"Полувоздушный" старт

Alexandrc> а) ВРД работает только в атмосфере

В тонкой плёночке атмосферы образно говоря

Alexandrc> в) ВРД значительно уступает ЖРД в удельной тяге по весу...

при этом тяга ещё и уменьшается вдвое на каждые 5,5 км высоты

Alexandrc> Fakir, сравнивай, только не забывай, что:

Это всё азбучные истины. И?

Alexandrc> а) ВРД работает только в атмосфере, а ЖРД – везде;

Вроде никто и не предлагал пока юзать ВРД для взлёта/посадки на Луне.
Или я что-то упустил?

Alexandrc> б) ВРД эффективен только до специфической для данного двигателя, предельной скорости полёта, а тяга ЖРД не зависит от скорости полёта;

Из этого банального факта следует не менее банальный вывод - ВРД надо использовать для разгона не до "всей" 1-й космической, а лишь до половины пути. Где-то до 10-15 Махов, видимо.

Alexandrc> в) ВРД значительно уступает ЖРД в удельной тяге по весу. ЕМНИП, для АЛ-31ФП это соотношение равно 9,5, а для ЖРД НК-33 – 128. Из этого следует, что при одной и той же тяге ЖРД в разы, а то и на порядок легче ВРД.

Ну и что?
Такое гениальное изобретение, как крылья - давно известно. И хорошо известно, что оно также работает на сверх- и гиперзвуке.

Опять-таки, вся ступень, использующая ВРД - априори многоразовая.
Что она будет пусть даже в полтора раза тяжелее - совершенно некритично.

permeakra>> Здесь требоания проще, значит и цена будет ниже.
lenivec> Гы! Цена ту-160 - это чисто за производство из старых полуфабрикатов. Без подготовки и разработки.
И тем не менее. Задачи разные - цена разработки разная и тыды.
lenivec> permeakra> ...цена данного дивайса на штуку никого особо не волнует, нужно считать цену на один запуск...
lenivec> Или за одну катастрофу При том, что к падению ракет уже привыкли
Дык надо закладываться на максимальную надёжность. Собсннно, в крыло можно заложить возможность аварийной посадки, например, на воду. С последующей разборкой/починкой.

С тем, что АКС ради АКС бессмысленен - абсолютно согласен. А что будет - вскрытие покажет. У меня 40 лет на посмотреть, что из этого выйдет, вполне себе есть. Вот я и посмотрю -)))).

Fakir> ...ВРД надо использовать для разгона не до "всей" 1-й космической, а лишь до половины пути. Где-то до 10-15 Махов, видимо...

Ты явно чего-то куришь НО НЕ ДЕЛИШСЯ!!! "Я напишу письмо президенту"

Вроде как скорость развиваемая ПВРД не больше 4-5 М.

lenivec> Ты явно чего-то куришь НО НЕ ДЕЛИШСЯ!!! "Я напишу письмо президенту"
lenivec> Вроде как скорость развиваемая ПВРД не больше 4-5 М.

Это обычный СПВРД до стольки Махов работает, а у ГПВРД на шести Махах только-только устойчивый режим начинается. Оптимисты считают, что ГПВРД может работать до М=20-24, пессимисты - до 10-15 Махов, а реалисты- что он вообще толком работать не будет!

"...При М=5 и Тo=273°K (что соответствует 0°C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638°К, при М=6 – 2238°К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе – ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД..." (с) Воздушно-реактивный двигатель — Википедия

...При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за...

химической природы процесса горения.

Хорош тупить уже.

Есть понимание разнице между ПВРД и ГПВРД?
Скрэм предполагает СВЕРХЗВУКОВОЕ горение.

Поэтому проблемы с нагревом при торможении потока НЕТУ. Вернее, она намного слабее.

И экспериментальный ГПВРД на 5,5 Маха и больше уже несколько лет назад летал, причём это на керосине, а не на ЖВ даже.

Блин, ну ведь и картинку с графиком уже показывали на пред. странице - нет, всё равно до некоторых не доходит...

lenivec> Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД..." (с) Воздушно-реактивный двигатель — Википедия

именно поэтому оптимисты (типа меня) говорят: "давайте на первой ступени сделаем ТРД+ПВРД", оптимисты (типа Факира) говорят: "10-15М и ГПВРД! иначе счастья не будет". А реалист Дмитрий В. считает "Дейтроны"

lenivec> ...При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за...
lenivec> химической природы процесса горения.

Вот не надо грязи. Не те это ещё температуры, чтобы химия ломалась. Она и при 6000 не до конца ломается.

Alexandrc> К сожалению Excel на КПК спредшиты подобные ратмановскому осилить не в состоянии, поэтому посчитай, если не трудно, для Р-7 на какой высоте достигается скорость в 2М,

Мне откровенно влом это делать, тем более что на компе Excel даже не установлен, и со спредшитом ратмановским никогда не игрался

Но по памяти - у семёрки 2 Маха где-то на высоте 10-15 км и есть.
Надо Дмитрия В. спрашивать, он наверняка помнит.

