Одноразовые vs многоразовые

Вопрос.
А есть-ли что-то космическое, чего нельзя собрать из кусков по 1-2т?

Сейчас, наверно, нет.

Красивая птичка. Но излишне сложная. И это ей приговор сразу и надолго.
ГПВРД здесь явно пятое колесо.
Если трёхкомпонентник такой замечательный, тогда избавляемся от ГПВРД, форсируем трёхкомпонентник до нужной тяги (или ставим второй) и летим на ЖРД с высоты 10-15 килОметров. С самого включения ЖРД УИ практически пустотный (по крайней мере станет таким очень быстро).
Скромнейнее имхо: (экономия в массе на ГПВРД + потеря массы на доп топливо ЖРД)*(уменьшение технического риска + уменьшение стоимости эксплуатации)=покрывает потери с лихвой.

Полл> Сейчас, наверно, нет.

Тогда зачем париться? Ракетоплан с 2хНК25 для взлета-посадки и пн 1-2т. На 100-300 пусков. И космонавтов-слесарей в комплекте.

_B1_> Красивая птичка. Но излишне сложная. И это ей приговор сразу и надолго.
_B1_> ГПВРД здесь явно пятое колесо.
_B1_> Если трёхкомпонентник такой замечательный....

НАОБОРОТ! ЖРД тут от безысходности
У наилучшего ЖРД удельная тяга - 460сек. А у плохонького ПВРД (на-ер Бури) = 1490сек. Выше, чем у ТФЯРД, близко к ЭРД. тут конструкторы готовы удавиться из за несколких м\сек Иу, а вы легко так 1000м\сек выкинули Была бы возможность - на ПВРД и до 8км\сек надо было бы идти... но он, сука, хитрый - с места не пашет, и быстрей 10-12М на нем не летал никто и в вакууме он не работает.
Вот от этого и ЖРД

Ник

> Была бы возможность - на ПВРД и до 8км\сек надо было бы идти... но он, сука, хитрый - с места не пашет, и быстрей 10-12М на нем не летал никто и в вакууме он не работает.
Так стоит ли ради небольшого участка полёта париться с ГПВРД? Вы смотрите - мы ведь его можем использовать только в диапазоне 3 км/с. Причём максимальная скорость, которую он сможет нам дать - 4 км/с. И это в атмосфере - придётся ипаццо с ТЗП. И при этом они (ГПВРД) нормально не отработаны.

Нет, для атмосферного самолёта-разгонщика, я не спорю - идея хорошая. Но настолько усложнять конструкцию "космического" ВКСа ради 200-секундного участка полёта...
Сильно это оно мне сомнительно.

_B1_> Так стоит ли ради небольшого участка полёта париться с ГПВРД?

Стоит - именно на этом участке - до 4км\сек и 50км высоты - самые большие расходы массы.

_B1_> - придётся ипаццо с ТЗП. И при этом они (ГПВРД) нормально не отработаны.


Отработанны, отрабатываюся и будут отработаны. Просто ОТКРЫТОЙ инфы немного - больно сладкая тема.

Ник

Вообще, УИ ГПВРД как и любого другого ВРД, гиперболически зависит от скорости. На 12М этот УИ для водородного ГПВРД становится равным УИ водородного же ЖРД.

Почему я лично принципиально против разгона на ГПВРД - одно слово - нагрев. На скорости в 6-8М И при скоростном напоре достаточном чтобы поддерживать горизонтальный полет нагрев будет очень существенным. Грубо говоря, приняв качество в 5 (что для такой скорости очень оптимистично), мы получаем что в самолет бьется каждую секунду 1/5 его веса умноженная на скорость. Применительно к разгонщику на 8М это будет 5 КВт на каждый килограмм веса. Принимая что ускорение составляет скажем 3 м/с, мы имеем длительность активного участка от 1 до 4 км/с порядка 1000 секунд - и всю эту 1000 секунд в самолет будет вкачиваться тепло. Не спорю, можно его переизлучать. Но нагрев все равно будет, и еще какой.

