Одноразовые vs многоразовые

Боковушки "Энергии" не из космоса падают.
И дело ведь не только в самих тряпках, система мягкой посадки - это тоже вес.
И вообще, с ростом массы десантируемого на парашютах груза сложности заметно растут.

Fakir> Только в газетах? Жаль... Много непоняток от этого. В частности, стоимости РН - это только железка или пуск целиком?
Fakir> И который Севастьянов и когда сообщил о ценах на "Союзы"?
Fakir> Вообще конечно очень интересно было бы поглядеть целиком хотя бы на те газетные сообщения.

Это стоимости для заводов изготовителей. Без пуска. Хотя пуск Союза обходился в пол миллиона.
Севастьянов - это который космонафт, доктор технических наук, разработчик этих самых "Союзов"и один из руководителей ракетно-космической индустрии.

Получается, что именно "Буран" по экономическим показателям проигрывает одноразовым всухую - но только за счёт своей схемы, потому что на каждый пуск выкидывается 250 млн. ("Энергия"). Т.е. система по сути одноразовая - основная часть затрат каждого полёта - это именно "большая спичка".

Fakir> Боковушки "Энергии" не из космоса падают.
Fakir> И дело ведь не только в самих тряпках, система мягкой посадки - это тоже вес.
Fakir> И вообще, с ростом массы десантируемого на парашютах груза сложности заметно растут.

Только участок "касания" и является критически сложным. Срабатывание двигателей мягкой посадки должно быть гарантировано. Спуск из космоса "фары" диаметром 4,4м и весом в 22тн - ничем не сложнее, чем спуск "фары" Аполлона, диаметром 4м. Единственно, нельзя допускать выхода на баллистический спуск.

Fakir> Получается, что именно "Буран" по экономическим показателям проигрывает одноразовым всухую - но только за счёт своей схемы, потому что на каждый пуск выкидывается 250 млн. ("Энергия"). Т.е. система по сути одноразовая - основная часть затрат каждого полёта - это именно "большая спичка".

А его делали не для "коммерческого космоса". Для него ничего "мирного" и не проектировали. Его задача - обеспечение развёртывания и техобслуживание системы ПРО. Для этого он должен был поднимать блоки до 30тн.и привозить назад до 20 тн.
Причём, привозить назад он их должен был чуть ли не в каждом рейсе. Сначала из за испытаний (с последующими доработками), потом на плановое обслуживание.

Бяка> Союз, имея вес 6,5тн, стоил в производстве от 6,5 до 9 млн руб.(пусть 6,5 млн. самый простой вариант)
Бяка> Буран, имея вес в 65тн. стоил в производстве 140млн. руб.
Бяка> Т.е стоимость 1 тн многоразовой системы в 2 раза выше, чем одноразовой.

"Буран" - это пластмассовая имитация МКК. Он не содержит двигателей (как SSME у шатлла) и выводиться на орбиту одноразовым РН, причем тяжелого класса.
Грубо говоря кило бурана раза в три-четыре дешевле кило Шатлла.

Ник

Wyvern-2> "Буран" - это пластмассовая имитация МКК. Он не содержит двигателей (как SSME у шатлла) и выводиться на орбиту одноразовым РН, причем тяжелого класса.

Это упрощение. Когда американцы делали Шаттл, у них был носитель тяжёлого класса. Сатурн-5. В двухступенчатом варианте он мог выводить на низкую орбиту до 100тн, в трёхступенчатом варианте - до 140тн. Поэтому "Энергия", в различных вариантах, должна была решать и эти задачи. Причём считалось, что такие полёты будут происходить чаще, чем полёты Буранов. Так что размен шёл только на 4 двигателя второй ступени, при полёте Бурана. К тому же, отсутствие этих двигателей на борту Бурана, позволяло, при той де выводимой нагрузке, что и у Шаттла, в 1,5 раза увеличить спускаемую массу.
Wyvern-2> Грубо говоря кило бурана раза в три-четыре дешевле кило Шатлла.
Двигатели, хоть и дороги, но не они составляли главную статью затрат при разработке и изготовлении многоразовых систем.

