия наблюдаемой и характеристической скоростей разгонной операции: первая v - это реальная скорость объекта в стартовой или близкой к ней системе координат (например, связанной с центром планеты, с которой осуществляется старт), вторая, скажем, u - некая характеристика, имеющая размерность скорости, и описывающая энергетические затраты на разгонную операцию.

Существуют также понятия удельного и эффективного импульса тяги. Первый I_sp – это отношение тяги к расходу горючего для воздушно-реактивных двигателей и топлива (рабочего тела) для ракетных, имеет размерность скорости, и для ракетных двигателей по величине обычно близок к скорости истечения струи (на расчетном режиме, когда давление газа на срезе сопла равно давлению окружающей среды – они равны). Второй I_ef – это удельный импульс, учитывающий все потери по траектории. Для ракет это, в основном, гравитационные потери, для аэробриферов - аэродинамические, связанные с аэродинамическим сопротивлением. Во втором случае потери существенно больше.

Эти понятия парные – для определения затрат горючего или топлива, скажем, по формуле Циолковского, надо использовать либо удельный импульс и характеристическую скорость, либо эффективный импульс и (наблюдаемую) скорость, при этом в среднем u/I_sp = v/I_ef. По некоторым причинам, первое принято у ракетчиков, второе – у самолетчиков.

Теперь вернемся к нашим баранам. При старте ракетного носителя на низкую околоземную орбиту на север и стартовой тяговооруженности 1.3 – 1.4 скорость операции v = 7.8 км/с, потери – около 1.6 - 1.7 км/с, поэтому характеристическая скорость u = 9.4 - 9.5 км/с. При старте из средних широт на восток надо вычесть скорость вращения Земли, что составляет около 0.2 - 0.3 км/с. В этом случае характеристическая скорость составит, примерно, u = 9.2 км/с. Считаем, что разделение ступеней происходит при скорости относительно вращающейся земной поверхности (атмосферы) v = 4.0 км/с. При этом, в первом приближении, распределение потерь на первую и вторую ступени 1.4 и 0.2 - 0 км/с. Таким образом, характеристическая скорость первой ступени u₁ = 5.4 км/с, характеристическая скорость второй ступени u₂ = 4.0 - 3.8 км/с.

Удельный импульс водородно-кислородного ракетного двигателя у Земли возьмем 3.6 км/с, в вакууме – 4.6 км/с. Тогда средний удельный импульс по всей траектории, как известно, в первом приближении равен 4.2 км/с. Средний удельный импульс по верхнему отрезку траектории с нашей точностью совпадает с максимальным и равен 4.6 км/с. В этом случае, с учетом разной длины участков разгона удельный импульс по нижнему отрезку траектории будет около 3.9 км/с. Отношение массы ракетного носителя на финише нижнего отрезка траектории (характеристическая скорость – 5.4 км/с) к стартовой будет около 0.25. Если перейти к наблюдаемой скорости и эффективному удельному импульсу, то для первой ракетной ступени будем иметь v₁ = 4.0 км/с, I_ef = 3.9*(4.0/5.4) = 2.9 км/с.

Удельный импульс синерджета в одной из версий при M = 0 – 3.5 изменяется примерно от 55 до 50 км/с (есть другие, с меньшим удельным импульсом на части этого участка, составляющим 40 - 45 км/с, но со значительно большей тягой), а дальше несколько снижается до 40 км/с при M = 5.5. Удельный импульс однорежимного скрэмджета при M = 5.5 – 6 может быть около 30 – 35 км/с, далее он несколько уменьшается и затем падает примерно по гиперболе до 12 – 15 км/с при M = 12.5 (v = 4.0 км/с). Средний по траектории удельный импульс ВРД можно оценить в 30 км/с. Эффективный удельный импульс будет около 15 км/с, или, может быть, чуть меньше (это зависит от аэродинамики АКС), то есть половина энергии в среднем идет на разгон, а половина – на преодоление аэродинамического сопротивления (остальные потери малы). Это в 5 раз выше, чем у ракетного двигателя на нижнем участке траектории. Тогда отношение массы аэробрифера на финише нижнего отрезка траектории к стартовой будет около 0.75, что в 3 раза выше, чем у ракетного носителя, что согласуется и с расчетами по более точным моделям.