В отличии от, ЖРД-разгонщик не летает в атмосфере. Разгон с 1 до 3-4 км/c у него происходит в вакууме. После суборбитального же прыжка большой, но пустой самолет быстренько тормозится. Поток мощности на единицу площади у него получается во первых, ниже (потому что он уже пустой - почти все топливо потрачено, а ракетная ступень сброшена), а во-вторых, он не постоянный, а импульсный, причем пик потока приходится на холодные после топлива и пребывания в космосе конструкции.

Далее, по поводу пика стоимости многоразовика. Мы, гхм, рассматриваем не сфероконя в вакууме. А в реальной конструкции, еще раз -
- двигатель обладает ресурсом в 10 запусков.
- стоимость многоразового 'железа' выше чем одноразового, как из-за бОльшей массы, так и из-за бОльшей сложности.
- при прочих равных относительная ПН многоразовой системы в разы ниже чем у одноразовой.

А все эти факторы входят в стоимость ПН как произведение. И получается, что многоразовик должен слетать раз 50 только чтобы ДОГНАТЬ одноразовую (точнее частично одноразовую) систему по стоимости изготовления железа. Если ВООБЩЕ догоняет. И только после этого начинают отбиваться затраты на НИОКР. Про модернизации я уж вообще молчу.
После 100 же полетов многоразовика может его вообще списывать придется, а не эксплуатировать дальше. И строить новый, который будет окупаться следующие 50 полетов. Так что по поводу пика стоимости не надо гнуть пальцы. В идеальном мире - может быть, но не здесь и сейчас

ВРД нормальному АКС нужен просто в обязательном порядке. Конечно, хотелось бы без него, тирьямпампамцией , но в нашем реальном мире это единственный шанс на нормальное массовое выведение.

Нагрев довольно сильно "размазан" по самолёту, тут многое можно за счёт геометрии наиграть. И с нагревом можно бороться тучей способов - хотя бы активным охлаждением на худой конец.
Кстати, спуск шаттла с орбиты длится тоже порядка 1000 с (т.е. хоть и в разы меньше, но порядок этот же) - а условия, в т.ч. тепловые, куда жёстче, чем при разгоне.

sergey_manakov> Вопрос.
sergey_manakov> А есть-ли что-то космическое, чего нельзя собрать из кусков по 1-2т?

Полно
МКС, "Хаббл", лунные и марсианские корабли, и т.д. и т.п.
Это просто самые наглядные примеры
1-2 тонны - очень маленький "кирпич".

Полл> Смотрю. Сравнивая с "Протоном".

"Шаттл" с "Протоном" сравнивать НЕЛЬЗЯ!!!
Потому что их делают в РАЗНЫХ странах, с РАЗНЫМИ структурами ценообразования, и вообще разной промышленностью и экономикой.
Корректно сравнивать "шаттл" можно только с АМЕРИКАНСКИМИ одноразовыми РН!

Полл> Причем, как я знаю, источники ТЕХ лет всячески ЗАНИЖАЛИ расходы на шаттлы.

Занижать можно было до его создания, при разработке. Тогда да - насчитали...
А как залетал - как занизишь? Платить-то надыть, денежек у Конгресса просить. Не из своих же доплачивать - ты веришь в такой альтруизм НАСА?

Полл> На короткой перспеткиве одноразовые НА ПОРЯДОК дешевле -

Это из области современной мифологии
Даже опыт шаттлов, далеко не идеальный опыт далеко не самой толковой системы, не даёт такого разброса - на порядок.

Полл> для них есть огромный задел по НИОКР и опыту создания и эксплуатации, есть готовые движки и инфраструктура.

Даже над хреновым шаттлом не получается выгоды на порядок - если смотреть в рамках одной и той же страны. И готовые движки и инфраструктура тут ничего не меняет.

