Одноразовые vs многоразовые

О! Это то чем я бредил недели полторы-две назад
Только я предполагал такое пускать на Союзе без 3й ступени. И ПН такая же точно, и размерчики похожи.

Надо посчитать параметры двухступенчатой системы на такую ПН... А лучше на 4 тонны. Про запас.

Wyvern-2> Никаких нахрен ступеней! ЧТо взлетело то и приземлилось! Прошло после-пред полетную -и на ВПП
Не выйдет, увы. Топливо (т.е. 90% взлётного веса) всё равно назад не вернётся
А дальше просто берём калькулятор и считаем, что нам дешевле израсходовать, чем сохранить.
Одна ступень - вполне приемлемый расход (тем более возможно даже не ступень, а только топливный бак (как у шатла) - который есть сравнительно простая железяка)

hcube> 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.
hcube> 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.

Ей богу заинтересовали вы меня своей системой


Можно узнать поподробнее весовые и скоростные расклады ступеней

И второе

Откуда такая низкая стоимость выведения ПН - 300 долл/кг??

Можно узнать на чем основывались?

Примерный расклад - 2 км/c горизонтальной и 1 км/с вертикальной скорости набирается многоразовым разгонщиком. Взлетная масса порядка 150 тонн. Разгонщик имеет грузовой отсек, в который загружена одноразовая ракетная ступень массой порядка 50 тонн и присоединенная к ней полезная нагрузка около 10 тонн. Она лежит на створках грузового отсека, играющих также роль ложемента.
Разгонщик гибридный - взлет и набор высоты 25-30 км и скорости 1.2 км/с на ТРДФ, затем выход на угол атаки порядка 45-60 градусов (управление ориентацией отсюда и до обратного входа в атмосферу переходит на двигатели ориентации) и запуск маршевых двигателей первой ступени. Скорость разделения описана выше. Разделение ступеней происходит на высоте порядка 80 км, максимальная высота подьема первой ступени - порядка 150 км. Вход в атмосферу 'нормальный', с небольшим углом атаки - в отличие от СШ нам не надо гасить орбитальную скорость. После чего - полет на ТРД и посадка. Аэродинамическая схема разгонщика - 'утка', с цельноповоротным ПГО. Отсек ПН размещен возле центра масс, баки топлива - так чтобы их ЦМ также лежал вблизи общего ЦМ.
Конечно, вся система беспилотная, хотя на первой ступени можно сделать и нормальную пилотскую кабину.

По поводу стоимости - ракетная ступень простой цилиндрическй формы, с умеренным массовым совершенством. Двигатель один, на 50 тонн тяги - его стоимость сравнима со стоимостью РД-107. Т.е. вся ракетная часть имеет массу порядка 1/5 массы Союза. Союз стоит порядка 7 мегабаксов, т.е. ракетная ступень стоит 1.5 мегабакса. Остальные 1.5 мегабакса - это межполетное ТО разгонщика, включая переборку или замену двух РД-0234 установленных на разгонщике. ТРД имеют ресурс заметно превосходящий потребности задачи .

А, ну и конечно вместо 10 тонн ступника можно загрузить 20 тонн боеголовок Это порядка 40 мегатонных зарядов, даже с учетом теплозащиты Правда такую штуку нельзя гонять на боевом дежурстве - топливо выкипит. Вот если туда же сунуть 3 МБР на АТ-НДМГ, каждая по 10 зарядов...

Дежавю...

http://www.abo.fi/~mlindroo/SpaceLVs/sdv4b83.jpg [not image]
The unmanned Shuttle-derived vehicle would be launched every three months on average while one Space Shuttle mission every two months would deliver the rest. The average payload mass would thus be about 630t/year. The Space Station would have to support an average of 14 space tug launch, return and refurbishment cycles per year.

А вы знаете, что если в фюзеляж среднестатистического пассажирского самолёта (Типа Ту-154, Як-42) залить кислород-водорода под завязочку (оставив, естессно, месло для кабины), то можно получить ХС порядка 5-6 км/с
А если взять широкофюзеляжник (Ил-86, Б-747), то 6-7 км/с

To hcube

Сомнения гложут

во первых если уж погнались за дешевизной то сразу минус беспилотная первая ступень - разоритесь на автоматической посадке

Второе - сравниваете с Союзом но Союз не метановый и вообще стоимость с уменьшением массы уменьшается никак не линейно

и третье - уж очень здорово для 150т стартовой 60 тонн разгонщик на 80 км и 2 км/с

ttt> во первых если уж погнались за дешевизной то сразу минус беспилотная первая ступень - разоритесь на автоматической посадке
Говорят фича уже реализована на пассажирских лайнерах. Можно неплохо сэкономить.