Доля массы конструкции у первой ступени АКС должна составить около 0.40 от стартовой массы, топливо на возвращение – 0.02, и относительная масса второй ступени будет до 0.33 от стартовой массы носителя.

Доля массы конструкции у первой ступени одноразового не возвращаемого ракетного носителя должна составить около 0.08 от ее стартовой массы, то есть 0.06 - 0.07 от стартовой массы носителя. За счет многоразовости будет рост доли массы конструкции, скажем, до 0.08 - 0.09. Плюс крыло, ТРД, шасси, системы и органы управления, топливо на возвращение – все вместе никак не меньше 0.05 – 0.07 - все вместе не меньше 0.15, и относительная масса второй ступени будет не более 0.10 от стартовой массы носителя, что в 3 – 3.5 раза ниже, чем у первого из рассмотренных носителей.

При этом, вследствие того, что точка старта второй ступени АКС может быть смещена на юг на 25 - 30 градусов, ее характеристическая скорость при запуске на восток может быть меньше еще на 0.1 - 0.2 км/с. При старте в окрестностях экватора прибавка скорости от вращения Земли довольно заметна - около 0.45 км/с. При этом космодром для АКС может находиться в полосе 30 градусов северной - 30 градусов южной широты.

Достаточно*?

*Подумав, я представил вторую, более точную и подробную редакцию этого текста.

 Угу, а если на начальном участке траектории, на скорости 1.5 км/с отделить "2/3 аэрофибера"? Это уменьшит вес потребной теплозащиты, не надо будет разгонять лишнюю массу двигателей и т. п.
 Останется - "вторая ступень-разгонщик" с ГПВРД и ракетная ступень. Кстати, теплозащита может быть одна - ракетной ступени. Ступень с ГПВРД будет в "тени" от неё.

Бродяга, 26.12.2003 19:02:51:

1. Угу, а если на начальном участке траектории, на скорости 1.5 км/с отделить "2/3 аэрофибера"? Это уменьшит вес потребной теплозащиты, не надо будет разгонять лишнюю массу двигателей и т. п.

2. Останется - "вторая ступень-разгонщик" с ГПВРД и ракетная ступень. Кстати, теплозащита может быть одна - ракетной ступени. Ступень с ГПВРД будет в "тени" от неё.

 

1. Некоторые резоны в таком решении могли бы быть, но стартовая масса будет меньше, а сложность и стоимость эксплуатации - больше. Одна ступень - мало, три ступени - много. "Вчера было рано, завтра будет поздно" ©

В ракетной технике есть правило: если характеристическая скорость ступени не больше удельного импульса ее двигателя, то делить ступень на части не нужно. В переложении на аэробриферы это правило гласит: если полезная нагрузка аэробрифера составляет не менее 1/3 от его стартовой массы, делить первую ступень на части не надо.

2. Скрэмджет не может быть "в тени". Он должен быть "на самом солнцепеке", иначе толку от него не будет.

 Ага, вот этот критерий 1/3 ПН понятен вполне. А получится больше?
 Всем известна точка зрения Старого на этот вопрос, например.

Бродяга, 26.12.2003 19:47:18:

1. Ага, вот этот критерий 1/3 ПН понятен вполне.

2. А получится больше?

3. Всем известна точка зрения Старого на этот вопрос, например.

 

1. Правильно. Тем более, что я его сформулировал 50 минут назад

2. Выгонять генерального конструктора

3. Выгонять Старого С прошедшим не православным рождеством!

 Вас также, и со всеми наступающими.
 Но как всегда под праздники образуется куча недоделанной работы...

Да уж!

Streamflow, прошу прощения, «поутомляю» вас ещё немного.

Рассмотрим два варианта —
1) АКС две ступени, первая авиационная с ГПВРД и разгоном до 4 км/с; вторая — многоразовая ракетная вроде X-33, она нас, собственно особо интересовать не будет.
2) АКС три ступени, первая авиационная с разгоном до 1500 м/с; вторая — разгонный модуль с ГПВРД; третья — та же ракетная ступень вроде X-33.

