Программа освоения космоса

Все возможно, что не противоречит законам природы. Но не все в равной степени эффективно.

Бродяга, 02.01.2004 13:14:22:

Да нет там ничего про этот вариант.

 

Анализ эффективности многоразовых аэрокосмических носителей
II - АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК ОСНОВНЫХ ТИПОВ РАКЕТНЫХ НОСИТЕЛЕЙ
Абзац 7:

Ячейка 12 морфологической матрицы соответствует двухступенчатым ракетным аппаратам (TSTO). В отличие от одноразовых носителей, когда разделение аппарата на две ступени дает значительное увеличение полезной нагрузки, такой подход к многоразовым ракетным аппаратам, которые должны возвращаться в точку старта, малоэффективен. При этом первая ступень обязательно должна быть крылатой и обладать достаточно высоким аэродинамическим качеством для того, чтобы совершить маневр разворота и обратного полета. Это вызывает, как указано выше, значительное увеличение относительной массы ее конструкции, которая возрастает также и вследствие уменьшения размера ступеней. Поэтому оценки величин mp для полностью многоразовых двухступенчатых ракетных носителей приводят практически к таким же их значениям, как для одноступенчатых, в то время как сложность системы, а значит и стоимость ее эксплуатации существенно возрастают. Отметим, что на упомянутом выше конкурсе проектов многоразовых ракетных носителей [15], аппараты класса TSTO вообще не были представлены. Следовательно, концепция 12 (TSTO) потенциально уступает концепции 11 (SSTO) и может быть исключена из дальнейшего рассмотрения [16,17].

15. Dalby A. R. - The Delta Clipper. Ad Astra, 3, no 8, 1991.
16. Asker J. R. - Clinton Launch Policy: Upgrade ELVs, Push SSTO. Aviation Week & Space Technology, 140, no 19, 1994.
17. Anfimov N. A., Vakhnichenko V. V., Kostromin S. F. - Validation of Vertical Take-Off Reusable Rocket Space Transportation System Basic Concepts. International Aerospace Congress, Moscow, 1994.

 Так я и говорю об эффективности - если есть столь недорогая "шаттлообразность", то почему не могут быть столь же недорогими первые два ступени.

 Они массивнее, зато "разгоняются до меньшей скорости" - в соответсвии с Вашей формулой. Физически это означает, что они проще будут - теплозащита не нужна такая, например.

 В "синергетическом" плане этот вариант Выгоднее - не тратится куча топлива на преодоление сопротивления воздуха.

Бродяга, 02.01.2004 13:32:16 :

1. Так я и говорю об эффективности - если есть столь недорогая "шаттлообразность", то почему не могут быть столь же недорогими первые два ступени.

2. Они массивнее, зато "разгоняются до меньшей скорости" - в соответствии с Вашей формулой. Физически это означает, что они проще будут - теплозащита не нужна такая, например.

3. В "синергетическом" плане этот вариант Выгоднее - не тратится куча топлива на преодоление сопротивления воздуха.

 

1. См. выше. Полезная нагрузка будет маленькая.

2. Зато возникнет много того, говоря о чем, я уже мозоль на языке натер.

3. Зато удельный импульс на порядок выше.

 Замечательно, отметим момент -

[font=Times]"В отличие от одноразовых носителей, когда разделение аппарата на две ступени дает значительное увеличение полезной нагрузки, такой подход к многоразовым ракетным аппаратам, которые должны возвращаться в точку старта, малоэффективен. При этом первая ступень обязательно должна быть крылатой и обладать достаточно высоким аэродинамическим качеством для того, чтобы совершить маневр разворота и обратного полета. Это вызывает, как указано выше, значительное увеличение относительной массы ее конструкции, которая возрастает также и вследствие уменьшения размера ступеней."

[/font]

 За каким, простите, мне тащить первые ступени в точку старта "своим ходом"? Предусматриваются две дополнительные посадочные площадки и всё.

Streamflow, 02.01.2004 13:35:40:

Бродяга, 02.01.2004 13:32:16 :

1. Так я и говорю об эффективности - если есть столь недорогая "шаттлообразность", то почему не могут быть столь же недорогими первые два ступени.

