Одноразовые vs многоразовые

Насчёт горизонтального старта практически убедили. Но это на более совершенных системах. Менее совершенные могут и вертикально стартовать, и вообще первая ступень у них может быть одноразовой...
Или тот же СРМ в кач-ве первой использовать. Хотя в самолётик придётся тогда очень уж много топлива лить.

> Его сгубила именно смешанность.
Смешанность, да. И грузовые наклонности. Почему? А вот почему:

> Это даст то, что за полёт теряем только горючее, а не сложную и дорогую железку. Только горючее, цена которого - порядка процента от всей цены пуска современной РН (ну, если это керосин и кислород, а не АТ+НДМГ). Даже пусть мы потратим горючки вдвое, втрое, вчетверо больше по сравнению с одноразовым пуском - всё равно остаёмся в прибыли, и большой.
А что мешает спасти самую дорогую часть обычнй одноразовой верхней ступени? Делов-то - прихреначить к ДУ теплозащитный экран и систему посадки (парашют+РДТТ мягкой посадки). Баки - на фиг эти бочки спасать!
Итого, мы получаем - вместо того чтобы тащить на орбиту самолётик, масса которого равна или больше массы ПН, мы выносим более лёгким носителем (!) нашу ПН на орбиту и возвращаем на землю самую дорогую часть верхней (условно-одноразовой) ступени.
А нижней ступенью может быть и гиперзвуковой самолётик, и СРМ - не суть важно. Нижние ступени, если не смотреть ра размер, спасать куда проще.

Насичёт компонентов - для ЖРД предлагаю по умолчанию считать кислород+керосин.

Ладно - согласен.
Взлетает наш скрамджет значит с полосы...полоса правда специально построенная, ибо масса у него не горюймама! Правда он деОлжон еще и ТРД нести - ибо на скрамджетах взлетать не модно среди физиков и инженеров.
Взлетел значит - летит...разгоняется аж до 10М, т.е. 3000м/сек, на высоте км 30 а то и все 40...тут с горба евойного стартует значиться...А КАКОВА БУДЕТ ЭФФЕКТИВНАЯ МАССА СТАРТУЮЩЕГО? Ага - кафедра прикладной арифметики выдает - ежели у нас будет водород\кислород(хотя бес его знает, КАК спрятать водородный бак то от облака плазмы на 10М?) то соотношение масс буде....ёёёё - 4,5! Т.е. на кажную тонну массы на орбите надо нам значиться аж 4,5 тонн криогенных жидкотей в одном флаконе.... лучше конечно, чем 9 при одномоментом старте, считай ВДВОЕ сэкономили -моему товариСчу так вот повезло - упало на голову с крыши не два, а один кирпич



Ник

Wyvern-2
>Помнишь модульную систему с единым блоком единым двигателем и топливной парой на всех ступенях, что я предлагал?

Не, не помню
Ты предлагал Falcon-9, или Otrag, не к ночи будь помянут?

>А теперь РАЗДЕЛИ НА 10
>Система в которой максимальная нагрузка Союз-ТМА, т.е. ПН от 1 до 7 тонн. Сами блоки - 20-25 тонн, транспортируемые автотранспортом. движки с тягой 10-12 тонн. И стоимость системы из 4+1 - менее $5М

5 мегабаксов за 7 тонн? И ты ЭТО называешь прогрессом? Это ж как бы не дороже банального "Союза" выйдет
Куда уж тут хотя бы 10-кратное снижение

>Взлетает наш скрамджет значит с полосы...полоса правда специально построенная, ибо масса у него не горюймама!

Тонн 600-700. ИМХО, можно и до 200 снизить
По нынешним авиационным меркам - не что-то сверхъестественное.

>Правда он деОлжон еще и ТРД нести - ибо на скрамджетах взлетать не модно среди физиков и инженеров.

Ессно, разгон на ТРД. Возможно - двухрежимный ВРД, но это посложнее.

>ежели у нас будет водород\кислород(хотя бес его знает, КАК спрятать водородный бак то от облака плазмы на 10М?)

10 М на 30 км не дадут особо большого теплопритока на корпус. Атмосфере редкая, скорость еще не такая большая. Бороться с теплопритоком можно разными путями: конфигурацией корпуса, теплоизоляцией, даже испарительным охлаждением. Надо считать.