Возьмём стартовую массу носителя 300 тонн для обоих случаев. Пусть ракетная ступень, играющая роль Полезной Нагрузки авиационных ступеней в обоих случаях имеет массу 120 тонн.

Рассмотрим Первый вариант. Пусть сухая масса самого АКС — 0.4 от стартовой — 120 тонн. Ракетная ступень весит также 120 тонн, значит на борту 60 тонн топлива.
Средний эффективный Удельный Импульс на всём участке разгона — 20000 м/с.
Тогда, потратив 60 тонн топлива АКС разгонится до 4463 м/с.
 
Теперь Второй вариант. Сухая масса Первой авиационной ступени та же самая — 0.4 от стартовой — 120 тонн. Ракетная ступень аналогично весит 120 тонн. 60 тонн суммарно весят топливо и Вторая авиационная ступень.
 Она разгоняет остальные две ступени до 1500 м/с.
 Если принять эффективный УИ на этом участке разгона тоже 20000 м/с, получим затраты топлива 22 тонны. Остаток «свободной массы» составит 38 тонн. Это масса Второй авиационной ступени с ГПВРД и её топливо.
Пусть эффективный УИ на участке разгона от 1500 м/с до 4000 м/с — 15000 м/с.
Сухую массу Второй авиационной ступени примем 0.3 от её массы в заправленном состоянии.
 Тогда Вторая авиационная ступень весит 11.4 тонны, её топливо — 26.6 тонн. Вся масса Второй ступени и Ракетной ступени после разделения — 158 тонн.
При этих условиях Вторая авиационная ступень даст приращение скорости — 2765 м/с.
Таким образом, в данном случае Ракетная ступень, которая является ПН разгонится до 4265 м/с.

Разумеется, тут есть некий «подбор чисел», но видно, что просто заменив часть топлива Второй авиационной ступенью мы получаем разгон примерно до той же скорости за счёт того, что не разгоняем большую Первую авиационную ступень.

Ступень с ГПВРД получается «маленьким разгонным блоком», что кажется более выгодным. На большой Первой ступени не будет нужна мощная теплозащита, не надо будет ставить на одну ступень две разных двигательных установки.
Первая ступень может вообще существовать в «керосиновом варианте».

Вот такое рассуждение, эти соображения кажутся мне основательными.

Бродяга>Пусть ракетная ступень, играющая роль Полезной Нагрузки авиационных ступеней в обоих случаях имеет массу 120 тонн.

Ну, зачем же полезную нагрузку писать с большой буквы Да и многовато будет, пожалуй.

Бродяга>Средний эффективный Удельный Импульс на всём участке разгона — 20000 м/с.

Я думаю, не будет такого. Пока 15 км/с получишь, семь пар сапог износишь.

Бродяга>Ступень с ГПВРД получается «маленьким разгонным блоком», что кажется более выгодным.

Маленький разгонный блок не получится. Для хорошей тяги у скрэма должно быть очень хорошее "хайло" - это не ракетный двигатель. У большой первой ступени и воздухозаборник большой, он сначала работает на синерджет, а затем переключается на скрэмджет.

Бродяга>Первой ступени не будет нужна мощная теплозащита, не надо будет ставить на одну ступень две разных двигательных установки.

Так раньше 3 хотели ставить. Затем, у меня есть задумка интегрировать синерджет со скрэмджетом. Можно попробовать, но это уже не игрушки, на пальцах не сделаешь.

Бродяга>Первая ступень может вообще существовать в «керосиновом варианте».

Я против: два вида топлива, да и до M = 5 (1.5 км/с) все равно не дотянет.

Бродяга>Вот такое рассуждение, эти соображения кажутся мне основательными.