2. Они массивнее, зато "разгоняются до меньшей скорости" - в соответствии с Вашей формулой. Физически это означает, что они проще будут - теплозащита не нужна такая, например.

3. В "синергетическом" плане этот вариант Выгоднее - не тратится куча топлива на преодоление сопротивления воздуха.

 

1. См. выше. Полезная нагрузка будет маленькая.

2. Зато возникнет много того, говоря о чем, я уже мозоль на языке натер.

3. Зато удельный импульс на порядок выше.

 

 1. Ага, полезная нагрузка меньше будет. Зато стоимость первых ступеней тоже будет меньше - орбитальная-то недорогая?

 2. Что именно? И почему оно не возникает для орбитальной ступени?

 3. Выше, да. При этом половина его уходит "в воздух", но это даже не важно.
 Я не верю, уж простите, что можно сделать такую орбитальную ступень. Она почти как современные ракеты, при этом 500-разовая.

Бродяга, 02.01.2004 13:36:40 :

За каким, простите, мне тащить первые ступени в точку старта "своим ходом"? Предусматриваются две дополнительные посадочные площадки и всё.

 

А двух Вам хватит? Все серьезные разработчики собирались тащить первые ступени в точку старта "своим ходом". Кстати, и "Байкал" так же задумывался. И вообще, этот абзац - краткое изложение информации из AIAA Papers по ракетным TSTO и выступления акад. (уж не помню какой академии) Анфимова на международном конгрессе (см. [17]).

В общем, этот вариант 10 лет назад всеми специалистами оценивался как самый провальный.

Streamflow, 02.01.2004 13:44:39 :

Бродяга, 02.01.2004 13:36:40 :

За каким, простите, мне тащить первые ступени в точку старта "своим ходом"? Предусматриваются две дополнительные посадочные площадки и всё.

 

А двух Вам хватит? Все серьезные разработчики собирались тащить первые ступени в точку старта "своим ходом". Кстати, и "Байкал" так же задумывался. И вообще, этот абзац - краткое изложение информации из AIAA Papers по ракетным TSTO и выступления акад. (уж не помню какой академии) Анфимова на международном конгрессе (см. [17]).

В общем, этот вариант 10 лет назад всеми специалистами оценивался как самый провальный.

 

 Считал, хватит, если уменьшить ПН орбитальной ступени. Собственно эта ракета мало чем будет отличаться от той же Ангары.

 Первая ступень может возвращаться на аэродром, а вторая садиться на дополнительную площадку.

 Да, эта "провальная система" реализована в виде Шаттла.

Бродяга, 02.01.2004 13:53:20:

Да, эта "провальная система" реализована в виде Шаттла.

 

1. Шаттл - частично многоразовый носитель.

2. С экономической точки зрения Шаттл - действительно провал.
См.
Цена космоса: сколько стоит выход на орбиту?
II - Обоснование подхода
Абзац 1

Streamflow, 02.01.2004 14:14:21:

Бродяга, 02.01.2004 13:53:20 :

Да, эта "провальная система" реализована в виде Шаттла.

 

1. Шаттл - частично многоразовый носитель.

2. С экономической точки зрения Шаттл - действительно провал.
См.

SYNERJETICS GROUP Статья - Цена космоса: сколько стоит выход на орбиту?

SYNERJETICS GROUP является группой независимых экспертов, объединившихся для разработки концепции перспективной аэрокосмической экономически эффективной транспортной системы. // www.synerjetics.ru

 

Цена космоса: сколько стоит выход на орбиту?
II - Обоснование подхода
Абзац 1

 

 1. Тем более.

 2. Я тут уже доказывал, что "Шаттл-провал" - "Как-Посмотреть".
 Шаттл не чисто грузовая система, это многофункциональная космическая платформа и система спасения элементов носителя.
 Сейчас есть МКС и появилась точка зрения - "шаттл невыгоден" - он невыгоден для полётов к МКС сравнительно с Союзом. Он не выгоден для вывода ПН сравнительно с Протоном и Ариан-5, например.

 Но как замена орбитальной станции и одновременно корабль-грузовик он вполне рационален. Не надо забывать, что у США не было орбитальной станции длительное время и даже утверждалось, что она не нужна вообще - на шаттлах можно всё сделать.

