Программа освоения космоса

Димитър, 04.01.2004 19:03:17:

Сравнивать две системы надо при одинаковых параметрах.

1. Итак: 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.

2. 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.

3. 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 стоимости. Стоит "сухая масса"! Так, что АКС из 2 ракетных ступеней вполне может оказаться дешевле, чем с ВРД на 1 ступени. И дорогих НИОКР 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.

 

1. При 14% сухой массы (по средним значениям неоднократно упоминаемой мною кривой) и удельном импульсе 4.7 км/с получается 32.5 тонн ПН на орбите при экваториальном пуске на восток. Можно взять 15%

2. Пусть сухая масса - 14 (15)% от общей - для второй ступени и 20%(как минимум) для первой (масштабный эффект - да, но дополнительно крыло, ТРД, топливо для возвращения)...

3. Вы думаете, увеличение массы в 2.5 - 3 раза даже за счет топлива ничего не стоит? И само топливо тоже? Так это не так. Есть в достаточной мере отработанный алгоритм оценки стоимости Посчитайте правильно основные характеристики двухступенчатого ракетного носителя, примените его и убедитесь в существенно большей стоимости доступа с его помощью.

Streamflow, 04.01.2004 20:13:31:

  1. При 14% сухой массы (по средним значениям неоднократно упоминаемой мною кривой) и удельном импульсе 4.7 км/с получается 32.5 тонн ПН на орбите при экваториальном пуске на восток. Можно взять 15%
  2. Пусть сухая масса - 14 (15)% от общей - для второй ступени и 20%(как минимум) для первой (масштабный эффект - да, но дополнительно крыло, ТРД, топливо для возвращения)...
  3. Вы думаете, увеличение массы в 2.5 - 3 раза даже за счет топлива ничего не стоит? И само топливо тоже? Так это не так. Есть в достаточной мере отработанный алгоритм оценки стоимости

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

 

Посчитайте правильно основные характеристики двухступенчатого ракетного носителя, примените его и убедитесь в существенно большей стоимости доступа с его помощью.

 

  1. При 14% сухой массы и удельном импульсе 4.7 км/с я получил 30,5 т ПН. Но это не так важно.

  2. А почему "дополнительно крыло"? У второй ступени тоже крыло эсть. "ТРД, топливо для возвращения..." Тоесть вторая ступень без всего этого может, а первая - никак нет? Даже если использовать второй аеродром в расчетном месте?

  3. Вы про это:
"...Существует модель корпорации РЭНД определения стоимости конструкции самолетов с максимальным числом Маха полета Mmax ≤ 3, использованная для экономической оценки программы разработки аэрокосмических аппаратов типа NASP. Если в этой модели перейти от веса конструкции аппарата и максимальной скорости его полета к практически пропорциональным им, но более удобным и физически значимым параметрам - соответственно массе конструкции Ms и максимальному числу Маха полета Mmax, а также округлить показатели степени в эмпирическом выражении, построенном в очень ограниченном по сравнению с интересующими нас диапазоном скоростей, тогда упомянутое выражение преобразуется в формулу: C ~ Ms4/5Mmax3/4, где C - полная стоимость программы разработки, создания и эксплуатации аэрокосмической транспортной системы. Выделим в явном виде масштаб носителя: C ~ s4/5ms4/5Mmax3/4, где s - масштабный фактор (отношение стартовой массы носителя к некоторой фиксированной величине), ms - доля массы конструкции (сухой массы) в стартовой массе аппарата. "
Да здесь тоже СУХАЯ МАССА!

Про топлива:
При стоимасти вывода 300 долл/кг полет на 27,5 тонн ПН должен стоить 8,25 милиона.
Цена жидкого водорода - 2 - 3 долл/кг ; жидкого кислорода - несколько центов.
В ракетном варианте - 520 тонн О2 и 65 тонн Н2. В Вашем варианте - 50 т О2 и 86 т Н2. Так, как у Вас водород БОЛЬШЕ, цена топлива примерно одинаковая - порядка 250 000 долл. - около 3 % от стоимости старта.

Димитър, 04.01.2004 22:01:53 :

1. При 14% сухой массы и удельном импульсе 4.7 км/с я получил 30,5 т ПН. Но это не так важно.

  2. А почему "дополнительно крыло"? У второй ступени тоже крыло есть. "ТРД, топливо для возвращения..."

  3. То есть вторая ступень без всего этого может, а первая - никак нет? Даже если использовать второй аеродром в расчетном месте?