А теперь в целом. В принципе, на мой взгляд, такой подход вполне имеет право на существование. Однако, чтобы достаточно полно определить его плюсы и минусы, нужно провести параллельно две полноценные разработки носителей. И, наверняка окажется, что, даже, если стартовая масса трехступенчатого варианта будет несколько меньше (что, кстати, совсем неочевидно в связи с дублированием некоторых важнейших элементов, снижением эффективности ступеней в связи с уменьшением их размеров, сложностью создания малоразмерного гиперзвукового разгонщика и из-за проблем интеграции ступеней), то стоимость его эксплуатации, наверняка, будет больше.

Лучше всего одна ступень, но, если она не реализуема, то ступеней должно быть две. Таково правило старого ракетчика Два других правила изложены выше. Так показала жизнь. "Не изобретай сущностей без необходимости" © А чтобы доказать Вам это расчетами, тут и NASA целиком может не хватить.

 Да, подробнее сказать практически невозможно, это верно.
 Одна ступень удобна эксплуатационно, но она не дотянет до орбиты.

 Кстати, а что мешает этой самой интеграции двигательной установки? Воздухозаборник "не той формы"? - Сделать изменяемую форму, это сложновато, но что вообще просто?

Бродяга, 27.12.2003 21:18:45 :

1. Да, подробнее сказать практически невозможно, это верно.
 Одна ступень удобна эксплуатационно, но она не дотянет до орбиты.

2. Кстати, а что мешает этой самой интеграции двигательной установки? Воздухозаборник "не той формы"? - Сделать изменяемую форму, это сложновато, но что вообще просто?

 

1. Ну вот, видите

2. Воздухозаборник един и обязательно регулируем. А дальше - два параллельных канала со створкой переключения на входе. Просто у скремджета должен быть практически пустой профилированный канал, а в другом канале должен стоять турбокомпрессорный двигатель. И совместить их сложно.

 А если на некотрое время выключить двигатель и куда-то "задвинуть" турбокомпрессорную часть двигателя?
 Например их 4 - выключать попарно и переходить на другой режим.

Насчет трехступенчатого АКС. Более популярны были идеи разгонной тележки, например на магнитной подушке, до высоких дозвуковых чисел Маха. Или так называемое "летающее шасси" - упрощенный большой дозвуковой самолет для подъема и некоторого разгона АКС. Но это все, как я понимаю, из-за того, что и в 2 ступени как следует уложиться не могли.

Бродяга, 27.12.2003 21:42:21 :

А если на некотрое время выключить двигатель и куда-то "задвинуть" турбокомпрессорную часть двигателя?
 Например их 4 - выключать попарно и переходить на другой режим.

 

Именно так. Но и после этого остается некоторое количество газодинамических проблем. А двигателей получается 5 - 6.

Streamflow, 27.12.2003 21:43:41:

Насчет трехступенчатого АКС. Более популярны были идеи разгонной тележки, например на магнитной подушке, до высоких дозвуковых чисел Маха. Или так называемое "летающее шасси" - упрощенный большой дозвуковой самолет для подъема и некоторого разгона АКС. Но это все, как я понимаю, из-за того, что и в 2 ступени как следует уложиться не могли.

 

 Идея большого дозвукового самолёта привлекательна для запуска обычных или неких "гибридных" ракет, как мне кажется.
 Привлекательна низким объёмом капиталовложений и разработкой уже хорошо известной техники.

 А так дозвуковик не очень нужен. Хотя иногда хочется, чтобы сделали хоть что-то отличающееся существенно от разработок С. П. и В. ф. Б.

Бродяга, 27.12.2003 21:50:19:

А так дозвуковик не очень нужен. Хотя иногда хочется, чтобы сделали хоть что-то отличающееся существенно от разработок С. П. и В. ф. Б.

 

Я тоже так думаю.

