Индийский многоразовый КК !

NTV-TV.RU. 14:16:04

"...Ииндийские специалисты работают над созданием космического корабля многоразового использования "Аватар" ("Воплощение").
Этот 25-тонный аппарат может служить как дешевый ракетоноситель, в качестве корабля для доставки туристов в космос и применяться для сооружения гигантских станций-хранилищ солнечной энергии."

Кто-нибудь знает об этом хоть что-то? :huh:

Новости космонавтики, №2, 2004, стр 46.
И.Афанасьев. Огневые испытания индийского ЖРД.

"По словам Шармы, эта технология критически важна для запуска человека на Луну, который Индия планирует осуществить до 2015 г."

Не-е. Это была статья года на два-три раньше, но тоже в "НК". Взлёт с полным баком жидкого водорода, горизонтальный полёт в атмосфере с ожижением воздуха (за счёт хладоресурса жидкого водорода) и накоплением кислорода, потом выход на орбиту на накопленном кислороде и водороде. По расчётам индусов, 25 тонн стартовой массы хватает для выведения (не помню точно) что-то там около пяти-семи (!!!) тонн на орбиту. По верификационным оценкам ЦИАМа, ближе к истине будет не семь, а минус десяток... т.е. будучи выполненным по технологиям не очень далёкого будущего "оно" даже вовсе без ПН до орбиты не доберётся.

Не не а да !

То есть, прикол в том, что Индия будет (???) на Луне...

может они 25 тонн без учёта топлива считают? Сама "птичка"?
А то в самом деле маразм получается...

25 тонн - это вся стартовая масса агрегата. В неё входит собственно самолёт и запас жидкого водорода.
"Оно" стартует на ВРД, выходит на высоту 20-25 км и летит там некоторое (не помню какое) время, прогоняя наружный воздух и внутренний водород через теплообменник, в результате чего воздух сжижается, из него сепарируется кислород и идёт в бак. Через X часов полёта, когда набирается полный бак кислорода, аппарат закрывает воздушные заслонки, включает ракетнодвигательный тракт и выходит на орбиту на ЖРД с топливом "кислород-водород".
Теоретически всё стыкуется, проблема в досадных мелочах - нужно разработать суперсверхлёгкие композитные баки для жидкого водорода, сверхстойкую и сверхлёгкую теплозащиту, двигатель комбинированного цикла (ВРД-ЖРД) и теплообменник "воздух/жидкий водород" с нечеловеческой эффективностью...

Теоретичски при испарении 1кг жидкого водорода можно сжижить 2,2кг воздуха, только вот где они газообразный водород хранить собираются в процессе накопления кислорода?

Так он после ожижения кислорода (ожиженым азотом можно производить предварительное охлаждение воздуха) идет в разгонные ТРД (ГПВРД). Не, на орбиту с ощутимой ПН - только в две ступени, не меньше. А в одну... это так, фантастика. Вон - амы - и те не осилили, с их-то бюджетом...

Это, конечно, отклонение от темы, но у Дельты-4 первая ступень может выходить на орбиту, одна. Правда, с маленькой ПН . Даже, говорят, у Титана-2 это можно сделать, если уменьшить тягу двигателей.

Опять же, ВенчеСтар, точнее, Х-33, не по техническим причинам закрыли . Это, конечно, моё субъективное мнение.

Так то просто ракетная ступень, а то - полностью многоразовая....

Да, но ВенчеСтар-то планировался - и одноступенчатым, и многоразовым... Водород...

Но он-то, конечно, и не получился ...

hcube, 10.03.2004 15:29:17 :

Так он после ожижения кислорода (ожиженым азотом можно производить предварительное охлаждение воздуха) идет в разгонные ТРД (ГПВРД). Не, на орбиту с ощутимой ПН - только в две ступени, не меньше. А в одну... это так, фантастика. Вон - амы - и те не осилили, с их-то бюджетом...

 

Если сжижать кислород из атмосферы то можно и в одну.
Первый вариант "Хотола" (без "Мрии") так планировали делать.
Вопрос в сжижении на гиперзвуке.

А почему на гиперзвуке? Оптимизируем график вывода - то есть выберем точку перехода с ТРД на ГПВРД и далее ЖРД, некоторое время полетим на дозвуке со сжижителем, а затем - бросок для разгона и взлета.

Для сжигания 1 кг. водорода необходимо 8кг. кислорода (по стехиометрическому соотношению) Но, чтобы не было взрыва гремучего газа, необходим избыток водорода (30% примерно). Значит 1 кг. водорода должен дать холод для сжижения 6 кг. кислорода (из воздуха)
Нет возможности теплоёмкости и энергии фазовых переходов искать, но, кажется не тянет. Единственное, что приходит на ум, это возможность сжижения только части кислорода из воздуха. Этакая "дозаправка" кислородных баков, пока двигатели прямоточные работают.

bundesbürger>Но, чтобы не было взрыва гремучего газа, необходим избыток водорода (30% примерно).
И куда же избыток водорода девают? Просто выбрасывают? Не жирно ли?
Вопросы риторические, так как Ваше утверждение неверно. Водород и кислород не взрываются, если не смешивать их заранее.