>To hcube
>Сомнения гложут

>во первых если уж погнались за дешевизной то сразу минус беспилотная первая >ступень - разоритесь на автоматической посадке

Нифига. Ступень после суборбиталки падает в строго определнную точку. Поставить туда приводной маяк и сразу вести ее на посадку. Обратно можно прицепить внешнюю кабину и на штатных ТРД перегнать. Это не говоря уже о том, что дальность прыжка - 400 км и плазмы нету - можно всю траекторию вести ступень на телеуправлении, включая посадку.

> Второе - сравниваете с Союзом но Союз не метановый и вообще стоимость с уменьшением массы уменьшается никак не линейно

Ага, она уменьшится ЕЩЕ больше. Союз - стыкуется. Эта штука - нет. Размеренность ступени та же что у Союза - ББ Союза весит 44 тонны, эта ступень - 50 тонн. Форма ступени проще некуда. Обтекателя нету, двигатели замкнутой схемы... в общем, ступень проста дальше некуда.

> и третье - уж очень здорово для 150т стартовой 60 тонн разгонщик на 80 км и 2 км/с

Считаем. Время взлета-и-разгона - ну, допустим скороподьемность 50 м/с, высота 30 км - 600 секунд - 10 минут. Допустим, всего суммарно 20 минут (учитывая резкое падение расходя для пустого самолета). Движки на взлетном режиме берут 1.7 кг/кгс*ч, тяга - 25*4 тонн, расход - 56 тонн топлива. Ну, 50 - у нас метан все-таки. Это нас выводит на 30 км/1.2 км/c. Надо набрать еще 1.2 км/с на ЖРД. УИ - 350, ХС - 1200, m/m0 - 0.70. Т.е. надо потратить 40% от конечной массы.

Получаем. Конструкция самолета - порядка 60 тонн. 15 - ТРД, 5 - ЖРД, остальное - конструкция. Компоновочно - три бака в ряд, между центральными баками - отсек ПН, боковые баки тоньше, схема - высокоплан-утка.

Суммарная заправка - 50 тонн топливо ТРД, 110 тонн конечная масса, 40% от 110 - еще 44 тонны - топливо для доразгона. Итого получается 205 тонн - приблизительно. Реально - видимо ближе к 250, поскольку 60 тонн довольно оптимистичная сухая масса для 200-тонного комплекса.

По обьемам. Штуковина размером с ту-144, у того фюз был по моему порядка 5 м диаметром и 65 м длиной. Т.е. обьем - 1200 м3. При плотности метан-кислорода 0.7 в такой обьем помещается 800 тонн топлива, что даже несколько больше чем нам нужно .

Мне больше по душе компоновка "Мини-Энергия-2" с пофиксенным багом в виде раннего запуска движков второй ступени с воздушным стартом на базе Ан-225. Не считая головняков с воздушным стартом, все остальное только в плюсе.

1-я ступень: АН-225 с челноком взлетной массой 100тн на спине. Выходит в точку старта, дает 300 м/с горизонтальной и 10000 м высоты.
2-я ступень: 2 многоразовых блока взлетной массой 30 тн с низковысотным ЖРД (тяга 100 тн, УИ~250 с, время работы 120 с) кислород-керосин и раскладным оперением. Дает (если я правильно взял интеграл) +1200 м/с горизонтальной скорости и 1200 м/с вертикальной, поднимает на высоту 80 км. После отстыковки от 3-ей ступени совершает суборбитальный перелет и входит в атмосферу на 5-6М, что не так много при кратковременном полете - особо тяжелой теплозащиты не надо. Посадка автоматическая - мобильность "воздушного старта" позволяет выбрать точку возвращения 2-ых ступеней.
3-я ступень: взлетная масса 40 тн, ваккумные ЖРД кислород-водород с тягой 80 тон и УИ около 450 с, время работы 220 с.
На сегодня - более всех понравившаяся мне схема.