Вот интересно - а нельзя на вторую ступень скрамджет поставить? То есть от 0 до 4-5М - на ТРД (точнее - на синерджете), а потом - вторая ступень отделяется и включает скрамджет, на нем 'догоняется' до 12М, и переходит на ЖРД. При этом морда у нее достаточно большая . Первая же ступень фактически служит для запуска скрамджета и как летающее шасси. Плюс тот, что на ней не нужна теплозащита на 12М, каковая так или иначе присутствует на второй ступени. Да и при обратном входе - просто фантастические возможности по маневру, куда там шаттлу с его 2000 км. И еще - а скрамджет нельзя ли объединить с аэроспайковым ЖРД? Чтобы плавно переходить на 'свой' окислитель?

hcube, 27.12.2003 23:28:05:

1. Вот интересно - а нельзя на вторую ступень скрамджет поставить? То есть от 0 до 4-5М - на ТРД (точнее - на синерджете), а потом - вторая ступень отделяется и включает скрамджет, на нем 'догоняется' до 12М, и переходит на ЖРД. При этом морда у нее достаточно большая . Первая же ступень фактически служит для запуска скрамджета и как летающее шасси. Плюс тот, что на ней не нужна теплозащита на 12М, каковая так или иначе присутствует на второй ступени.

2. Да и при обратном входе - просто фантастические возможности по маневру, куда там шаттлу с его 2000 км. И еще - а скрамджет нельзя ли объединить с аэроспайковым ЖРД? Чтобы плавно переходить на 'свой' окислитель?

 

1. Можно, наверное. Но деление на ступени будет явно неоптимальным, так как на ракетном двигателе на орбиту придется тащить большую массу - крылья, ВРД и т.п. Напротив, у Стар Лайнера полезная нагрузка каждой ступени должна быть около 0.3 - 0.35 - и это признак оптимальности.

2. А какие там возможности связанные со скрэмджетом? И как объединить двигатели? Только используя общее сопло.

Предложить-то можно много вариантов. Но самый естественный я уже, видимо, предложил. Деление на ступени по границе - тяжелая конструкция с высоким удельным импульсом и легкая - с низким. Другие сочетания или невозможны, или неправильны. Доли характеристической скорости, приходящиеся на ступени, примерно пропорциональны их возможностям, что подтверждается приблизительно одинаковыми долями полезных нагрузок.

Всегда утверждалось, что до М ~ 12 полет в атмосфере возможен. Тепловые нагрузки в целом не превышают те, которые имеются при возвращении с орбиты. Криогенный водород - эффективный теплопоглотитель, причем его нагрев увеличивает удельный импульс. Скрэмджет пока еще заметно эффективнее ракетного двигателя. Все системы работают "синергетически", то есть взаимно полезно. А разрабатывать все возможные варианты - нет уж, увольте. Я полагаю, что выбрать правильный путь можно и без расчетов всего того, что в принципе возможно.

1. Ну, положим, крыльев там и нет - схема 'несущий корпус' - на 5-6М этого более чем достаточно. Что корпус будет круглым, что как у Х-33 - это IMHO на массовом совершенстве не сильно отразится. Фактически, использование корпуса АКС и сопла аэроспайка в роли скрамджета не даст НИКАКИХ дополнительных массовых затрат, кроме обеспечения дополнительного объема под водород. Зато сэкономит теплозащиту первой ступени разгонщика.

2. Можно при сходе с орбиты когда АКС затормозится до 7-8М повторно задействовать скрамджет и на нем активно лететь и маневрировать, а не просто снижаться как шаттл.

1. А какое максимальное аэродинамическое качество будет там у несущего тела, 2 - 3 вместо 6 - 7? Соответственно вырастет сопротивление, и разгона вообще не получится, а выйдет одно торможение И организация входа потока воздуха без существенных затрат массы не пройдет.

2. Можно, если будет на чем и зачем.

Эээ.. минуточку! А как оно тогда таким хорошим получается у разгонщика? Слово волшебное? . Что там, что там - здоровые баки для водорода. Их так или иначе с собой надо тащить, причем сбросить их ДО разгона в той или иной форме никак не получится .

hcube, 28.12.2003 02:56:12 :

1. Эээ.. минуточку! А как оно тогда таким хорошим получается у разгонщика? Слово волшебное? .

2. Что там, что там - здоровые баки для водорода. Их так или иначе с собой надо тащить, причем сбросить их ДО разгона в той или иной форме никак не получится .

 

1. Да, волшебное слово. И это слово - семнадцать лет работы и удача. См. Именно после появления в 1991 году данных продувок по предложенной мне компоновке я и задумался об АКС. Почти никто не понимает, что аэродинамика здесь так же важна, как и силовая установка. Они взаимно дополняемы: чем лучше аэродинамика, тем меньше двигатели, воздухозаборник и сопло. А размеры последних двух элементов могут быть критическим параметром для всего проекта.