  4. Вы про это:
"...Существует модель корпорации РЭНД определения стоимости конструкции самолетов с максимальным числом Маха полета Mmax ≤ 3, использованная для экономической оценки программы разработки аэрокосмических аппаратов типа NASP. Если в этой модели перейти от веса конструкции аппарата и максимальной скорости его полета к практически пропорциональным им, но более удобным и физически значимым параметрам - соответственно массе конструкции Ms и максимальному числу Маха полета Mmax, а также округлить показатели степени в эмпирическом выражении, построенном в очень ограниченном по сравнению с интересующими нас диапазоном скоростей, тогда упомянутое выражение преобразуется в формулу: C ~ Ms4/5Mmax3/4, где C - полная стоимость программы разработки, создания и эксплуатации аэрокосмической транспортной системы. Выделим в явном виде масштаб носителя: C ~ s4/5ms4/5Mmax3/4, где s - масштабный фактор (отношение стартовой массы носителя к некоторой фиксированной величине), ms - доля массы конструкции (сухой массы) в стартовой массе аппарата. "
Да здесь тоже СУХАЯ МАССА!

 

1. (exp(3.55/4.7))^-1 = 0.47; 0.47 - 0.005 - 0.14 = 0.325.

2. Крыла у второй ступени нет, она - несущее тело. При наличии крыла надо переходить на другую кривую из упоминаемого мной здесь графика.

3. Да. Вторая ступень возвращается через орбиту, а первая - своим ходом. А если использовать второй, третий и т. д. аэродромы, то цена всей операции будет совсем другая.

4. Ну, это вспомогательная, не проверенная в широком диапазоне параметров, зависимость , из которой, в итоге, был взят только масштабный фактор. Кроме того, если вместо разговоров взять все и достаточно правильно посчитать, то ракетный носитель и по первой формуле окажется дороже

Streamflow, 04.01.2004 09:46:13:

3. Что значит проще?

 

 Проще, в данном случае, совершенно конкретная вещь - нам не надо ВРД разрабатывать. Если есть технология создания второй ступени, то мы и первую сможем сделать - для неё проблем меньше.

 И это ещё не всё. Надо Три ступени делать. Две водородные и два керосиновых ускорителя. Тогда ПН будет достаточно большой.
 Кроме того, водородный двигатель на начальном участке не даёт никаких преимуществ.

 Собственно так был сделан Сатурн-5.

Бродяга, 05.01.2004 14:03:25:

1. Проще, в данном случае, совершенно конкретная вещь - нам не надо ВРД разрабатывать.

2. И это ещё не всё. Надо Три ступени делать.

3. Собственно так был сделан Сатурн-5.

 

1. Так кто ж Вас заставляет?

2. Так делайте.

3. А как была сделана V-2? Может еще проще?

Streamflow, 05.01.2004 14:25:11:

Бродяга, 05.01.2004 14:03:25 :

1. Проще, в данном случае, совершенно конкретная вещь - нам не надо ВРД разрабатывать.

2. И это ещё не всё. Надо Три ступени делать.

3. Собственно так был сделан Сатурн-5.

 

1. Так кто ж Вас заставляет?

2. Так делайте.

3. А как была сделана V-2? Может еще проще?

 

 Streamflow, я уважаю ваше Авторитетное Мнение, но хочется как-то "аргументов из области физики".
 Вы начинаете себе противоречить - вторая ракетная ступень с высоким массовым совершенством получается многоразовая и недорогая, а первая, менее нагруженная по тепловым потокам при торможении - почему-то не получится.

 Вы, разумеется, можете сказать "я так считаю" и это правомочно, но хотелось бы поподробнее, если можно.

Бродяга, 05.01.2004 17:47:42:

1. Вы начинаете себе противоречить - вторая ракетная ступень с высоким массовым совершенством получается многоразовая и недорогая, а первая, менее нагруженная по тепловым потокам при торможении - почему-то не получится.

2. Streamflow, я уважаю ваше Авторитетное Мнение, но хочется как-то "аргументов из области физики"...
Вы, разумеется, можете сказать "я так считаю" и это правомочно, но хотелось бы поподробнее, если можно.

 

1. Вторая многоразовая ступень - дорогая, а первая - еще дороже, потому, что гораздо больше.

2. Вообще-то, я уже неоднократно все это описывал. Но, лучше всего доходит, когда делаешь это сам, тем более, что для какого уровня оценок весь необходимый инструментарий имеется в наличии.

Streamflow, 05.01.2004 18:36:40:

1. Вторая многоразовая ступень - дорогая, а первая - еще дороже, потому, что гораздо больше.