Фюзеляж тоже усилить придётся

Любая многоразовая система будет иметь больший в несколько раз вес, чем одноразовая, раза в 3-4, как минимум. Вроде бы это компенсируется стоимостью вывода. Только все забывают одно НО.
Требуется сжигать в 3-4 раза больше топлива в стратосфере, а это уничтожает озон.
В первый раз это засекли после пуска станции "Скайлеб" Сатурном-5. Озоновая дыра (это значит у-ф облучение, опасное для здоровья) от одного запуска имела размеры 2000 км в длину и 500 в ширину. Слава богу она была над океаном и пока достигла Африки - рассосалась. Озон разрушают сверхзвуковые самолёты, летящие на больших высотах - это тоже заметили инструментально. 0,3% мировых запасов озона разрушает 1 пуск Шаттла.

Нужно ещё подумать, что дешевле, побольше заплатить за пуск или бороться с серьёзными экологическими проблемами.

С озоном дело темноватое.
И всюду пишут, что кислород-водородные движки озоновый слой не задевают вообще. Керосинки - еще может быть.

Антропогенные факторы на озоновый слой практически не влияют.
Скажу страшное, озон на фильтрацию жесткого уф тоже почти не влияет.

Кcтати, по сию пору композиты и вообще всякий лёгкие хай-тех материалы в РН используются как-то слабо. Вернее - почти никак

Что для одноразовых, пожалуй, и логично. Поэтому у них сухой вес особо не снизить. А вот для многоразовых по другому может статься

Значит, даже соотношение стартовых масс одноразовых и многоразовых - может поплыть.

Интересно, на НК в топике про крылышки от Клипера есть фотография проекта с вертолетным винтом.

Как оценивается вес винта для посадочного модуля, если использовать авторотацию для финальной стадии посадки КК?

http://www.abo.fi/~mlindroo/STG1969/ros_nar.jpg [not image]

Fakir> Кcтати, по сию пору композиты и вообще всякий лёгкие хай-тех материалы в РН используются как-то слабо. Вернее - почти никак
Fakir> Что для одноразовых, пожалуй, и логично. Поэтому у них сухой вес особо не снизить. А вот для многоразовых по другому может статься
Fakir> Значит, даже соотношение стартовых масс одноразовых и многоразовых - может поплыть.

Композиты? А где взять композиты, чтобы от минус250 до плюс200 работали (плюс 200) это накрев Р/Н "Энергия" при прохождении атмосферы.
А на одноразовых твёрдотопливных композиты во всю применяются.

Ротор наверняка хуже, сложнее, и дороже, чем крылья Даже раскладные крылья.

Бяка
>Композиты? А где взять композиты, чтобы от минус250 до плюс200 работали (плюс 200) это накрев Р/Н "Энергия" при прохождении атмосферы.

С какого перепою? Таким нагревам если т подвержены, то лишь очень малая доля конструкции РН. Охлаждения - только криогенные баки (значит, к примеру, керосиновые - не проблема). Кроме того, композитный бак под криогенику, даже под температуры ЖВ, вполне реален - "доказано Занусси". Американцы его таки-сделали, хоть и поздно.
С нагревом тоже еще надо посмотреть возможности композитов.
Не говоря о том, что есть еше титан и самые-разные сплавы.

>А на одноразовых твёрдотопливных композиты во всю применяются

Вот ведь как интересно получилось - и от минус 250 до плюс 200 не нужно почему-то

>>Композиты? А где взять композиты, чтобы от минус250 до плюс200 работали (плюс 200) это накрев Р/Н "Энергия" при прохождении атмосферы.
Fakir> С какого перепою? Таким нагревам если т подвержены, то лишь очень малая доля конструкции РН. Охлаждения - только криогенные баки (значит, к примеру, керосиновые - не проблема). Кроме того, композитный бак под криогенику, даже под температуры ЖВ, вполне реален - "доказано Занусси". Американцы его таки-сделали, хоть и поздно.
http://vivovoco.rsl.ru/VV/JOURNAL/VRAN/02_01/FRID.HTM
В ВИАМе был проведен научный совет с моим докладом. На нем присутствовал Глушко. Было принято решение рекомендовать для материала водородного бака сплав 1201.
температуры.
И не морочьте людям головы на счёт композитного бака у Шаттла.

(не удаётся скопировать. Наберите Ту-144. Читайте "ПЕЧАЛЬНАЯ ЭПОПЕЯ ТУ-144"

И. Н. Фридляндер

ниже есть материалы по бакам Энергии и Шаттла)

Про Шаттл никто не говорил. Речь, насколько я понял, шла о X-33.