Впрочем, киллограмм ракетного и килограмм турбореактивного двигателя стоят примерно одинаково (при равных массах)Зная стоимость и вес американских турбореактивных движков, не сложно просчитать и стоимость движков Шаттла.

Fakir> Одна беда - 65-тонный "Союз" это типичный сфероконь в вакууме, сделать его скорее всего нельзя, т.к. его капсулу вряд ли удастся посадить на "тряпках"

Ой, ой, как-то танки с экипажем "на тряпках" десантируют... и ничего... Хотя, говорят, отказ один раз был на учениях...

Wyvern-2>> "Буран" - это пластмассовая имитация МКК. Он не содержит двигателей (как SSME у шатлла) и выводиться на орбиту одноразовым РН, причем тяжелого класса.
Бяка> Это упрощение.
Ессественно Узнай СКОЛЬКО стоит один SSME

Бяка> Впрочем, киллограмм ракетного и килограмм турбореактивного двигателя стоят примерно одинаково (при равных массах)

Отличается на ПОРЯДКИ. А SSME - вообще рекордсмен по цене. Единственный ЖРД в котором ТНА сделан не с учетом пластической деформации, а на упругой.

Ник

Бяка>> Впрочем, киллограмм ракетного и килограмм турбореактивного двигателя стоят примерно одинаково (при равных массах)
Wyvern-2> Отличается на ПОРЯДКИ. А SSME - вообще рекордсмен по цене. Единственный ЖРД в котором ТНА сделан не с учетом пластической деформации, а на упругой.
Все последнии разработки ЖРД (годов, этак с 70-х) Это многоразовые двигатели.(пусть степень многоразовости у них разная, но они , в этом плане, технологически подобны). Это позволяет проводить их огневые испытания (в Химках - на ЛОИ - лаборатория огневых испытаний, а потом, после переборки и контроля, ставить на изделия). Расчёты на упругие деформации, а не пластичные - ничем, кроме чисел, не отличаются друг от друга.
Просто получается конструкция потяжелее, но с большим ресурсом.А то, что SSME получился у американцев самым дорогим - ничего удивительного.

Повторяю ещё раз, киллограмм ракетного и килограмм турбореактивного двигателя стоят примерно одинаково (при равных массах). Это проверенно практикой производства этих движков. Причём, сотен движков. (Например Ракета КСР с ракетным движком - почти копия ракеты КС - с турбореактивным двигателем. Тяга у них примерно равна. Ракетный двигатель в 3 раза легче и в 3 раза дешевле ("Техника и вооружение 4 за 2000 год). Да и в истории развития реактивной авиации указывалось, что ракетный двигатель привлекал своей дешевизной)

2hcube
Смотрел американские концепты всяко-разных многоразовых аппаратов.
Считал. Думал. Сделал выводы:

0) Многоразовая транспортная система будет иметь ПН в среднем в 2 раза меньше, чем одноразовая. (Либо при той же ПН Мстарт будет вдвое больше - монопенисуально.)
1) Первая многоразовая ступень более чем реальна. В том числе с горизонтальным стартом. И ГПВРД сюда приплетать совсем необязательно - достаточно на обычных ВРД поднять аппарат километров на 15-25, где давление поменьше, и там уже запускать ЖРД с высотным соплом. 300 м/с лишними не будут.
2) Кислород-водород совершенно не обязателен, хотя на верхних ступенях выглядит соблазнительно.
3) Для многоразовой системы условно-оптимальное кол-во ступеней - две.

4) Признаю свою ошибку - Для вывода габаритной ПН (модули, спутники и т.п.) многоразовая система, в принципе, тоже актуальна. Но всё таки это не обязательно должен быть ВКС.
4.5) Логично не мешать всё в один аппарат, а сделать две многоразовые системы - одна (транспортная) для доставки грузов на орбиту, вторая (грузо-пассажирская) для снабженя орбитальных объектов.

Пойду дальше думать.

О! Мысль начала просветляться! Добро пожаловать в наш клуб, поклонников ВКС.
"Энергию-2" уже смотрели? "Спираль"?