2. Вообще-то, я уже неоднократно все это описывал. Но, лучше всего доходит, когда делаешь это сам, тем более, что для какого уровня оценок весь необходимый инструментарий имеется в наличии.

 

 1. Да, и ступень с ВРД тоже больше, по крайней мере по сухой массе. Так ваша формула не действует в этом случае? Значит оценки в статье "Цена космоса" - неверные? Или она действует для ступени с ВРД, морского корабля, самолёта Боинг, но не действует для других вариантов?
 У вас получается противоречие и вы отлично это видите.

 2. Оценки производятся по вашим же критериям, более того, ступень с ВРД должна быть дороже - энергии через неё проходит больше, так как она преодолевает сопротивление воздуха. Или это не так?

Бродяга, 05.01.2004 19:56:22:

1. Да, и ступень с ВРД тоже больше, по крайней мере по сухой массе. Так ваша формула не действует в этом случае? Значит оценки в статье "Цена космоса" - неверные? Или она действует для ступени с ВРД, морского корабля, самолёта Боинг, но не действует для других вариантов?
 У вас получается противоречие и вы отлично это видите.

 2. Оценки производятся по вашим же критериям, более того, ступень с ВРД должна быть дороже - энергии через неё проходит больше, так как она преодолевает сопротивление воздуха. Или это не так?

 

1. Думаю, с известной точностью формула действует. Но только для сравнимых условий, то есть при отсутствии дополнительных аэродромов и транспортных операций по перевозке с них ступеней.

2. Я уже цитировал статью "Анализ эффективности многоразовых аэрокосмических носителей" , где говорилось о том, что как российские, так и американский исследования показали, что двухступенчатый ракетный носитель (TSTO) менее эффективен, чем одноступенчатый (SSTO) типа Delta Clipper и Venture Star в той реализации, которая тогда заявлялась. Оценить и сравнить характеристики АКС и SSTO вроде бы можно, а TSTO - нет, так как неизвестно, во что выльется возвращение его первой ступени на старт. В принципе, это должно резко снизить долю полезной нагрузки и более чем скомпенсировать действительно имеющееся уменьшение затраченной энергии. Насколько, сказать не могу, не имею данных.

Все-таки, если еще учесть уменьшение необходимой теплозащиты вплоть до простого захолаживания корпуса как у Байкала... . В общем - повторюсь - для ракетной системы введение полной многоразовости снижает ПН примерно втрое - из этих 66% примерно 46 забирает многоразовость второй и 20 - первой ступени. Многоразововсть первой - за счет 'недолива' топлива во вторую, которое замещается системами спасения первой, многоразовость второй - за счет теплозащиты и средств маневрирования.

Streamflow, 05.01.2004 23:52:24 :

1. Думаю, с известной точностью формула действует. Но только для сравнимых условий, то есть при отсутствии дополнительных аэродромов и транспортных операций по перевозке с них ступеней.

2. Я уже цитировал статью "Анализ эффективности многоразовых аэрокосмических носителей"

SYNERJETICS GROUP Проведен анализ эффективности основных типов многоразовых аэрокосмических носителей. Показано, что двухступенчатые аэрокосмические носители с воздушно-реактивными двигателями (аэрокосмические самолеты) обеспечивают наибольшие эффективность и гибкость космической транспортной системы.

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

 

, где говорилось о том, что как российские, так и американский исследования показали, что двухступенчатый ракетный носитель (TSTO) менее эффективен, чем одноступенчатый (SSTO) типа Delta Clipper и Venture Star в той реализации, которая тогда заявлялась. Оценить и сравнить характеристики АКС и SSTO вроде бы можно, а TSTO - нет, так как неизвестно, во что выльется возвращение его первой ступени на старт. В принципе, это должно резко снизить долю полезной нагрузки и более чем скомпенсировать действительно имеющееся уменьшение затраченной энергии. Насколько, сказать не могу, не имею данных.

 

 1. Операции по транспортировке ступеней недорогие. Они, кстати, недорогие по той же формуле из статьи "Цена Космоса". Когда дойдёт дело до учёта таких стоимостных факторов - Деревья Будут Большими, а Наши Могильные Холмики - Маленькими.

 2. А что это за исследования? Как я понимаю - тоже оценки разные. Носителей-то нету ни таких не эдаких.
 Так что это - "более мнения чем факты".

hcube, 06.01.2004 01:48:08:

Все-таки, если еще учесть уменьшение необходимой теплозащиты вплоть до простого захолаживания корпуса как у Байкала... . В общем - повторюсь - для ракетной системы введение полной многоразовости снижает ПН примерно втрое - из этих 66% примерно 46 забирает многоразовость второй и 20 - первой ступени. Многоразовость первой - за счет 'недолива' топлива во вторую, которое замещается системами спасения первой, многоразовость второй - за счет теплозащиты и средств маневрирования.