>то соотношение масс буде....ёёёё - 4,5! Т.е. на кажную тонну массы на орбите надо нам значиться аж 4,5 тонн криогенных жидкотей в одном флаконе.... лучше конечно, чем 9 при одномоментом старте, считай ВДВОЕ сэкономили -моему товариСчу так вот повезло - упало на голову с крыши не два, а один кирпич

Ну и к чему энто? Сам же знаешь, что цена топлива в стоимости старта - копейки. Потратили горючки вдвое меньше - это фигня, главное, что конструкция проще при обеспечении возвращаемости и многоразовости.
4,5 тонн криогеники на тонну - это очень немного. Да было бы и 9 - хрен с ним, если можно обеспечить полную и не слишком геморройную многоразовость.

> 5 мегабаксов за 7 тонн? И ты ЭТО называешь прогрессом? Это ж как бы не дороже банального "Союза" выйдет
А скока, говорите, сегодня пуск Союза стоить?

B1
>Менее совершенные могут и вертикально стартовать,

Могут. Трижды уже упоминали - "Орёл"-"Урал", "Байкал".

>и вообще первая ступень у них может быть одноразовой...

С точностью до наоборот. Как раз первую ступень проще сделать многоразовой (в частности, меньше тепловые нагрузки при торможении). А бОльшая часть массы "железок" и тяги приходится именно на неё - значит, и доля стоимости хорошая. Одних движков больше половины.


> Смешанность, да. И грузовые наклонности.

Наоборот - пассажирские. Ну это же напрямую видно из истории с обеими катастрофами шаттлов.


>А что мешает спасти самую дорогую часть обычнй одноразовой верхней ступени? Делов-то - прихреначить к ДУ теплозащитный экран и систему посадки (парашют+РДТТ мягкой посадки). Баки - на фиг эти бочки спасать!

Ничто не мешает. На первых порах имеет смысл делать именно так - спасать только движки. Причём на самых первых порах делать так и не 1-й ступени.
Но оптимально - спасать всю систему целиком. С баками, со всем. Бак РН - это не просто бочка, она тоже недешёвая. К тому же новый бак каждый раз надо везти на космодром, стыковать к носителю, тестировать и т.п.
Спасение же бака в составе верхней ступени хорошо еще с одной стороны: увеличивает площать КА при входе в атмосферу, понижаю удельную нагрузку (тепловую в том числе)
- что позволяет упростить теплозащиту (обойтись металлической ТЗП, а не плитками а-ля шаттл).

>Итого, мы получаем - вместо того чтобы тащить на орбиту самолётик, масса которого равна или больше массы ПН,

Еще раз: когда речь о полностью многоразовой системе - масса отходит на второй, на третий план и далее.

>Насичёт компонентов - для ЖРД предлагаю по умолчанию считать кислород+керосин.

Годится только для первой ступени. И то не факт, что оптимально. Если же 1-я ступень с ВРД, запуск второй с 20-30 км - вообще отпадает.
Верхняя ступень - только водород.

Fakir> 5 мегабаксов за 7 тонн? И ты ЭТО называешь прогрессом? Это ж как бы не дороже банального "Союза" выйдет
РН Союз-У-$20-22M(7,5т)
РН Протон-$40-60М(до 20т)
РН Зенит -$35-40М (11-14т)
В среднем кг на LEO стоит более $2000(2100-2400)
>>ежели у нас будет водород\кислород(хотя бес его знает, КАК спрятать водородный бак то от облака плазмы на 10М?)
Fakir> 10 М на 30 км не дадут особо большого теплопритока на корпус. Атмосфере редкая, скорость еще не такая большая. Бороться с теплопритоком можно разными путями: конфигурацией корпуса, теплоизоляцией, даже испарительным охлаждением. Надо считать.

ldomino.ru - это наилучший источник информации по теме dominoes dominion dominican republic. Этот веб-сайт продается -почитай На высоте 25км и скорости 10М установившаяся температура обшивки в критических точках - 4333К (особой разницы в 25км и 40км уже нет)
Вообще говоря свыше 5М НЭТ таких конструкционных материалов способных работать при создающейся температуре. И не будет. Необходимы активные методы охлаждения.

Ник

> Наоборот - пассажирские. Ну это же напрямую видно из истории с обеими катастрофами шаттлов.
А что видно из истории с обеими катастрофами Союзов?

> Спасение же бака в составе верхней ступени хорошо еще с одной стороны: увеличивает площать КА при входе в атмосферу, понижаю удельную нагрузку (тепловую в том числе)- что позволяет упростить теплозащиту (обойтись металлической ТЗП, а не плитками а-ля шаттл).
ВКС с большим запасом ХС обладает этим преимуществом.
Большой запас ХС = большая относительная масса топлива = большой объём при небольшой массе.