Полл> Я. Именно по такой схеме считал.

Ну и зря, ИМХО

Полл> "Воздушный старт", два разгонщика - простых и дешевых, при том - многоразовых.

В смысле?

Полл> За какие деньги, главный вопрос?

Да один хрен, дешевле обойдётся
Это уж не знаю, какой надо клепать многоразовый движок, чтоб он оказался дороже 50-ти одноразовых
Предупреждая вопросы о цене разработке - SSME (да и не только) уже разработан

Полл> А вы уже знаете, какими будут вибрации при полете на ГПВРД?

Меньше, чем на ЖРД однозначно. Хотя бы из-за характер горения и меньшей тяги (меньшей во столько раз примерно, какое аэродинамическое качество).

Полл> Можно узнать - КАК?

Нагрев куда меньше, чем при спуске с орбиты. Несмертельно.

Полл> О! А вот это интересная, ОЧЕНЬ, новость. Можно узнать название работы, где это было сказано?




Не ахти что, но чем богаты.

sergey_manakov>> Вопрос.
sergey_manakov>> А есть-ли что-то космическое, чего нельзя собрать из кусков по 1-2т?
Fakir> Полно
Fakir> МКС, "Хаббл", лунные и марсианские корабли, и т.д. и т.п.
Fakir> Это просто самые наглядные примеры
Fakir> 1-2 тонны - очень маленький "кирпич".

Я имею в виду производственную сборку на орбите, а не блочную.

Для производственной сборки понадобится стройплощадка, бытовка и группа рабочих. Со всеми вытекающими.
Хотя концепция мне нравится. Да и поработать таким "монтажником" я бы не отказался

Да не двигатель стоит как 50 одноразовых! Двигатель-то ясно дело дешевле. А Двигатель + его ТО + уменьшение ПН за счет того что двигатель тяжелее. Грубо говоря, SSME весит 3.5 тонны, а некий одноразовый двигатель - 3 тонны. Вот 1.5 тонны за каждый рейс - это и есть проигрыш от многоразовости. Сколько там тонна ПН на шаттле стоит?

И даже не так. В нормальной системе SSME до орбиты просто не долетает в таком количестве. Т.е. он, со ступенью или сам по себе, сбрасывается по дороге. Т.е. его влияние на ПН ЕЩЕ ниже и выигрыш в ПН ЕЩЕ больше.

Если взять ВКС Ника, то его топливо может забросить на орбиту 87 тонн. Из этих 87 уйдет примерно 30 тонн эквивалента ПН на конструкции первой ступени - там пересчетный коэфициент невелик. Остается 57. Из них 17 - это водородная одноразовая ступень. Итого, как я и говорил - даже безо всяких облегчений самолета, ПН скакнула ВДВОЕ. Причем расчет грубый, может она и ВТРОЕ выше будет.

Факир, будешь смеяться, но нагрев Шаттла - это ничто по сравнению с нагревом аналогичного ВКС. Шаттл-то пустой, без топлива уже. А ВКС вынужден лететь опираясь на подьемную силу. Которой в принципе не бывает без сопротивления воздуха. Причем на высоких М аэродинамическое качество очень фиговое.
А сопротивление - это нагрев. P = FV. Конечно можно сделать ТЗП и этот нагрев сбрасывать в излучение. Если у нас самолет на 200 тонн и крыло скажем 40*50 метров, то на каждый метр приходится 100 кг, т.е. 500 КВт мощности. Какая должна быть равновесная температура для переизлучения с 1 метра 500 КВт? Скажешь, сделать крыло побольше? Тогда сопротивление воздуха вырастет, и еще на факт что АК будет РАСТИ, а не падать. Но впрочем теплоотдача с единицы площади упадет.