2. На предложенной компоновке величина объема (в разумных пределах, конечно) очень слабо влияет на качество, так как объемы экранируются - находятся в аэродинамической тени начиная с M ~ 6 - 7. А на другой все может быть совсем не так.

 Да, при использовании Второй авиационной ступени - "мелкого разгонщика", непонятно, где будут крылья. Я её как-то не вижу эту схему, хотя она вроде и здорово энергетически выгоднее.
 "Голая интуиция", однако.

Бродяга, 28.12.2003 15:42:06:

Streamflow, 28.12.2003 15:16:43 :

Sheradenin, 28.12.2003 14:46:45 :

Ну а как еще относиться к предложению вдруг раз, и быстро и недорого на порядок увеличить грузоподьмность и одновременно снизить стоимость доставки на орбиту??? И это на фоне 40 летней истории космонавтики, где за 40 лет едва-едва до вывода 100тонн на орбиту дело дошло...

 

Я не хочу тратить свои ресурсы на этот потенциально бесконечное и, по существу, бесцельное обсуждение со всеми доморощенными комментаторами всех и вся, однако, полагаю, что хотя бы с общеизвестными фактами следовало бы обращаться менее вольно.

1. Как известно, первый спутник был запущен 4 октября 1957 года. Таким образом, истории космонавтики уже более 46 лет.

2. Первый полет Сатурна-5 состоялся 9 ноября 1967 года. Следовательно, до выведения стотонной полезной нагрузки ни низкую околоземную орбиту дошло "не едва-едва за 40 лет", а всего за 10 лет, 1 месяц и 5 дней. Вот что значит иметь ясно осознанную потребность!

 

1. А со времен Сатурн-5 много изменилось, за оставшиеся 35 с лишним лет?

2. Нисколько не сомневаясь в том, что в будущем доставка на орбиту будет крайне дешевой и эффективной...

3. ...я вот что имею в виду - каждая технология имеет свой предел развития, достигнув которого дальнейший прогресс сильно замедляется, пока не появится новое технологическое решение. Примеры:
Парусники, которые достаточно долго эволюционировали, достигли своей вершины и умерли... И кажется никто не строит ничего кроме гоночных яхт в стиле хайтек. Вероятно, что вполне реально построить огромный и экономичный мегакорабль из комопозитов, титана, с мачтами в несколько сотен метров чтоб ветер ловить на всех высотах... однако не строят, невыгодно...
Паровой двигатель - аналогичная история, бурное развитие технологии и смерть...
Двигатель внутреннего сгорания - смерть еще далека, но конкуренты наступают на пятки, причем есть и супертехнологические решения для ДВС, но они весьма дороги и обычный пользователь их практически не видит, довольствуясь вполне скромными решениями вчерашнего дня...

4. Вот и нынешние технологии доставки на орбиту, прогресс там есть, цена конечно будет падать, но для изменения ситуации на порядок нужен какой-то технологический прорыв, которого пока нет...

5. Что-то вроде новых материалов для двигателей, нового топлива...

 

1. Вот именно.

2. А я - сомневаюсь

3. Совершенно верно, см. www.synerjetics.ru/article/limits.htm

4. Современная стоимость выхода на орбиту в рамках западной экономики составляет порядка 10⁴ $/кг. Я достаточно обоснованно утверждаю ( см. http://www.synerjetics.ru/article/cost.htm ), что сейчас при тех же условиях может быть достигнута стоимость выхода около 300 $/кг. Сколько это будет порядков, полтора? Это больше, чем один?

5. Совершенно не видно "нового топлива", которое что-то принципиально изменит. Однако, тем не менее, стоимость доставки основной массы материалов на низкую околоземную орбиту может быть снижена, как я полагаю, еще на 1 - 1.5 порядка по сравнению со значением, указанным в п. 4, в рамках уже практически известных технологий. В целом на 3 порядка. И без всякого прорыва