Строго говоря и мягко выражаясь необходимо посмотреть, что нам надо и что у нас есть
Надо:
Набрать ХС порядка 9100м\сек (300-400м\сек добавляет сама матушка-Земля)
Из 9100м\сек истинными являются лишь 7880м\сек, остальные 1220м\сек – это потери, складывающиеся из примерно 700м\сек аэродинамических потерь, сходящих к нулю примерно на высоте 40-50км и 500-600м\сек гравитационных, имеющих размерность 9,81м\сек\сек*сек*cosУНГ- чем короче работа двигателя и меньше угол к горизонту тем меньше потери (при УНГ менее 15⁰ их можно не учитывать, как здесь не учитываются потери на неколлинеарность тяги при управлении УВТ и проч.).
Что мы имеем:
ТРД с удельной тягой порядка 5000сек – могут работать только на высотах до 20км и скоростях до 600-700м\сек.
Отлично подходят для взлета, выхода в район и запуска (Г)ПВРД
ПВРД с 1500сек, работают на высотах до 50км, и скоростях порядка 4000м\сек(12-14М)
ТЯРД 900сек, имеют большие экологические (требуют запуска только в стратосфере) и политические ограничения (проекты с ними возможны, видимо, только в международном формате)
ЖРД LH/LOX 460сек и остальные ЖРД 300-400сек.

Вырисовывается следующая картина:
Известны проектировавшиеся, летавшие и летающие сверх(гипер)звуковые аппараты массой около 300тонн (Валькирия, Ту-160, Б-1, Т-4мс) с сухой массой порядка 100тонн и ПН 20-40тонн.
Итак, наш аппарат должен взлететь на ТРД (например 4хНК-25), разогнаться до 600м\сек на высоте 20км. Далее включается ПВРД и разгоняет его до скорости 12-14М, т.е. 4000м\сек на высоте порядка 50км. Аэродинамические потери компенсированы работой ТРД и ПВРД, гравитационные – подъемной силой крыльев. Для подобного полета машина израсходует при стартовой массе 320 тонн порядка 50тонн горючего, и имеет начальную стартовую массу в 270тонн.
Если далее включается ТЯРД (например РД-0410 тягой 40тонн при собственной массе 2 т+2т допзащиты и Иу 8900м\сек) то скорость 7880м\сек будет достигнута при конечной массе аппарата порядка 170 тонн, из которых до 50 тонн может быть ПН.
Если же разгон происходит на ЖРД(Иу 4500м\сек), то конечная масса будет около 110 тонн, из которых ПН может быть не более 20…что не так уж и неплохо

Для машины с ТЯРД придется использовать специальные аэродромы, возможно подойдут военные.
Для ЖРД – любые первоклассные аэродромы в любой точке Земли, если будет организован мобильный завод по производству LOX/LH.

Ник

> Вырисовывается следующая картина:
>Известны проектировавшиеся, летавшие и летающие сверх(гипер)звуковые аппараты массой около 300тонн (Валькирия, Ту-160, Б-1, Т-4мс) с сухой массой порядка 100тонн и ПН 20-40тонн.
>Итак, наш аппарат должен взлететь на ТРД (например 4хНК-25), разогнаться до 600м\сек на высоте 20км. Далее включается ПВРД и разгоняет его до скорости 12-14М, т.е. 4000м\сек на высоте порядка 50км. Аэродинамические потери компенсированы работой ТРД и ПВРД, гравитационные – подъемной силой крыльев. >Для подобного полета машина израсходует при стартовой массе 320 тонн порядка 50тонн горючего, и имеет начальную стартовую массу в 270тонн.

Я бы всё таки остановился на двухступенчатой схеме с делением ХС 50/50-30/70 (первая/вторая ступень). На обеих ступенях ЖРД, а на первой ещё и ВРД.
Ну, концепцию я выше описовал. Думаю, если стартовать на ЖРД с 20 кил аэродинамические потери будут ощутимо меньше - до 40..50 кил всё таки недалеко - секунд, наверное, 50-80.

> "Для изменения наклона орбиты на 10 (в пределах до 600) необходима ХС 144м\сек"
Фигасе! :/
Так много? Я в шоке.