> Еще раз: когда речь о полностью многоразовой системе - масса отходит на второй, на третий план и далее.
Есть у меня определённые сомнения в том, что стоимость обслуживания двух многоразовых систем, различающихся по размерам и массе в разы, будет одинаковой.
А если таскать грузы на ВКС, придётся применять существенно бОльшую первую ступень.

Я не понимаю - а нафига нам эти скрамжеты? Мы ими набираем всего 4-6М (не от нуля, естественно) - т.е. всего 20% скорости - и экономим на этом всего половину УИ.
Да и то нам приходится в это время лететь не вверх, а по горизонтали - что увеличивает потери на сопротивление среды.
Т.е. затрат дохрена, а выгоды чуть. Может просто больше топлива в ракету налить?

Касаемо спасения ступеней - нужно этим просто озадачится. Вот например что остаётся от второй ступени Протона - не так уж оно и сгорело...

Dem_anywhere> Касаемо спасения ступеней - нужно этим просто озадачится. Вот например что остаётся от второй ступени Протона - не так уж оно и сгорело...
И не так уж и сплющилось...

Сплющилось оно уже об тейбл. В смысле - об землю.
А так да - не сильно пострадал. Этот как раз пример концепции "большого и лёгкого" возвращаемого аппарата.
Добавить немного теплозащиты и обеспечит мягкую посадку - и получится очень даже хорошо.

_B1_> Добавить немного теплозащиты и обеспечит мягкую посадку - и получится очень даже хорошо.
История этих незаметных граблей
_____________________________________________________
Многоразовый блок А

Проектом предусматривалось многократное применение блоков первой ступени. Представлялось, что проблема возврата с траектории этого блока менее сложная, чем возврат орбитального корабля или центрального блока. Многократность сразу же сказывалась на структуре блока, на исполнении пневмогидравлической схемы, системе управления. Появлялись дополнительные специфичные системы. Повысились требования к двигателю этого блока. Маршевый двигатель должен был обеспечивать не менее десятикратной работы в полетном режиме, а с учетом необходимости проведения контрольных технологических испытаний количество включений двигателя достигало двадцати раз. Это была основная проблема обеспечения надежной работоспособности двигателя при многократном включении. Требовался большой запас ресурса. Задача управления блоком и его посадка на поверхность Земли считалась простой инженерной задачей. Поэтому проблема многоразовости блока начиналась с достижения высокой работоспособности маршевых двигателей с длительным ресурсом их использования.
........
Анализ возможных вариантов спасения ракетных блоков первой ступени привел к применению парашютной системы. При выборе вариантов оценивалась целесообразность спасения параблоков или раздельной посадки на Землю каждого блока, спасения всего блока или его части, например, двигателя, по схеме спасения: с приведением "Бурана" на посадочную полосу или на заранее подготовленную площадку, или без приведения - с посадкой в зоне падения блоков первой ступени. Оценивались варианты и по способу спуска: с планированием параблока, отдельного блока, с помощью парашютной системы или парашютно-реактивной, или реактивной. Средства приведения - крыло, управляемый парашют. Оценивались варианты по средствам управления: аэродинамическими рулями с использованием качества крыла или парашюта и корректирующими двигателями. Торможение в атмосфере - корпусом, крылом, парашютом, щитками. Посадка - горизонтальная, вертикальная, на шасси или амортизирующем устройстве. В конечном счете определились: спасение индивидуально для каждого блока, торможение, снижение и посадка в зону отчуждения для блоков А - с помощью парашютной системы с применением двигателей мягкой посадки на амортизационные стойки блока
.......
При разработке блока А на стадии дополнения к техническому проекту (1979 г.) было выявлено, что существовавшее на тот период представление о схеме спасения не удовлетворяет требованиям по массовым характеристикам. Схема оказалась сложной в конструктивном отношении, недостаточно надежной и не обеспечивала должного управления блоком после отделения . Поэтому, после дополнительных проработок и обсуждений с предприятием Минавиапрома, было принято решение о проведении исследовательских работ по разработке сверхзвукового парашютного тормозного устройства. Предусматривалось провести исследование технологических и конструкционных свойств материала СВМ, из которого намечалось изготавливать парашюты, и летную отработку модели на экспериментальном изделии Т6К....Тогда, в период поиска лучшего решения, нам стало ясно, что следует искать кардинальные пути и варианты. Усложняло создание средств возврата блоков А то, что посадка этих блоков должна была осуществляться на твердый грунт и при практически нулевых перегрузках. За это надо было платить весом полезной конструкции ракеты. Предстояли исследования других вариантов - не простых, а более эффективных.