 

Да, видимо,так. Но откуда взяты количественные данные?

Бродяга, 06.01.2004 02:10:03:

Streamflow, 05.01.2004 23:52:24 :

1. Думаю, с известной точностью формула действует. Но только для сравнимых условий, то есть при отсутствии дополнительных аэродромов и транспортных операций по перевозке с них ступеней.

2. Я уже цитировал статью "Анализ эффективности многоразовых аэрокосмических носителей" www.synerjetics.ru/article/art1997.htm , где говорилось о том, что как российские, так и американский исследования показали, что двухступенчатый ракетный носитель (TSTO) менее эффективен, чем одноступенчатый (SSTO) типа Delta Clipper и Venture Star в той реализации, которая тогда заявлялась. Оценить и сравнить характеристики АКС и SSTO вроде бы можно, а TSTO - нет, так как неизвестно, во что выльется возвращение его первой ступени на старт. В принципе, это должно резко снизить долю полезной нагрузки и более чем скомпенсировать действительно имеющееся уменьшение затраченной энергии. Насколько, сказать не могу, не имею данных.

 

 1. Операции по транспортировке ступеней недорогие. Они, кстати, недорогие по той же формуле из статьи "Цена Космоса". Когда дойдёт дело до учёта таких стоимостных факторов - Деревья Будут Большими, а Наши Могильные Холмики - Маленькими.

 2. А что это за исследования? Как я понимаю - тоже оценки разные. Носителей-то нету ни таких не эдаких.
 Так что это - "более мнения чем факты".

 

1. Там не только операции по транспортировке, но и большая дополнительная инфраструктура.

2. Я уже писал об этом: Streamflow, 02.01.2004, 13:31:30. Имелись в виду исследования в связи с проведенным в [html_a href="/hangar/usa/" class="autolink"]США[/URL] в 1991 году конкурсом на создание многоразового носителя. И Анфимов в 1994 году заявлял то же самое (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). Сам слышал.

По первой ступени - сравнение Ангары в многоразовой (с Байкалами) и одноразовой конфигурациях. По второй - сравнение Энергии и Энергии-2, остальное - искустное вычитание .

hcube, 06.01.2004 15:41:33 :

По первой ступени - сравнение Ангары в многоразовой (с Байкалами) и одноразовой конфигурациях. По второй - сравнение Энергии и Энергии-2, остальное - искусное вычитание .

 

Понятно. А более детально данные нельзя привести, чтобы повторно это не проделывать?

Streamflow, 06.01.2004 11:08:02:

1. Там не только операции по транспортировке, но и большая дополнительная инфраструктура.

2. Я уже писал об этом: Streamflow, 02.01.2004, 13:31:30. Имелись в виду исследования в связи с проведенным в США в 1991 году конкурсом на создание многоразового носителя. И Анфимов в 1994 году заявлял то же самое (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). Сам слышал.

 

 1. Я предвидел это замечание, не согласен я с оценкой "большая инфраструктура". Какая нужна инфраструктура для доставки космонавтов после посадки с места приземления? - Никакая не нужна. Есть поисковая группа и вертолёт.
 Возвращаемая ступень может садиться на лыжи на любом "безлюдном ровном поле". Далее она перевозится вертолётом к "удобному" аэродрому, откуда вывозится самолётом.

 2. Спасибо, а нет в сети этих источников, если не трудно?

Бродяга, 06.01.2004 16:30:52:

1. Я предвидел это замечание, не согласен я с оценкой "большая инфраструктура". Какая нужна инфраструктура для доставки космонавтов после посадки с места приземления? - Никакая не нужна. Есть поисковая группа и вертолёт.
 Возвращаемая ступень может садиться на лыжи на любом "безлюдном ровном поле". Далее она перевозится вертолётом к "удобному" аэродрому, откуда вывозится самолётом.

 2. Спасибо, а нет в сети этих источников, если не трудно?

 

1. Если не потребуются обустроенные полосы с системами привода на нее. Если вертолет потянет эту ступень. Если рядом будет "удобный аэродром". Если все это и еще многое другое будет продолжаться не слишком долго. Если...