Alexandrc> 15М для имеющихся серийных недостижимая фантастика.

Кто-то утверждал обратное? 15, может, и для будущих несерийных труднодостижимо.
А что до 12, ну минимум 7-10 добраться можно - особых сомнений нету.

Alexandrc> Сколько сжигается при этом топлива. Аналогично посчитать для ВРД, того же АЛ-31ФП, для подъема и разгона "тушки" и ракетной ступени в 200т или сколько там в Р-7 веса останется. Думаю этими цифрами можно будет закрыть тему.

Это мне считать для такого расклада еще более вломы. Т.к. и не был никогда особым сторонником "низкого" воздушного старта.
Там основная экономия должна быть в многоразовости квази-ступени.


Да, вот еще более детальный график УИ различных движков - причём для двух видов топлива.

Смотреть внимательно, много думать.

permeakra>...Не те это ещё температуры, чтобы химия ломалась. Она и при 6000 не до конца ломается.

не надо мне про химию "лечить". При 2500 разлагается углекислый газ. При 3000 вода.
Именно этим ограничена максимальная температура пламени.

Вот ещё про ту-160 и воздушный старт из педивикии

" ...Ту-160СК — самолёт-носитель воздушно-космической жидкостной трёхступенчатой системы «Бурлак» массой 20 т. Предполагалось, что масса полезного груза, выводимого на орбиту может достигать от 600 до 1100 кг, а стоимость доставки будет в 2-2,5 раза ниже чем у аналогичных по грузоподъёмности ракет с наземным стартом. Пуск ракеты должен был выполняться на высотах от 9 до 14 км при скорости полёта носителя 850—1600 км/час. По своим характеристикам комплекс «Бурлак» должен был превосходить американский дозвуковой стартовый комплекс, созданный на базе самолёта-носителя Boeing B-52 и ракеты-носителя «Pegasus». Основное назначение — восполнение группировки спутников в условиях массового уничтожения космодромов. Разработка комплекса началась в 1991, ввод в эксплуатацию планировался в 1998—2000 годах. В состав комплекса должен был входить командно-измерительный пункт на базе Ил-76СК и комплекс наземного обслуживания. Дальность полёта самолёта-носителя в зону пуска РКН составляет 5000 км.[5] 19 января 2000 г. в Самаре ГНПКРЦ «ЦСКБ-Прогресс» и Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт» подписали соглашение о сотрудничестве по созданию авиационно-ракетного комплекса космического назначения (АРККН) «Воздушный старт»..."

Авиационно-космический комплекс "Бурлак" "...Масса этого двухступенчатого носителя «Бурлак» составит 32 т, длина - 22 м, а диаметр - 1,6 м. В отличие от «Пегасуса» у него нет крыльев, а хвостовое оперение аппарата в подвешенном под самолетом положении сложено.
Первая ступень носителя снабжена ЖРД Р0.201 (РД-0244), используемым также для первой ступени БРПЛ Р-29РМ. Работа двигательной установки второй ступени (ЖРД Р0.202 (РД-0242)) будет происходить в два включения. В качестве топлива используются гидразин + азотный тетроксид.
В перспективе на базе ракеты «Бурлак» предполагалось создать новую ракету-носитель «Бурлак-М». На первой ступени «Бурлак-М» будет применен гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель.
В этом варианте масса полезной нагрузки по сравнению с комплексом «Бурлак» по расчетам должна возрасти в 1,5 раза.
«Бурлак» стартует уже за пределами самых плотных слоев атмосферы - с высоты 9-11 км или 12-13 км с достаточно высокой начальной скоростью М=0,8 или М=1,7 (в зависимости от высоты старта). Эти условия обеспечивают вывод на орбиты высотой 200-1000 км грузов массой 600-800 кг (полярные орбиты) или 840-1100 кг (экваториальные орбиты). Стоимость одного коммерческого запуска оценивается в 2,5 миллиона долларов..."

permeakra> Вот не надо грязи. Не те это ещё температуры, чтобы химия ломалась. Она и при 6000 не до конца ломается.

Да не так всё.
Расклад прост, как мычание.

При работе движка на сверхзвуке поток перед тем, как в него впрыскивается топливо (и начинается горение), затормаживается в диффузоре. Естественно, заторможенный поток нагревается - закон сохранения, куда деваться. Причём нагревается он сильнее, чем просто при адиабатическом сжатии до того же давления - адиабатический воздухозаборник для движка практически невозможен на самолёте, он имел бы слишком большие размеры (рассказывают, что в ЦАГИ, что ли, энтузиасты как-то нарисовали такой воздухозаборник и к нему самолёт, после чего все вокруг прослезились). Так что в диффузоре на деле сжатие происходит через систему скачков уплотнения, обычно их 3-5, всё зависит от скорости потока, число скачков определяется т.н. правилом Осватича (углы там, интенсивности...).

Итак, заторможенный до дозвука сверхзвуковой поток нагревается, причём тем сильнее, чем больше скорость набегающего потока - что очевидно.

И начиная с некоторой скорости температура дозвукового потока действительно становится так велика, что сгорание топлива уже её не повышает - следовательно, движок перестаёт работать движком.