Б.И. Губанов "Триумф и трагедия Энергии"
_____________________________________________________


Ник

Народ, ну не так надо делать. Не надо делать ПОЛНОСТЬЮ многоразовый носитель. Надо делать МОДУЛЬНУЮ СИСТЕМУ.

Есть ДВЕ проблемы.

Первая - посадка бака. Решаемая, но для второй ступени стоит 50% ПН.
Вторая - создание многоразового НЕДОРОГОГО двигателя (потому как это 60% стоимости ступени и он таки расходуется при каждом запуске).

Резюмируя, я бы предложил следующую схему :

Взлетно-разгонная ступень. Гиперзвуковой самолет, верхнеплан, топливо - метан - жидкий кислород, взлет - ТРД, разгон - ГПВРД, 'горка' - ГПВРД + ЖРД, дальше планирование и посадка на тех же ТРД, но не на всех скажем 6, а на 2х. Ступень достигает высоты разделения в 50 км имея при этом 3 км/с горизонтальной и 1 км/с вертикальной скорости.

Вторая,она же последняя ступень. Водородная, без обтекателя, только сама ступень и ПН. Оптимизирована по критерию масса ПН/стоимость запуска. На точку разделения выходит внутри отсека ПН носителя, сброс происходит 'вниз' на тяге маневровых двигателей самолета-носителя в суборбитальном прыжке (т.е. при нулевой гравитации). В принципе можно сделать эту ступень многоразовой, но IMHO совершенно нерентабельно.

Wyvern-2
>РН Союз-У-$20-22M(7,5т)
>РН Протон-$40-60М(до 20т)
>РН Зенит -$35-40М (11-14т)
>В среднем кг на LEO стоит более $2000(2100-2400)

Во-во. И не забывай, что это еще продажная стоимость, а не себестоимость. Какова же именно себестоимость - тайна сия велика есть. У "Протона" сейчас, вероятно, продажная к себестоимости близка, но у "Союза", скорее всего, продажная пока выше. Вроде оценивается союзовская себестоимость в 5 млн. где-то.
Помнится, на форуме НК кто-то приводил себестоимость советских времён, в рублях - там какие-то совсем смешные цифры были.

>Тепловой барьер -почитай

Я как бы немножко в курсе, что такое тепловой барьер

>На высоте 25км и скорости 10М установившаяся температура обшивки в критических точках - 4333К (особой разницы в 25км и 40км уже нет)

Именно что в отдельных точках. В той табличке, если ты обратил внимание, даётся температура полного торможения. А таких участков немного. Больше того: по большому счёту, участков, где достигается именно температура полного торможения, вовсе нет Она всегда несколько меньше, потому что нигде вблизи летящего на гиперзвуке тела поток полностью не тормозится. То есть максимально теплонапряжён нос и кромки крыльев. В остальных местах заметно прохладнее
Какая доля потока имеет максимальную температуру - зависит от геометрии тела.

>Вообще говоря свыше 5М НЭТ таких конструкционных материалов способных работать при создающейся температуре. И не будет.
Необходимы активные методы охлаждения.

Активные - вполне себе вариант. Благо, у нас ЖВ на борту. Можно и водички взять.
Но это не единственный вариант.
Во-первых, не надо забывать, что температура газа сама по себе еще ничего не значит. Важен теплопоток на обшивку. А он, как ни странно, несмотря даже на высокую температуру, не так велик - сам-то воздух не очень плотный даже за скачком уплотнения.
Во-вторых, полёт 1-й ступени ВКС отличается от полёта гиперзвукового самолёта своей (относительной краткостью). Тут можно, может быть, даже тепловой инерцией обойтись.
Дальше можно много чего еще придумать. Вариации на тему активного охлаждения, расположенную под обшивкой систему теплоотвода на основе тепловых труб, переносящую тепло от теплонапряжённых кромок к другим участкам конструкции, более холодным (а их площадь, а значит, как теплоотдача, так и тепловая инерция, куда больше), и т.д.

Кстати, в твоей же ссылке написано:
"Полет на больших высотах происходит в условиях низкой температуры (около 250 К) и малой плотности воздуха. Вследствие этого количество тепла, отдаваемого потоком поверхностям самолета, невелико, а теплообмен протекает дольше, что значительно смягчает остроту проблемы." - обратил внимание?

Эта проблема как раз разрешима.

Fakir> Wyvern-2
>>РН Союз-У-$20-22M(7,5т)
>>РН Протон-$40-60М(до 20т)
>>РН Зенит -$35-40М (11-14т)
>>В среднем кг на LEO стоит более $2000(2100-2400)
Fakir> Во-во. И не забывай, что это еще продажная стоимость, а не себестоимость. Какова же именно себестоимость - тайна сия велика есть. У "Протона" сейчас, вероятно, продажная к себестоимости близка, но у "Союза", скорее всего, продажная пока выше. Вроде оценивается союзовская себестоимость в 5 млн. где-то.