2. Тогда еще сети не было

Streamflow, 06.01.2004 17:05:09 :

Бродяга, 06.01.2004 16:30:52 :

не согласен я с оценкой "большая инфраструктура". Какая нужна инфраструктура для доставки космонавтов после посадки с места приземления? - Никакая не нужна. Есть поисковая группа и вертолёт.
 Возвращаемая ступень может садиться на лыжи на любом "безлюдном ровном поле". Далее она перевозится вертолётом к "удобному" аэродрому, откуда вывозится самолётом.

 

Если не потребуются обустроенные полосы с системами привода на нее. Если вертолет потянет эту ступень. Если рядом будет "удобный аэродром". Если все это и еще многое другое будет продолжаться не слишком долго.

 

  Тоже не согласен с оценкой "большая инфраструктура". В мире и в России уже много аэродромов понастроено. Думаю, найдется подходяшие. "Большая инфраструктура", которая нужна ДЛЯ ПОСАДКИ - только ВПП достаточной длины и ничего другое.

  А вот "садиться на лыжи на любом безлюдном ровном поле" - это слышком! Да и не нужно.

Димитър, 06.01.2004 18:06:43:

Streamflow, 06.01.2004 17:05:09 :

Бродяга, 06.01.2004 16:30:52 :

не согласен я с оценкой "большая инфраструктура". Какая нужна инфраструктура для доставки космонавтов после посадки с места приземления? - Никакая не нужна. Есть поисковая группа и вертолёт.
 Возвращаемая ступень может садиться на лыжи на любом "безлюдном ровном поле". Далее она перевозится вертолётом к "удобному" аэродрому, откуда вывозится самолётом.

 

Если не потребуются обустроенные полосы с системами привода на нее. Если вертолет потянет эту ступень. Если рядом будет "удобный аэродром". Если все это и еще многое другое будет продолжаться не слишком долго.

 

  Тоже не согласен с оценкой "большая инфраструктура". В мире и в России уже много аэродромов понастроено. Думаю, найдется подходяшие. "Большая инфраструктура", которая нужна ДЛЯ ПОСАДКИ - только ВПП достаточной длины и ничего другое.

  А вот "садиться на лыжи на любом безлюдном ровном поле" - это слышком! Да и не нужно.

 

А я хотел бы летать с острова в океане, не слишком (в пределах 30 градусов) удаленного от экватора...

Так... детально...
Ангара : аналогичные конфигурации обычные и с Байкалами, 3я цифра - уменьшение относительной ПН приведенной к массе носителя.

Ангара 1.2 :
3.7/170 (2.1%) 1.9/168.9 (1.1%) 45%

Ангара 3 :
14.0/478 (2.9%) 9.3/446 (2.0%) 31%

Ангара 5 :
24.5/703 (3.4%) 18.4/709 (2.5%) 26%

Ангара 5 УКВМ :
28,5/790 (3.6%) 22.0/700 (3.1%) 13%

Относительно многоразовых ВТОРЫХ ступеней ничего не скажу - но например многоразовость шаттла стоит примерно 60% ПН - то есть одноразовый шаттл-С мог бы вывести не 30, а 70-80 тонн ПН.

Спасибо, hcube!

Хруничева, гады, закрыли сайт на реконструкцию Пришлось по Сети искать

Димитър, 06.01.2004 18:06:43:

  А вот "садиться на лыжи на любом безлюдном ровном поле" - это слышком! Да и не нужно.

 

 Да, снежная глухомань, рядом волки воют (и не волки они сдаётся), умертвия в лощинах звенят золотом. Жутко...
 А на Аэродроме сразу Главный Конструктор со стакаНом встречает и закусью...
 Правда первые ступени не пилотируемые, что это я...

 Лыжи проще и наверно будут легче, их проще защитить от температурного перегрева. Для посадки на Аэродром на этих же лыжах можно предусмотреть эдакий стираемый резиновый протектор - резину сейчас делают отличную, посмотреть хоть на Формулу-1.

 Существенное соображение то, что может не быть такого здоровенного вертолёта и другие технические проблемы конечно будут.

Streamflow, 06.01.2004 21:23:07:

А я хотел бы летать с острова в океане, не слишком (в пределах 30 градусов) удаленного от экватора...

 

 О, вода вообще прекрасно - надул некие поплавки и прокатился на них. Шаттловские ускорители просто так грохаются, после парашюта и ничего.
 И "подходящую поляну" не надо искать.

Бродяга, 07.01.2004 14:45:14:

 А на Аэродроме сразу Главный Конструктор со стакаНом встречает и закусью...
 Правда первые ступени не пилотируемые, что это я...

 

Скорее, наоборот