Взрыв гремучего газа действительно ни при чем, но избыток водорода действительно необходим - при этом удельный импульс ЖРД повышается из-за снижения среднего молекулярного веса продуктов выхлопа.

Проблема не в этом.

Даже если на 1кг водорода мы сможем ожижить 1кг кислорода, и то это приведет к существенному снижению стартовой массы аппарата. Объяснить, почему?

Испарившийся водород не стравливается за борт, а направляется в ГПВРД, и участвует в разгоне аппарата, примерно в диапазоне скоростей от 6 М до 12 М.

Надо еще иметь в виду, что на ЖВ можно построить ТРДФ, эффективный до 6 М, в отличие от керосина. И часть "запаса холода" этого ЖВ тоже можно пустить на ожижение кислорода.

Значит, концептуально, 40% орбитальной скорости можно набрать без окислителя на борту. Со средним УИ порядка 2000 с. И с умеренной массой двигательной установки.

Беда в том, что даже 1 кг кислорода на 1 кг водорода - это практически невыполнимая задача.
1. Современные технологии сепарации жидкого воздуха подразумевают его кипение - а это значит, ожижать нужно и азот, которого в 4 раза больше, чем кислорода, и пытаться использовать кипящий жидкий воздух, как поглотитель тепла сжатого воздуха. Как растут размеры и вес установки, представляете?
2. Ну, ладно, это хоть был газожидкостный теплообменник, а вот испарившийся азот имеет температуру минус сто, и его нужно тоже нагреть, чтоб охладить забортный воздух. А это уже теплообменник газ-газ. Размеры, вес...
3. Температура торможения на трех махах 320 градусов, если мне не изменяет мой склероз. На двенадцати даже боюсь подумать. Индусы, если мне, опять же, не изменяет мой склероз, рассчитывали на еще один теплообменник, находящийся в аэродинамической тени - очень горячий сжатый воздух - несколько менее горячий забортный воздух. ДАЖЕ ЕСЛИ ЭТО РАБОТАЕТ, БЕЗОТНОСИТЕЛЬНО СКОЛЬКО ЭТО ВЕСИТ, ИЗ ЧЕГО ОНИ ЭТО СДЕЛАЮТ?
Но только при наличии этого третьего теплообменника схема увязывается.

Реально, для того, чтобы набрать оставшиеся 60% орбитальной скорости, нужно собрать около 0,5 кг жидкого кислорода на 1 кг жидкого водорода стартовой заправки. При этом, если считать, что при стартовом весе в 29,5 тонн 3,5 тонны - это сухая масса конструкции, включая ПН, двигатели, теплообменники, теплозащиту и т.д., то железка может выйти на орбиту в одну ступень. Впрочем, при таких весовых характеристиках в одну ступень на орбиту может выйти и аппарат на обычных ЖРД LOX-LH2.

То есть, мы видим, что при достижении выхода, большего, чем 0,5, система становится более выгодной, чем ЖРД. Но ценой какого геморроя!

Нужно еще лет 50, и не один десяток миллиардов долларов, чтобы такой носитель стал коммерчески выгодным. Разумеется, при условии его спасения.

Андрей Суворов, 01.04.2004 08:23:27 :

1. Современные технологии сепарации жидкого воздуха подразумевают его кипение - а это значит, ожижать нужно и азот, которого в 4 раза больше, чем кислорода, и пытаться использовать кипящий жидкий воздух, как поглотитель тепла сжатого воздуха. Как растут размеры и вес установки, представляете?

 

А кто заставляет нас использовать "современные технологии"?
Можно же ожижать только кислород

Кроме того - по скорости 40% - это если движок на 12М будет (а где он?)
А по высоте всего 10%...
И неизвестно, что лучше - тащить с земли 100кг кислорода или 50кг радиаторов+ГПВРД+... и ещё возвращать всю это лабуду назад...

---

Насколько я понимаю - получается, нужно 4 комплекта движков везти?
1) ВРД : 0-3М
2) ? : 3М-6М
3) ГПВРД : 6М-12М
4) ЖРД : 12М-орбита (~27М)

До 6М при использовании водорода может работать обычный ТРДП - прямоточный ТРД. На керосине где-то до 4-х.

Но не надо эти движки тащить дальше - две или три ступени, "девайс единый" мы имеем в лице Шаттлов - дорого и криво.

Наконец то я вспомнил где я об этом "индийском"МКК читал. Лет 25 назад, в журнале "Техника молодёжи". Правда ни о индусах, ни о индейцах там не упоминалось.

Бродяга, 16.04.2004 14:52:36 :

До 6М при использовании водорода может работать обычный ТРДП - прямоточный ТРД. На керосине где-то до 4-х.
Но не надо эти движки тащить дальше - две или три ступени.