Ник, ты одно забываешь - сухую массу надо еще свести с орбиты и безопасно приземлить - а для этого 10% от массы надо отвести на теплозащиту. Которую надо тестировать. В общем, я склонен разделять орбитальную ступень и воздушно-космический разгонщик. Видимо, на данный момент идеал - это Спираль на метане. Т.е. принципиально СУБОРБИТАЛЬНАЯ ступень, обеспечивающая режим наибольшего благоприятствования работы для ракетной ступени. Тогда грав. потери - 0 - они уже затрачены на первой ступени, аэродинамические потери - 0, 2 км/с горизонтальной скорости уже есть и остается только 5.5 км/с для ракетной ступени. Если та на метане с УИ 370 сек, то относительная масса на орбите может быть 0.21 от стартовой. В то же время, мы знаем, что для чисто ракетной ступени массовое совершеноство может быть порядка 10 как минимум. Т.е. 11% от стартовой массы - это чистая ПН на низкой орбите. На метане, повторюсь, не на водороде.
Если взять многоразовый ракетоплан, то его относительная масса может быть порядка 15%, и на ПН остается 4%.

Если взять водород, то относительная масса будет 30%, ну, и далее по тексту .

_B1_> Я бы всё таки остановился на двухступенчатой схеме с делением ХС ...

Моё IMHO - без ПВРД многоразовый, действительно многоразовый космоплан - т.е. САМОЛЕТ, для которого выведение на орбиту, как для Б-747 полет Токио-ЛА, а только так можно резко сократить стоимость выведения - НЕВОЗМОЖЕН.

>> "Для изменения наклона орбиты на 10 (в пределах до 600) необходима ХС 144м\сек"
_B1_> Фигасе! :/
_B1_> Так много? Я в шоке.

Это при одноимпульсном маневре. при трех импульсном - меньше. Можно еще многоимпульсные схемы придумать -но они очень неторопливые

Ник

hcube> Ник, ты одно забываешь - сухую массу надо еще свести с орбиты и безопасно приземлить - а для этого 10% от массы надо отвести на теплозащиту. Которую надо тестировать.

Естественно - в сухую массу нашего аппарат не входят всякие там РЛС, отстрелы тепловых ловушек и проч. байда нужная военному самолету. т.что все в порядке Кроме того, я склонен сделать теплозащиту ОДНОРАЗОВОЙ - чехол(ы) из композитов с абляционным слоем, просто сменяемый перед каждым стартом -так и дешевле и надежней и легче получиться.

hcube> Если взять многоразовый ракетоплан, то его относительная масса может быть порядка 15%, и на ПН остается 4%.
hcube> Если взять водород, то относительная масса будет 30%, ну, и далее по тексту .
Глупо не пользоваться атмосфЭрой - неисчерпаемым источником окислителя и подъемной силы данным нам природой в объективной (тьфу, тьфу, тьфу!) реальности

Ник

Ммм... технический риск растет. Хотя если можно набрать эти самые 2+1 км/с на ГПВРД - никаких возражений нету. Разгоняться больше думаю нет смысла - усложняется и удорожается разгонщик, а выигрыш в сухой массе второй ступени становится уже непринципиальным.

Почему нельзя проводить разделение в атмосфере - потому что это утяжеляет вторую ступень и снижает УИ ее двигателя. В случае когда она многоразовая и имеет аэродинамическую форму, это терпимо - хотя будут потери ХС. А если это наидешевейшая ракетная ступень - тут лучше разделение производить за атмосферой.

Почему плоха схема SSTO - она СЛОЖНАЯ. на этапе выхода на орбиту масса ТРД, ГПВРД, мощного шасси - это мертвая масса, она прямо вычитается из ПН. Т.е. вместо того чтобы дотащить до Токио капсулу с пассажирами, мы туда тащим капсулу, баки ракетной ступени, крылья разгонщика, ГПВРД, ТРД, шасси, взлетную механику на весь этот вес и т.д. При этом ты же сам понимаешь, что дозаправиться и полететь обратно не получится. Это снижает конечную ПН на порядок. И мало того - это еще и удорожает систему - разгонщик, который тормозится с орбитальной скорости, НЕСКОЛЬКО сложнее разгонщика тормозящегося с 6М.