У шаттла махи другие. Сильно-сильно другие

И тормозится он, что удивительно, тоже опираясь, по сути дела, на подъёмную силу И летит потом - тоже И сила эта оччень неслабая

А с топливом, без топлива - само по себе не важно. Важна тепловая нагрузка, а она уже тут зависит от геометрии и соотношения масса/площадь.

Да хрен с ым, с переизлучением. Высокая термостойкость + малая теплопроводность, и тепловая инерция + активное охлаждение.

Да ну? У ВКС махи те же самые - он же до 12 и даже до 15 М в атмосфере пилит. 15М - это 10 КВт на килограмм. Если эту мощность не переизлучать, она испарит ЛЮБОЙ конструкционный материал. Например, если мы охлаждаемся ЖВ, то его теплоемкость позволит получить поток в 5КВт при расходе 0.5 грамма в секунду на килограмм массы. Т.е. за 1000 секунд активного участка на каждый килограмм массы надо израсходовать 0.5 кг жидкого водорода чисто на охлаждение. Правда он лишним не будет, поскольку пойдет по сути в двигатели и позволит поднять УИ и т.д. Но тем не менее - для такого охлаждения нужна довольно сложная структура обшивки носителя. Да и с переизлучением все не так просто - не уверен что даже волоконно-плиточное ТЗП расчитано на сугубо боковой продолжительный обдув.

А вот в суборбитально прыгающем разгонщике такой проблемы НЕТУ - за отсутствием нагрева . И соответственно нету усилий по ее преодолению.

По поводу многоразовой ВТОРОЙ ступени - спорный вопрос. С одной стороны, если у нас ПН (т.е. КК) раза в 2 выше чем масса конструкции ступени, то 'растягивание' ТЗП и посадочной механики еще и на ступень будет 'стоить' порядка 20% общей массы или же 30% ПН. С другой стороны, если оной посадочной механизации и ТЗП ВООБЩЕ нету, то это увеличивает ПН на те же 30%. В общем, многоразовый челнок может в пределе вытащить на орбиту примерно раза в 2 меньше, чем одноразовая ступень, при этом стоить он будет раз в 5 дороже.

Посчитай, скольким махам соответствует скорость в 7,5 км/с Подсказка: получится существенно больше, чем 12-15

И ты совершенно напрасно полагаешь, что вся "мощность торможения" рассеивается на самолёте. Это совсем не так. Нагревается этой мощностью именно воздух, а сколько тепла от него достанется конструкции - уже зависит от.

Во первых, выделение тепла прямо пропорционально скорости - т.е. на 26М шаттл будет греться всего на 30% выше чем АКС на 15М (когда он НАКОНЕЦ-ТО выходит из атмосферы) - поскольку при большей скорости нужна меньшая плотность воздуха. Во вторых, правильно, греется воздух там где он переходит в ударную волну. Если мне подскажут способ удержать этот самый воздух от прямой теплопередачи и от излучения на обшивку - буду сильно удивлен . По моему, силовые поля ща только в фантастике есть. Т.е. мы можем принять за данность, что поверхностный слой обшивки, если его специально не охлаждать, и если он имеет небольшую теплоемкость, будет иметь примерно равновесную температуру. Которая зависит от скорости и удельной нагрузки на крыло.

Что интересно, профиль нагрева у шаттла почти точно равен произведению 'скоростного нагрева' на часть веса, которую воспринимает аэродинамика (остальную часть воспринимает механика орбитального движения ). Т.е. мы вполне можем ее принять за основу - т.е. на конкретных М при том же соотношении площади крыла к силе сопротивления будет тот же нагрев.

Кстати, интересно было бы увидеть данные по профилям крыла, имеющим на гиперзвуке качество хотя бы 10 для крыла или 5 для всей системы.

Теплоёмкость - это верно, но ты про теплопроводность забываешь. А тут важна "сумма" - ТЕМПЕРАТУРОПРОВОДНОСТЬ.

Дальше, не забывай, что чем сильнее нагреется конструкция - тем меньше будет поток поступающего "в неё" тепла. Delta T, как-никак.
В общем, там всё очень нелинейно и всяких путей обхода - миллиён и один.