Себестоимость,себестоимость...нет ее этой себестоимости Ни для Протона, ни для Союза - нет там НИОКРа. Хотя проскакивало, что пару пусков Протонов провели почти по себестоимости(в плохие времена) -по $25М

Теперь ПРЕДПОЛОЖИМ:
НИОКР по мааааалtнькой ракете -а вернее в основном по одному двигателю и одному блоку - $25М, включая один-два испытательных пуска
Себестоимость производственная блока - $1М, сосответсвенно носитель параметров Союза-У -$5М
Он выбрасывается на рынок вдвое дешевле Союза - по десяточке за 7,5 тонн и соответвенно по менее $1333\кг, из которых около 700 - доход. Соответвенно НИОКР окупается за 35 тонн ПН -от 5 до 20 стартов. Далее появляется прибыль, котоорую вкладывают в организацию конвеерного производства и снижают себестоимость еще вдвое...

Ник

Wyvern-2
>Себестоимость,себестоимость...нет ее этой себестоимости

Это как?! Они бесплатно из воздуха синтезируются, что ли, прямо на стартовом столе с заправленными баками?!

>Ни для Протона, ни для Союза - нет там НИОКРа.

Во-во. Это и хорошо

>сосответсвенно носитель параметров Союза-У -$5М

То есть столько же, сколько и сам "Союз"

>Он выбрасывается на рынок вдвое дешевле Союза - по десяточке за 7,5 тонн

Производитель "Союзов", почуяв угрозу конкуренции, сбрасывает цену до себестоимости, и производитель новых ракет остаётся без штанов

Вообще внииимательно так смотрим на Фолкон - который пока еще не залетал, и даже ожидаемая цена его запуска вроде как стабильно растёт...

Wyvern-2> Теперь ПРЕДПОЛОЖИМ:
Wyvern-2> НИОКР по мааааалtнькой ракете -а вернее в основном по одному двигателю и одному блоку - $25М, включая один-два испытательных пуска

Ни хрена себе предположеньице! Это как это? Допустим, на фирме работает 50 человек. НИОКР займут 2-3 года, средняя зарплата, ну, пусть 900 долларов в месяц - получаем, миллион-полтора на одну зарплату! И это, пардон, не в Америке, там это в три-четыре раза больше будет. Дальше. Аренда офисных, складских и производственных помещений за два-три года - это тоже для такой фирмы минимум миллион-полтора. Это, кстати, всего две с половиной - три тыщи квадратных метров! А просто сборочный цех, где собирают ракету, будет под тысячу квадратных метров! Ладно, идём дальше. Понадобится строительство стенда для испытания этого двигателя - никто вам свой стенд в аренду не даст - это уже миллиона три долларов вынь да положь! Даже без выделения территории под это дело.

Теперь надо решить, какой станочный парк брать в аренду, а что заказывать на стороне. Но даже при самом оптимальном распределении, миллиона на это дело не хватит. Ибо единица оборудования такого класса стоит в среднем больше 50 тысяч долларов. Ну, пусть будет миллион. На станки и оборудование. Включим сюда офисную и компьютерную технику, если кому-то кажется, что я завысил сумму.

Так, стартовый стол. Предположим, он столь же минималистичен, как у "Циклона". Тогда в миллион долларов уложиться можно. Но, кроме стола, нужна ещё аппаратура подготовки и пуска, а также сопряжение между стандартными, скажем, автоцистернами с керосином и жидким кислородом, и стартом ракеты. Тут я не вполне копенгаген, но миллион-другой на это дело уйдёт.

Дальше. Для прожигов на стенде и прочих испытаний придётся изготовить десять двигателей - и все они прибыли не принесут. Принесут одни убытки, ибо придётся возить добро туда-сюда, обрабатывать данные, доплачивать командировочные и т.д.. На сто тысяч долларов на одно огневое на стенде я согласен - итого - ещё миллион, и это даже не включая стоимости двигателей. Скажем, стоимость десяти двигателй - ну, спросите, у КБ Химмаш, почём они продают С5.92 и С5.98 - можете поделить на три, но я думаю, что минимум ещё лимон.

Дальше. Чтобы сделать один блок, понадобится тонн пять "ракетного" алюминиевого сплава, ценой ну никак не меньше 7500$/тонну. А блоков нужно делать эн штук сразу, т.к. это удобнее, да и понадобятся макеты - для примерки, для уточнения технологии, для статиспытаний, в конце концов... Скажем, три макетных и два лётных - итого на алюминий 0,2 лимона. Вместе с остальными материалами - лимон-другой вылетит.