 

Поток примерно это имел ввиду в своем проэкте:

первая ступень:
до 6 М - водородный "синергетический" ТРД
6 - 12 М - ГПВРД
вторая ступень:
с 12 М - ЖРД на Н2 + О2

вот только до ожижения кислорода из воздуха не додумался...

мое ИМХО - до создания указанных двигателей первая ступень тоже может лететь на ЖРД на Н2 + О2.

Водородный бак - он здоровый больно...
Как его на гиперзвуке теплоизолировать?

Начальник ISRO на днях сказал примерно следующее:
...надо понизить стоимость кг ПН в 10 раз...этого достичь можно только соединив ракетные и самолетые принципы ...многоразовость позволит еще более снизить стоимость...лучший способ понизить затраты - это широкое применение двигателей использующих атмосферный кислород... но к сожалению до 25 махов на них не разгонишься, придется использовать и ЖРД тоже...
В ISRO прорабатывается концепция двухступенчатого носителя на 10 тонн ПН на низкую орбиту. Крылатая 1-ая ступень залетает на 100км и разгоняется почти до 1/2 орбитальной скорости, потом садится на ВПП. Вторая ступень сходит с орбиты приземляется/приводняется на надувных мешках.

Индусы не только мечтают. Тот же ISRO
As part of the Advanced technology initiative in the area of Air- Breathing propulsion, the Vikram Sarabhai Space Centre of ISRO at Thiruvananthapuram, has successfully carried out the design, development, characterisation and realisation of the Supersonic Combustion Ramjet (SCRAMJET). Through a series of ground tests, a stable supersonic combustion has been demonstrated for nearly 7 seconds with an inlet Mach number of 6\

Смех смехом, а вот возьмут и сделают.

"НОВОСТИ КОСМОНАВТИКИ" :: Просмотр темы - Индусы мечтают об АКС

«Форум. Новости космонавтики. Космос.» ежемесячный журнал, рассказывающий о событиях российской и зарубежной космонавтики.

// www.novosti-kosmonavtiki.ru

 

Смех смехом, а вот возьмут и сделают.

 

Ну-ну, пусть возьмут и сделают... Смелость незнания помогает, это правда. Но одной её часто бывает недостаточно. Тут бы решить задачу возвращения аппарата без двигателей многоразово...

Вон, Элон Маск тоже грозится спасать свои ракеты...

...надо понизить стоимость кг ПН в 10 раз...этого достичь можно только соединив ракетные и самолетые принципы ...многоразовость позволит еще более снизить стоимость...лучший способ понизить затраты - это широкое применение двигателей использующих атмосферный кислород...

 

Фигню он сказал, если честно... Из чего складывается нынешняя - такая высокая стоимость запуска?
Не из стоимости топлива - она менее 1%...
Не из стоимости "железа" - оно тоже несколько процентов...
А из неоптимальной наземной структуры обеспечения...

...надо понизить стоимость кг ПН в 10 раз...этого достичь можно только соединив ракетные и самолетые принципы ...многоразовость позволит еще более снизить стоимость...лучший способ понизить затраты - это широкое применение двигателей использующих атмосферный кислород...

 

Фигню он сказал, если честно... Из чего складывается нынешняя - такая высокая стоимость запуска?
Не из стоимости топлива - она менее 1%...
Не из стоимости "железа" - оно тоже несколько процентов...
А из неоптимальной наземной структуры обеспечения...

 

Вы настолько упростили, что пропустили СУТЬ
Цена на кг массы ПН на орбите складывается примерно ТАК:
1. Стоимость НИОКР*спецкоэффициент\на общую массу ПН за весь период существования проекта.
Спецкоэффициент - это цена РИСКА -она очень высока, вспомните сколько проектов умерло не только на стадии проектирования, но даже на стадииуже летавшего проекта (Н-1. Энергия-Буран и проч.) Т.е. каждый доллар вложенный в НИОКР можно смело умножить на 10-20, ведь инвесторы (даже то же государство) пойдут на такой риск только при ооочень сладкой прибыли.
2. Стоимость производства\на общую массу ПН за весь период существования проекта.
Производство. как и везде, имеет то свойство, что чем оно МАССОВЕЙ(вплоть до конвеера), тем оно дешевле и наоборот. Экземпляр изготовленный на спецоснастке будет дороже точно такого же конвеерного в десятки раз.
3 И вот только третьим компонентом идут уже суммарные затраты на эксплуатацию, т.н. полная стоимость владения - затраты на строительство и экспл. наземного комплекса, цена топлива, экологические издержки и проч. Значимыми они становяться только в особых случаях -например антивещество так дорого, что все остальное можно просто не считать А фторсодержащие топлива нанесут такой экоущерб, что тоже можно все остальное не считать.

Таким образом, кстати, выявляется экономическая ошибка совершенная при проектировании программы Шатлл. И видно КАМИМИ должны быть РН -одноразовыми, массовыми, с максимальным использованием при проектировании наработанных НИОКР.

Ник