И 30% разницы - это оч-чень много.

Я и говорю - тепло сбрасывается в излучение. Т.е. поверхностный слой имеет такую температуру, чтобы то тепло которое не просочилось внутрь - ушло в виде излучения. Температуру при этом можно оценить, в пределе она равна температуре торможения потока. Т.е. нам на АКС по любому надо иметь ТЗП с большим ресурсом, которое держит минимум 1000С. А поскольку мы еще и с орбиты сходим - то и все 1300 (не 1700 как на шаттле, поскольку у нас площадь/вес лучше и АК выше).

И эти 1300 на АКС действуют раз в 5 дольше, чем на шаттл. У кого-нибудь есть данные о том, сколько тепла просачивается через ТЗП на конструкцию, т.е. насколько интегрально планер шаттла нагревается при прохождении атмосферы? Вот берем эту цифру и умножаем в 5 раз .

Должен заметить, что у дюраля допустимая температура не более 200С, у титана - 500, у жаропрочных сталей - 700-800. После чего они все прочность теряют. У нас правда есть могучий хладоресурс - полный багажник ЖВ...

hcube> Я и говорю - тепло сбрасывается в излучение.

Да причём тут излучение?! Я пока про него и не заикался

hcube> Температуру при этом можно оценить, в пределе она равна температуре торможения потока.

Это именно что оценка сверху. Выше быть не может. А ниже - сколько угодно, если с умом подойти.

hcube> Т.е. нам на АКС по любому надо иметь ТЗП с большим ресурсом, которое держит минимум 1000С.

Это неправильная постановка задачи
Нужно обеспечить нормальный тепловой режим при разгоне и сходе с орбиты. Точка.
Как именно - найти материал, который держит 1000 и выше, или не допустить таких температур, или... - совершенно другой вопрос.

hcube> У нас правда есть могучий хладоресурс - полный багажник ЖВ...

На самом деле у нас еще дохрена чего есть
Хотя бы - полно воздуха кругом И не очень горячего

Если мне подскажут способ удержать этот самый воздух от прямой теплопередачи и от излучения на обшивку - буду сильно удивлен .

 

Сдувать.

Чем сдувать? Еще раз, воздух бьется в обшивку и на скачке уплотнения греется. Сдуть скачок уплотнения - то же самое что выпить реку.

По поводу ненагрева обшивки. Физика 5-го класса нас учит, что есть 3 способа передачи тепла - конвенкция, теплопередача (непосредственный нагрев) и нагрев излучением. Нас интересуют последние два. Есть скачок уплотнения - в 0.5 метра от фюзеляжа. ЗА скачком уплотнения - зона плотного и нагретого воздуха, его температура равна температуре торможения потока. Этот воздух греет непосредственным контактом обшивку, плюс он немного греет ее излучением. По моему, единственный способ отвести это тепло - это или погасить его нагревом хладагента, либо переизлучить с нагретого поверхностного слоя обшивки, либо комбинация этих способов.

А чо спорить то Можно просто посчитать с стиле: какую максимальную скорость при помощи ГПВРД может набрать объект имеющий теплозащиту для спуска с орбиты?

T0= Тн+ v2/2cp, где где Тн — температура набегающего воздуха, v — скорость полёта тела, cp — удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении.
Вот тут : http://www.promtehsnab-chel.ru/files/misc/AtmCalc.exe - атмосферный калькулятор

Есть еще "ГОСТ 25431-82 Таблица динамических давлений и температур торможения воздуха в зависимости от числа Маха и высоты полета", но в бесплатном доступе не нашел.

Ник

Моя имха - что заправленный АКС (т.е. с массой вдвое выше чем сухая орбитальная) может иметь максимальную скорость 'по теплозащите' порядка 10М - принимая что пик тепловой нагрузки при сходе будет при 20М.