Сколько мы уже насчитали? 12 лимонов? А ведь мы ещё ничего не сделали ни по системе управления, ни по телеметрии, ни по радиокомплексу, ни по прочностным, вибро, термо и прочим испытаниям. Опять же, аэродинамика, заказы смежникам, выделение полей падения, гарантии безопасности, страховка ответственности, и т.д., и т.п.,

Короче, сумму надо учетверить. Что мы и видим на примере Элона Маска.

Wyvern-2> Себестоимость производственная блока - $1М, сосответсвенно носитель параметров Союза-У -$5М
Wyvern-2> Он выбрасывается на рынок вдвое дешевле Союза - по десяточке за 7,5 тонн и соответвенно по менее $1333\кг, из которых около 700 - доход. Соответвенно НИОКР окупается за 35 тонн ПН -от 5 до 20 стартов. Далее появляется прибыль, котоорую вкладывают в организацию конвеерного производства и снижают себестоимость еще вдвое...

Реально - маржа там гораздо меньше, и окупаться он может от 100 пусков до бесконечности. Ариан-5G не окупился пока, и часть расходов по его НИОКР переехала на Ариан-5ECA.

Wyvern-2>> Теперь ПРЕДПОЛОЖИМ:
Wyvern-2>> НИОКР по мааааалtнькой ракете -а вернее в основном по одному двигателю и одному блоку - $25М, включая один-два испытательных пуска
А.С.> Ни хрена себе предположеньице! Это как это? Допустим, на фирме работает 50 человек. НИОКР займут 2-3 года, средняя зарплата, ну, ...

Далее не читаем немного не так процесс НИОКР должОн идтить Я примерно представляю КАК - ни 50-500-5000человек, ни офисных, складских и производственных помещений, тысячеметровых сборочных цехов, ни аренды(и тем более покупки)станочного парка.
испытания -да, аренда стендов (на ЖРД тягой все 12 тонн), и пусковая с МИКом - даже отдаленно не похожее на Байконур или Куру.

Ник

Wyvern-2> Взлетает наш скрамджет значит с полосы...полоса правда специально построенная, ибо масса у него не горюймама! Правда он деОлжон еще и ТРД нести - ибо на скрамджетах взлетать не модно среди физиков и инженеров.
Wyvern-2> Взлетел значит - летит...разгоняется аж до 10М, т.е. 3000м/сек, на высоте км 30 а то и все 40...тут с горба евойного стартует значиться...А КАКОВА БУДЕТ ЭФФЕКТИВНАЯ МАССА СТАРТУЮЩЕГО? Ага - кафедра прикладной арифметики выдает - ежели у нас будет водород\кислород(хотя бес его знает, КАК спрятать водородный бак то от облака плазмы на 10М?) то соотношение масс буде....ёёёё - 4,5! Т.е. на кажную тонну массы на орбите надо нам значиться аж 4,5 тонн криогенных жидкотей в одном флаконе.... лучше конечно, чем 9 при одномоментом старте, считай ВДВОЕ сэкономили

Я думаю что эта арифметика не очень верна

1 масса теперешних лайнеров (А-380, Мрия и тп) - как раз даже больше амерских проектов многоразовых (NASP и тп)

2 Вместо ТРД кто мешает ЭМ катапульты поставить?

3 Проблемы с размещением водорода вполне разрешимы - даже более - имеются наработки по шугообразному водороду - объем резко уменьшится

4 соотношение 4,5 скорее относится к соотношению выводимой массы к общей массе на скорости 1 км/с (вы сами ее указали)

5 и самое главное У многоразовых резко меньше объем предстартовых работ - в идеале как у обычного самолета (не считая конечно головной боли с теплозащитными плитками - но работы в этом направлении ведутся - самый простой - реализовать их как полностью сменяемый после каждого полета комплект)

Примерно, 10-тонник будет иметь взлетную массу порядка 300-400 тонн. При этом терять он будет ОДНУ ракетную ступень простой формы сухой массой в 5 тонн - это порядка 2 мегабаксов если на Союз пересчитать. Плюс мегабакс ТО после полета. Т.е. такая гибридная схема (многоразовый разгонщик с большим ресурсом + одноразовая ступень) вполне выгодна. И в то же время она не требует как можно более длительного поддержания в работе за ОСТАТОЧНЫЕ деньги ДОРОГОЙ и СЛОЖНОЙ орбитальной ступени, как у шаттла. Торможение со скорости в 10 М - РАЗОВОЕ торможение - вполне возможно с минимальным количеством охладителя или с обычной металлической обшивкой. Который, кстати, есть на борту - это жидкий метан для обратного полета на ТРД - его вполне можно испарить и дальше использовать уже газ - обьем баков позволяет. Не говоря уже о том, что у самолета - разгонщка аэродинамическое качество позволит растянуть оное торможение хоть до полета вокруг шарика как в схеме Зенгера.