 Если "механически" отбросить 40 тонн стартовой массы шаттла на "элементы грузовика" останется 80 тонн ПН за 400-500 миллионов долларов - цена доставки нашей РН Союз.
 И не надо говорить, что это "гипотетический вариант" - вы постоянно рассматриваете "гипотетические носители" в своих рассуждениях.

500/80 = 6 (тысяч долларов)

В лучшем случае, Дельта.

Характерным примером является американский частично многоразовый носитель Space Shuttle. Основной экономический показатель - удельная стоимость для этого аппарата в начале его разработки около 25 лет назад составляла, по оценкам, 370 $/кг [6]. В настоящее время официальная оценка этого параметра близка к 2·104 - 2.5·104 $/кг, а некоторые эксперты утверждают, что она должна быть еще увеличена не менее чем в два раза [7].

6. В. И. Левантовский - Механика космического полета в элементарном изложении. Москва, Наука, 1980.
7. R. Pielke, Jr. - Space Shuttle Value Open to Interpretation. Aviation Week & Space Technology, 139, no 4, 1993.

Streamflow, 02.01.2004 18:19:25 :

500/80 = 6 (тысяч долларов)

В лучшем случае, Дельта.

 

 Гм, что-то у меня "мозга за мозгу" - действительно Дельта получается.

 Но тем не менее. Если есть "сверхлёгкий орбитальный носитель", который, как вы утверждали на НК будет создавать мЕньшую часть затрат - почему первые ступени не сделать как этот самый носитель?
 Простейший вариант - тот же X-33, но к нему приделана здоровая первая ступень ракетного типа. Тоже водородная, одна ступень.

 Вам в любом случае надо "сделать X-33", а я не верю, что "оно будет недорогое". А если будет - зачем ГПВРД?

Бродяга, 02.01.2004 19:27:15 :

1. Но тем не менее. Если есть "сверхлёгкий орбитальный носитель", который, как вы утверждали на НК будет создавать мЕньшую часть затрат - почему первые ступени не сделать как этот самый носитель?

2. Простейший вариант - тот же X-33, но к нему приделана здоровая первая ступень ракетного типа. Тоже водородная, одна ступень.

3. Вам в любом случае надо "сделать X-33", а я не верю, что "оно будет недорогое".

4. А если будет - зачем ГПВРД?

 

1. Я уже неоднократно говорил, что у меня нет какого-то особенного, собственного взгляда в области оценок относительной массы конструкции. Я придерживаюсь стандарных оценок, осознавая сложность их достижения. Для того, чтобы относительная полезная нагрузка SL могла составлять 10% от стартовой, необходимо, чтобы относительная масса конструкции его второй ступени составляла 15%. Эти показатели вполне укладываются в полосу характеристик бескрылых ракетных аппаратов. Та что это - не сверхлегкая ступень. Планировалось, что относительная масса конструкции VS на 8%. И увеличение ее на 2 % от стартовой массы обнуляло бы полезную нагрузку - чрезвычайно рискованная разработка. Увеличение же сухой массы второй ступени SL, скажем, на 5% (увеличение на треть) снизило бы полезную нагрузку процентов на 15. А мои утверждения нетрудно проверить самому.

2. В очередной раз говорю - это будет гораздо дороже. Это было настолько очевидно, что даже подробно не рассматривалось.

3. Никто не говорил, что система будет дешевой. Дешевым должен быть трафик.

4. См. п. 2.

 2. А физическая причина - "почему будет дороже"? Вы много раз говорили, что АКС - первая ступень будет создавать основные затраты, а ракетная значительно меньшие.
 По какой физической причине вторая ступень в ракетном виде может быть недорогой, а первая не может?

Бродяга, 02.01.2004 23:42:37:

2. А физическая причина - "почему будет дороже"? Вы много раз говорили, что АКС - первая ступень будет создавать основные затраты, а ракетная значительно меньшие.
 По какой физической причине вторая ступень в ракетном виде может быть недорогой, а первая не может?

 

а. Первая ступень в несколько раз больше второй.
b. Не сама по себе первая ракетная ступень очень дорогая, а дороже правильно сделанного аэробрифера на единицу полезной нагрузки.