Не, я лично ничего против не имею одноступенчатого космического самолета. Но на современных технологиях он не получается. Т.е. сделать в принципе можно, но он будет дорогой, небезопасный, и с малой относительной ПН. В то время как двухступенчатую птичку на метане можно сделать с минимальными НИОКР и хоть завтра - для нее все есть - ТРД, ЖРД, материалы фюзеляжа и т.д. А ПН у этой птички будет - 10% от стартовой массы. Т.е. 200-тонный самолет со 100-тонной ракетой (это примерно аналог А1 по размеру) выведет на орбиту 20 тонн. Кстати, как раз модифицированную А-1.2 можно и запускать. Для нее нужен отсек ПН примерно 40 метров длиной и 4 м диаметром. Длина скажем фюзеляжа ту-144 имеющего взлетную массу как раз 200 тонн - 65 метров, т.е. в сверхзвуковой самолет отлично компонуются и метановые баки, и отсек для второй ступени.

hcube> Ммм... технический риск растет.
Ну а как без него Представь себе чем закончиться кактострофа Аирбаса новейшего? И ничего летаютЬ

hcube> Почему нельзя проводить разделение в атмосфере - потому что это утяжеляет вторую ступень и ...

Никаких нахрен ступеней! ЧТо взлетело то и приземлилось! Прошло после-пред полетную -и на ВПП

Ник

Ник, я же говорю - придется ужом крутиться, чтобы птичка ВООБЩЕ вышла на орбиту, не говоря уж о заметной ПН. А в двухступенчатом варианте это решается с нулевым техническим риском и приличной относительной ПН. Технический риск, кстати - это вероятность того, что не удастся вообще получить конструкцию с нужными качествами, а не вероятность аварии при эксплуатации.

Серьезно - было бы у меня полмиллиарда баксов - этого было бы достаточно для изготовления тестового варианта системы. Что-то размером с Ту-144, но несколько легче - порядка 100 тонн взлетного веса. Аэродинамику разгонщика можно взять со Спирали - только топливо - метан, и ракетная ступень - во внутреннем отсеке.

Двигатели самолета - 4хНК-32, набираемая на них скорость - 3.5 М. Плюс к ним - два метановых ЖРД РД-0234CH, тяга 50 тонн каждый. На ракетной ступени - один такой ЖРД. Сухая масса ракетной ступени - 5 тонн, масса ПН - 10 тонн. Предположительная стоимость одного запуска - порядка 3 миллионов долларов.

hcube> А в двухступенчатом варианте это решается с нулевым техническим риском.

И получается чистой воды Зенгер-Хоттол

Ник

Ну... не совсем. Там было разделение не в космосе, а в атмосфере, оно более рискованное. Плюс - за счет многоразовости вторая ступень получается заметно тяжелее. А тут - простейшая ракетная ступень - уж проще некуда, можно возить по ЖД в одном вагоне прямо с завода-изготовителя. Плюс - относительно простой самолет-разгонщик. А вместе они дают эффективную ракетно-космическую систему.

> Моё IMHO - без ПВРД многоразовый, действительно многоразовый космоплан - т.е. САМОЛЕТ, для которого выведение на орбиту, как для Б-747 полет Токио-ЛА, а только так можно резко сократить стоимость выведения - НЕВОЗМОЖЕН.
А почему именно как Самолёт?
Что мешает первой ступени сделать суборбитальный прыжок, но не с помощью ПВРД, а с помощью ЖРД
Технически они отработаны, вроде бы как, получше. Можно сделать то же что вы предлагаете (избавиться от аэродинамич и грав потерь для второй ступени), но придать ей скорость уже не 2 а все 4 км/с

Япона мама




Ник

К вопросу. Это полностью многоразовый космоплан на одноразовой РН. И хочу заметить, что ПН у него в 2.5 раза меньше чем у Прогресса при той же сухой массе.