Опять же, не надо забывать, что 10М суборбитальник с относительно доступной заправкой жидким метаном и жидким кислородом - вполне может 'подрабатывать' на рейсах через Атлантику - за 30 минут против 3 часов у Конкорда и 6 у рейсового аэробуса.

Спор о том, что лучше - горизонтальный или вертикальный - идёт десятилетиями. А у нас даже точных данных нет. Что-то я сомневаюсь, что мы тут однозначно решим, как лучше.

Например, Венче Стар - вполне, мне кажется, работоспособная концепция. И водородный капсульный двухступенник, обе ступени многоразовые, первая разгоняет только вверх - тоже. И ГПВРД может оказаться выгодным - только без данных о массе крыльев и аэродинамике воздухозаборников (работа с потоком на тех скоростях и высотах имеет свои тонкости) мы ничего не предскажем. У горизонтально взлетающих аппаратов - крупный плюс в возможности постепенной отработки, и минусы крылатых систем (нагрузки вдоль двух разных осей, скажем). А есть ещё варианты с надувным тормозом с орбиты... Даже с предпочтительными грузами нет единого мнения. Туристы во многом технически сложнее, но экономически могут быть проще - потому что выгоднее бывает строить аппарат на рынок в миллиард, чем в сто миллионов. А сегодня это весомый фактор.

К счастью, однозначно идеального варианта на сегодня нет . Мне кажется, что несколько подходов могут дать полностью многоразовые системы.

hcube> Взлетно-разгонная ступень. Гиперзвуковой самолет, верхнеплан, топливо - метан - жидкий кислород, взлет - ТРД, разгон - ГПВРД, 'горка' - ГПВРД + ЖРД, дальше планирование и посадка на тех же ТРД, но не на всех скажем 6, а на 2х. Ступень достигает высоты разделения в 50 км имея при этом 3 км/с горизонтальной и 1 км/с вертикальной скорости.
ИМХО - нужен не самолёт, а только крылья с движками. ГПВРД - нафиг, достаточно ТРД+ЖРД.
Кстати, вместо космической ступени можно будет подвесить грузовой/пассажирский модуль - и необязательно даже суборбитальник.

hcube> Вторая,она же последняя ступень. Водородная, без обтекателя, только сама ступень и ПН. Оптимизирована по критерию масса ПН/стоимость запуска. На точку разделения выходит внутри отсека ПН носителя, сброс происходит 'вниз' на тяге маневровых двигателей самолета-носителя в суборбитальном прыжке (т.е. при нулевой гравитации). В принципе можно сделать эту ступень многоразовой, но IMHO совершенно нерентабельно.
Опять же - зачем водород? Тот же метан+кислород. Можно даже на этапе взлёта её движки от носителя запитать...
Спасаемость... Если это можно сделать дешёво - то почему нет? А если нет - то нет.

Не, именно самолет. В смысле - крылья, движки и грузовой отсек. Экономится следующее - во первых, в состав ракеты не входит обтекатель, равно как узлы его крепления. Если разделение происходит на 50+ км высоты - он просто не нужен.

Во вторых, можно забыть про интерференцию и про изменение аэродинамических характеристик носителя после сброса ракетной ступени.

Далее, в тот же грузовой отсек можно смонтировать пассажирскую капсулу для суборбитальных перелетов.

Ну, и по поводу использования двигателей ступени для доразгона - не надо. Надо поставить другие, существенно многоразовые движки на разгонщик, и использовать их. А на ракетной ступени - простые, дешевые, серийные ЛЕГКИЕ одноразовые двигатели.