Streamflow, 03.01.2004 00:05:00:

а. Первая ступень в несколько раз больше второй.
b. Не сама по себе первая ракетная ступень очень дорогая, а дороже правильно сделанного аэробрифера на единицу полезной нагрузки.

 

 Ага, давайте прикинем.
 Пусть масса АКС первой ступени 0.4 от 300 тонн, полезная нагрузка 100 тонн - вы сами говорили, что 120 тонн "многовато".
 Масса конструкции будет 120 тонн, это 0.2 от массы заправленной первой ступени - получаем заправленную первую ступень массой 600 тонн.
 Топливо - тот же водород, средний УИ пусть будет 4000 м/с. Получим конечную ХС 4629 м/с.
 Вторая ступень имеет массу 100 тонн - массовое совершенство также 0.2, сухая масса 20 тонн. Пусть ПН будет 10 тонн, а УИ двигателя 4500 м/с. Вторая ступень создаёт ХС 5417 м/с.
 Общая ХС 10046 м/с - "выше крыши".

 Полезная нагрузка маленькая, однако я "не поскупился" на массу ступеней. При этом что первая, что вторая ступень будут "примерно одно и то же" и проще чем АКС с ГПВРД.

Бродяга, 03.01.2004 16:02:37 :

1. Ага, давайте прикинем.
 
2. Полезная нагрузка маленькая, однако я "не поскупился" на массу ступеней.

3. При этом что первая, что вторая ступень будут "примерно одно и то же" и проще чем АКС с ГПВРД.

 

1. Ну.

2. Так не скупитесь.

3. Что значит проще?

Можно было ничего и не писать, см. Streamflow, 26.12.2003, 11:58:29

Бродяга, 02.01.2004 17:41:56:

 Если "механически" отбросить 40 тонн стартовой массы шаттла на "элементы грузовика" останется 80 тонн ПН за 400-500 миллионов долларов - цена доставки нашей РН Союз.

 

Откуда Вы взяли эти 400-500 миллионов долларов? :o

У Вейда: Shuttle C

LEO Payload: 77,000 kg. to: 400 km Orbit. at: 28.0 degrees.
Flyaway Unit Cost $: 84.97 million. in 1985 unit dollars.
1104 долл. 1985 за 1 кг ПН !
По современным ценам будет порядка 2000 - 2500 долл. НО(!) - при полной нагрузке!

Streamflow, 31.12.2003 20:50:08:

Димитър, 31.12.2003 18:35:27 :

называют Джеффа Безоса (Jeff Bezos), основателя Amazon.com.
По слухам, предприниматель втайне собрал команду специалистов, которые строят космический корабль многоразового использования за $30 миллионов. (ПОТОК ПРОВЕРЬТЕ !  )

 

Маловато будет ©

 

А может он в Х-прайс задумап участвовать?

  Кстати, сколько может стоить машина для Х-прайса? В 10 миллионов не уложится?

Димитър, 04.01.2004 17:27:11 :

Бродяга, 02.01.2004 17:41:56 :

Если "механически" отбросить 40 тонн стартовой массы шаттла на "элементы грузовика" останется 80 тонн ПН за 400-500 миллионов долларов - цена доставки нашей РН Союз.

 

Откуда Вы взяли эти 400-500 миллионов долларов? :o

У Вейда: Shuttle C

LEO Payload: 77,000 kg. to: 400 km Orbit. at: 28.0 degrees.
Flyaway Unit Cost $: 84.97 million. in 1985 unit dollars.
1104 долл. 1985 за 1 кг ПН !
По современным ценам будет порядка 2000 - 2500 долл. НО(!) - при полной нагрузке!

 

Мало ли там у Вейда глупостей написано... Сейчас полет Шаттла стоит около 500 M$ (~ 25 k$/кг), и полет Шаттла-С будет стоить примерно столько же (дополнительные затраты на разработку, но, видимо, несколько меньшая стоимость эксплуатации).

Димитър, 04.01.2004 17:51:24:

1. А может он в Х-прайс задумап участвовать?

2. Кстати, сколько может стоить машина для Х-прайса? В 10 миллионов не уложится?

 

1. Дивайс для Х-прайса - это не космический корабль. По крайней мере, для меня.