Причём тут шаттл?! Речь идёт о совсем-совсем другом водородном баке - для незалетавшего, правда, аппарата Но бак был изготовлен и испытан. Сначала - с косяками, потом довели.

Northrop Grumman, NASA Complete Testing of Prototype Composite Cryogenic Fuel Tank | SpaceRef - Your Space Reference

"These tests prove that it's possible to build a lightweight fuel tank that's not only a safe, reliable container for liquid hydrogen," said Drew Smith, NASA's cryotanks project leader, "but also a durable, reusable component that can also help us reduce the costs associated with acquiring and operating a reusable launch vehicle." Composite cryogenic fuel tanks also offer a 10 to 25 percent weight savings over conventional aluminum fuel tanks, he added, which could enable larger payloads in the future.

...

The composite tank used for the tests was a 6-foot-diameter, 15-foot-long tank produced by Northrop Grumman as part of NASA's Next Generation Launch Technology program. The tank was fabricated and cryo-structurally tested at the agency's Marshall Space Flight Center.

"Each cycle in our test program consisted of filling the tank with liquid hydrogen, pressurizing to an internal pressure of 113 pounds per square inch, then subjecting it an axial load to simulate the stresses experienced by a rocket during launch," explained Tod Palm, Northrop Grumman's cryogenic tank project leader. "Nine months and 40 cycles of testing and monitoring the composite test tank for leaks has given us the confidence that this type of cryogenic fuel tank can be safely and repeatedly launched, recovered and reused for next-generation space missions." An axial load is applied along the vertical axis of the launch vehicle.

Much of the team's success in the test program, added Palm, can be attributed to key technical advances made by Northrop Grumman and NASA in designing and constructing the composite tank. The tank is approximately one quarter of the projected size (27.5 feet in diameter x 80 feet long) of a fuel tank envisioned for some reusable launch vehicle concepts.

 

Композиты позволят поднять давление в баке. Значительно. Что может оказаться выгоднее соотв теплозащиты.

Еще к вопросу о том, что шаттлы, дескать, чудовищно дороги - аж по 500 млн. и больше полёт стоит!

Однако пишут, что запуск американской РН Титан-4В, самого тяжёлого на сегодняшний день американского одноразового носителя (приблизительно аналог "Протона") стоит - держитесь крепче! - 430 млн.
Т.е. выводит меньше, чем шаттл, стоя почти столько же, при этом не может ни везти 7 космонавтов, ни возвращать 10 тонн груза на Землю

Еще случайно на глаза табличка попалась -миллионы долларов(в скобках привязка к году)

Space Shuttle Titan-4А Titan-4B
Цена запуска 245(1988) 400(1997) 432(1999)
Цена РН 63(1988) 89(1985) 84(1985)

Правда, непросто понять, что она означает Что значит - цена запуска и цена РН (особенно в применении к шаттлу)? Почему они так различаются?
Может быть, под РН имеется в виду стоимость непосредственно железок (в смысле - расходных железок, ускорители, бак) - но тогда почему так велики затраты на запуск (то бишь, видимо, предстартовое обслуживание и т.п.)?

Конечно, Титан-4 - очень дорогая ракета, недаром от неё отказались.
Тем не менее, цифирь наглядно иллюстрирует, что тезис о том, что одноразовые дешевле многоразовых - далеко неоднозначен.

Бяка> Композиты? А где взять композиты, чтобы от минус250 до плюс200 работали (плюс 200)....

Углерод-углерод (до 1500 в кислородной среде, до 2500 в инертной), бор-силицид, кварц-спецсмолы. Ну а металломатричные - скока хочешь
Только стоить это будет — мама не балуй

Ник

Что-то я протормозил... Из композитов сколько лет уж самые разные РДТТ наматывают - от маленьких (я такие ногами пинал ) для всякого там разделения ступеней или подачи топлива и до "Тополей" - а температура горения ТТ оч-чень не 250 И ничего, держатся без проблем.
Между прочим, и сопла композитные делают, не только для РДТТ - для "Зенита" на СиЛонче предлагали.
Так что термостойкости существующих и умеренно дорогих композитов, по всей видимости, с лихвой хватит для всех узлов конструкции - за исключением, может быть, ТЗП.