Метан-кислород - можно, но надо смотреть, срастется ли по набираемой ХС. Думаю, в наших тепличных условиях запуска можно смело задавать массовое совершенство 15, и то и 20. УИ метанового двигателя - порядка 370, т.е. предельная относительная масса на орбите для ХС 5 км/с (3 км и бОльшая часть потерь уже выбраны разгонщиком) составляет 0.3 Т.е. принимая совершенство 15, мы можем вытянуть на орбиту порядка 23% от стартовой массы. Т.е. для связки ступень+ПН в 100 тонн ПН составит 23 тонны.

hcube> Не, именно самолет. В смысле - крылья, движки и грузовой отсек. Экономится следующее - во первых, в состав ракеты не входит обтекатель, равно как узлы его крепления. Если разделение происходит на 50+ км высоты - он просто не нужен.
А какая разница, как называть - фезюляж или обтекатель?
К моему варианту можно и ракету в контейнере подвесить при желании...

hcube> Во вторых, можно забыть про интерференцию и про изменение аэродинамических характеристик носителя после сброса ракетной ступени.
Интерференция устраняется расстоянием между плоскостями и грузом. Аэродинамика "до" и "после" нормальная, хоть и разная, а "в момент" у нас вокруг атмосферы нет, так что всё равно. И высоту разделения побольше надо, километров 100 - на 50 атмосферы ещё много, для той скорости...

hcube> Ну, и по поводу использования двигателей ступени для доразгона - не надо. Надо поставить другие, существенно многоразовые движки на разгонщик, и использовать их. А на ракетной ступени - простые, дешевые, серийные ЛЕГКИЕ одноразовые двигатели.
Одно другому не мешает. Но 25-30% тяги лишними не будут...

ПРИКИНУЛ (кое-что к носу )ъ
Космоплан с взлетом с первоклассной ВПП вполне возможен.
Пн орбит. - 30т
масса сухая -90 т
Масса взлетная ~470т (массо-габарит АН-124 Руслана)
масса топлива ТРД (керосин) ~45 т(на 30мин работы, из них 10-форсаж)
масса топлива ГПВРД~30т(три минуты)
масса топлива ЖРД(кислород 82%, водород6% и керосин 12% )~270т
Двигатели:
ТРД 4хНК-32
ГПВРД керосин-водородные макс.12М(на основе "Холода" и "Иглы")
ЖРД вывода РД-701 1х200т Иу 4070м\сек, режим с 6% водорода для уменьшения объемов бака(как и у ГПВРД)
Посадка с большим боковым маневром(на 10т топлива ТРД)
Ближайший аналог - Ту-2000
Беру слова назад

Ник

Может хоть здесь попинают. На НК только hcube пнул немножко и усё...


1я ступень:
Одноразовая.
Сухая масса - 25 тонн.
Масса топлива - 300 тонн.
ДУ - 3х РД-191.
2я ступень:
Многоразовый пилотируемый ВКС.
Сухая снаряженная масса (аппарат+ПН+топливо для орбитальных двигателей+чего я там ещё забыл?) - 15 тонн.
Масса топлива - 35 тонн.
ДУ - 1х НК-39

Что получается:
3100ln((300+25+50)/(25+50))+3450ln(50/15)=9140 м/с.

Маловато. Но у РД-191 УИ 3031/3305 м/с. Я брал осреднённый с большим запасом наверх. Так что, полагаю, с учётом выхода из атмосферы ХС будет вполне приличная.

На старте ДУ 1й ступени обеспечивает тяговооруженность почти 1,5. На момент выработки топлива будет уже 7,4, что много. Поэтому по мере выработки топлива первой ступенью двигатели должны последовательно отключаться.


С конструкцией первой ступени проблем нет.

С самолётиком такой расклад: на всё про всё - 15 тонн.
ПН - 2 тонны.
Обитаемый отсек с СЖО и прочей начинкой (в расчёте на 4 чел и 7 дней) - 2,5 тонны.
Маневровые двигатели (они же используются для торможения) - 2,5 тонны, вместе с баками и запасом топлива (запас ХС порядка 300 м/с).
Маршевый двигатель со всей топливной системой - 0,7 тонны.
Баки - 1 тонна.

Итого, получаем на всё остальное (конструкция + ТЗП + резерв) - 6,3 тонны.
Думаю, вполне реально. У МАКСа конструкция+ТЗП те же 6,3 тонны, но и размеры там поболе, и ДУ потяжелее.

Если ставить САС - то типа клиперной - 6х РДТТ на переходнике. Использование их (3 раза по 2) для доразгона ВКС даёт ХС больше всего на 30 м/с. Установка САС и использование двигателей САС для доразгона корабля даёт прибавку ХС 30 м/с. (Я бы САС не ставил :/).


Размеры системы, надо сказать, получились довольно скромные.
Длина КК порядка 13,5м. Размах крыльев 10м.
Длина 1й ступени - порядка 32м вместе с ДУ. Диаметр - 3,8м.
Полная длина на старте около 46м.
Обитаемый объём ВКС - более 14 м^3.

Сейчас ухожу - вернусь ещё допишу мыслей на тему этого комплекса.