2. Не знаю. Наверное, в 10 миллионов чего-то можно уложиться

Бродяга, 03.01.2004 16:02:37:

Ага, давайте прикинем.
 Пусть масса АКС первой ступени 0.4 от 300 тонн, полезная нагрузка 100 тонн.
Масса конструкции будет 120 тонн, это 0.2 от массы заправленной первой ступени - получаем заправленную первую ступень массой 600 тонн.
 Топливо - тот же водород, средний УИ пусть будет 4000 м/с. Получим конечную ХС 4629 м/с.
 Вторая ступень имеет массу 100 тонн - массовое совершенство также 0.2, сухая масса 20 тонн. Пусть ПН будет 10 тонн, а УИ двигателя 4500 м/с. Вторая ступень создаёт ХС 5417 м/с.
 Общая ХС 10046 м/с - "выше крыши".

 Полезная нагрузка маленькая, однако я "не поскупился" на массу ступеней. При этом что первая, что вторая ступень будут "примерно одно и то же" и проще чем АКС с ГПВРД.

 

Бродяга, я сам собирался что-то такое писать, да Вы меня опередили!
"я "не поскупился" на массу ступеней." - а надо было! Сравнивать две системы надо при одинаковых параметрах.

 И так: У Потока:
Стартовая масса 1 ступени - 300 тонн, из них 120 тонн - сухая масса и 100 т - ПН = Стартовая масса 2 ступени. При 16 % сухая масса/общая масса и импульс 4,6 км/с получается 27,5 тонн ПН на орбите.

Чтобы получить та же ПН у нас стартовая масса должна быть 740 т. Сухая масса - 16 % от общей - для 2 ступени и 14 % для 1 ступени (масштабный эффект!).
1 ступень дает V x = 4,2 км/с, вторая - V x = 5 км/с (Пропорционально УИ !). Стартовая масса 2 ступени получается 154 тонн.
  У нас машина получается почти в 2,5 раза тяжелее, но ТОЛЬКО ЗА СЧЕТ ТОПЛИВА! Сухая масса ступеней у нас - 128,3 т, у Потока - 136 т. А стоимость топлива - ничтожная часть общей стоимасти. Стоит "сухая масса"! Так, что АКС из 2 ракетных ступеней вполне может оказаться дешевле, чем с ВРД на 1 ступени. И дорогих НИОКТР по созданию СПВРД и синерджета можно не проводить.
Кстати, если не использовать воздух из атмосферы, лучше делать вертикальный старт! Аеродинамические потери меньше, а крилья и колесник будут легче - только для посадки.

Streamflow, 04.01.2004 18:22:15:

Мало ли там у Вейда глупостей написано... Сейчас полет Шаттла стоит около 500 M$ (~ 25 k$/кг), и полет Шаттла-С будет стоить примерно столько же (дополнительные затраты на разработку, но, видимо, несколько меньшая стоимость эксплуатации).

 

Понял...
А дело в том, что у Шаттла-С сам Шаттл (самая дорогая часть) отсуствует! Остаются толко стартовые ускорители, резервуар и двигатели. Только это должно уменьшить стоимость примерно в 2 раза.
Проэкт, имхо, уже существует.

Димитър, 04.01.2004 19:08:59:

Streamflow, 04.01.2004 18:22:15 :

Мало ли там у Вейда глупостей написано... Сейчас полет Шаттла стоит около 500 M$ (~ 25 k$/кг), и полет Шаттла-С будет стоить примерно столько же (дополнительные затраты на разработку, но, видимо, несколько меньшая стоимость эксплуатации).

 

Понял...
А дело в том, что у Шаттла-С сам Шаттл (самая дорогая часть) отсуствует! Остаются толко стартовые ускорители, резервуар и двигатели. Только это должно уменьшить стоимость примерно в 2 раза.
Проэкт, имхо, уже существует.

 

Двигатели (основные и вспомогательны), система управления и еще много чего остается. Появляется объемистый, легкий и недешевый обтекатель. Эскизный проект, может быть и был, да основные затраты на разработку появляются на последующих этапах. Так что, если бы полет Шаттла-С и был бы дешевле, то далеко не в 2 раза. Кроме того, эта дискуссия по существу не имеет смысла. Шаттл-С создаваться уже никогда не будет