Это всё давно известно, полвека как. Об этом между делам студентам-третьекурам на лабах по газодинамике рассказывают.

Но проблема эта актуальна только для ДОЗВУКОВОГО горения. Не затормаживай поток до дозвуковой скорости, обеспечь сверхзвуковое *горение* - и будет щастье: воздух не перегревается, сгорание топлива эффективно подводит энергию в поток.
Как его обеспечить - вариантов несколько, как сделать лучше всего - пока окончательно еще неясно, но в принципе это работает. При 5,5 Маха сверхзвуковое горение керосина давно показано.

Другой (куда более экстравагантный, но в принципе не лишённый шансов) вариант - торможение потока, но без сопутствующего нагрева (или с уменьшенным нагревом): МГД-торможение потока, с последующим МГД-доразгоном после сгорания.

Naturalist> Факир, вы себе где-нибудь запишите, что боретесь вы только с кислородным баком, ибо керосина вам понадобится столько-же или больше.

1. Боремся в первую голову за многоразовость, "настоящую" многоразовость, в идеале приближающуюся к самолётной.
2. Тезис о том, что керосина понадобится не меньше - не доказан.
3. Сэкономить уже на одном кислороде - это тоже кое-что.

permeakra>>...Не те это ещё температуры, чтобы химия ломалась. Она и при 6000 не до конца ломается.
lenivec> не надо мне про химию "лечить". При 2500 разлагается углекислый газ. При 3000 вода.
lenivec> Именно этим ограничена максимальная температура пламени.
Щазз. Она ограничена только и исключительно частным термовыхода реакции и теплоёмкости продуктов сгорания, которые при этой температуре и образуются. Как правило, эта теплоёмкость достаточно велика, чтобы о вопросах стабильности продуктов речи не шло.

Углекислый газ может разлагаться сколько угодно - при 3+к К горение углеродсодержащих БУДЕТ идти. Только не до углекислого газа, а до угарного, который куда крепче. Рекорд температуры тут по данным гугла ~5000 кельвин, а из достижимого - те самые 3000 с мелочью К на ацетиленовой горелке. Как с куста.

Ну и водород не обязан гореть именно до воды. Ща посчитаю варианты.

Fakir> 1. ...за многоразовость...

Фетиш бессмысленный.

Fakir> 2. Тезис о том, что керосина понадобится не меньше - не доказан.

Да вот этот-же "бурлак". Залей керосина не только в него, но ещё и крокодила-носителя ту-160

Fakir> 3. Сэкономить уже на одном кислороде - это тоже кое-что.

Стоимость одного только ту-160 равна стоимости ЖК на 1000-3000 запусков "Союза".

digger> Дык сам ПВРД и теплозащита. Оно выйдет чрезвычайно дорого при огромном объеме НИОКР.Ни нормальный самолет, ни ракета так не греются в течение долгого промежутка времени.

Извиняюсь, но это всё сосание пальца и изучение побелки на потолке.

digger> Известные аппараты с ПВРД - "Буря" , советские крылатые ракеты, и СР-71.Полет СР-71 приближался по цене к запуску спутника, а там только М3.

А причём здесь Курский вокзал?
Еще бы Фау-1 вспомнили.

на 10000 "союзов" . 24 млрд. руб это 2-3 миллиона тонн ж.кислорода. Ракета сжирает по 250 тонн.

Naturalist> ибо керосина вам понадобится столько-же или больше.
по идее керосина потребуется меньше и существенно. если взять и заменить у РН "Зенит" первую ступень на связку ТРД/ПВРД/ГПВРД, то из 318 т. топлива экономим 230 (кислород). даже с учетом большего удельного веса ТРД (и без учета улучшения этого соотношения у ГПВРД) для получения потребной тяги потребуются двигатели массой 70-80 т. Опять же, больший УИ не учитываю (РГ-1 тоже потребуется в разы меньше)
в итоге 150+ т. чистой экономии, которая естественно пойдет во цепочке, делая двигатели меньше, баки скромнее и т.д.

Naturalist>> Факир, вы себе где-нибудь запишите, что боретесь вы только с кислородным баком, ибо керосина вам понадобится столько-же или больше.
Fakir> 1. Боремся в первую голову за многоразовость, "настоящую" многоразовость, в идеале приближающуюся к самолётной.

Дешево летать на могоразовой химии пока не не получалось. Это практически доказанный факт.

Fakir> 2. Тезис о том, что керосина понадобится не меньше - не доказан.

Если двигатели весят одинаково и аэродинамические потери не увеличастя, то экономия получистя только на весе кислорода, который в поставленной задаче особой роли не играет.
Однако ваши ВРД весят сильно тяжелее ЖРД и требуют дополнительных аиродинамических потерь на заборе воздуха. Получается и хуже и дороже.

Fakir> 3. Сэкономить уже на одном кислороде - это тоже кое-что.

Надо сперва, чтобы получилось сэкономить.

Вот, кстати, Гермес-II, Ramjet фон Брауна на базе V-2