-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/w/w/www.atomic-energy.ru/files/images/2013/03/128x128-crop/1000_lsbrc_1_rsbrc_.jpg)
Одноразовые vs многоразовые
Теги:
Полл
Дем> При торможении 1й ступени и зажигание и запуск в невесомости в наличии.
ИМХО, если делать частично многоразовый носитель, то оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.
ИМХО, если делать частично многоразовый носитель, то оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.
инфо
инструменты
Naib
Дем> Так как про них узнать не экспериментально? Сколько в мире специалистов знающих особенности вымачивания углепластика в переохлаждённом кислороде?
Ну, определение усилия на разрыв - это типовые испытания для кучи изделий от болтов и тросов до тяг, труб и так далее. Просто в данном случае контрольный образец явно не рвали.
А про углепластик в кислороде - повеселило. Это доступно всем, кто понимает термин ЛКТР. А таковых - миллионы.
Дем> Движок тот же, просто с увеличенной "юбкой". Система управления скорей тоже одинаковая, софт разный.
Ну-ну...
Ну, определение усилия на разрыв - это типовые испытания для кучи изделий от болтов и тросов до тяг, труб и так далее. Просто в данном случае контрольный образец явно не рвали.
А про углепластик в кислороде - повеселило. Это доступно всем, кто понимает термин ЛКТР. А таковых - миллионы.
Дем> Движок тот же, просто с увеличенной "юбкой". Система управления скорей тоже одинаковая, софт разный.
Ну-ну...
Fakir
Русский космос: проект «Корона» и другие разработки ГРЦ Макеева
«Представьте, что перед каждым перелетом вы бы собирали новый самолет: соединяли фюзеляж с крыльями, прокладывали электрокабели, устанавливали двигатели, а после приземления отправляли бы его на св… // aboutspacejornal.net
Полл> ИМХО, если делать частично многоразовый носитель, то оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.
Мне больше нравятся одноразовые варианты.
Как пример:
стартовая - 705 тонн
Первая ступень - от Протона, вторая - РД-191 + 180 тонн РЗТ. Третья - РБ + ПН. Навскидку, 30+ тонн ПН на НОО при ХС=8500 получается. Ну, немного геморройная заправка будет, так как топлив несколько, зато старты от Протона, циклограмма его же, только вторая ступень будет уже лететь до океана.
Как-то так...
Мне больше нравятся одноразовые варианты.
Как пример:
стартовая - 705 тонн
Первая ступень - от Протона, вторая - РД-191 + 180 тонн РЗТ. Третья - РБ + ПН. Навскидку, 30+ тонн ПН на НОО при ХС=8500 получается. Ну, немного геморройная заправка будет, так как топлив несколько, зато старты от Протона, циклограмма его же, только вторая ступень будет уже лететь до океана.
Как-то так...
Naib> Мне больше нравятся одноразовые варианты.
Осталась мелочь: найти ПН в 30 тон.
Осталась мелочь: найти ПН в 30 тон.
Полл> Осталась мелочь: найти ПН в 30 тон.
Ага. Я вот много лет учился планировать производство на принципах максимального выхода продукции. И считал из этого экономику. А надо было начинать от оценки уровня сбыта.
Так в общем-то и тут. Нужна в первую очередь крупная задача, а ракеты уже найдутся.
Фактически, кроме гипотетической новой ОС или лунной базы столь разово грузоподъёмных задач просто нет.
Ага. Я вот много лет учился планировать производство на принципах максимального выхода продукции. И считал из этого экономику. А надо было начинать от оценки уровня сбыта.
Так в общем-то и тут. Нужна в первую очередь крупная задача, а ракеты уже найдутся.
Фактически, кроме гипотетической новой ОС или лунной базы столь разово грузоподъёмных задач просто нет.
Xan
Дем> При торможении 1й ступени и зажигание и запуск в невесомости в наличии.
Не, там атмосферы ещё много, полной невесомости нет.
Не, там атмосферы ещё много, полной невесомости нет.
Xan> Не, там атмосферы ещё много, полной невесомости нет.
Какая там атмосфера, на скорости первой ступени, на высоте более 100 км?
Какая там атмосфера, на скорости первой ступени, на высоте более 100 км?
Полл> оптимальная конструкция будет такой: полностью возвращаемая первая ступень, одноразовая вторая ступень с горячим разделением, запуск не в невесомости, и частично спасаемая третья ступень со всей СУ ракеты, и, возможно, ДУ третьей ступени. Баки третьей ступени - сгорают.
Горячий запуск без надобности, сейчас и в невесомости надёжно запускают.
ИМХО вторая ступень со сбрасываемыми баками лучше... потом ещё куда летим вопрос - на НОО или ГПО...
Горячий запуск без надобности, сейчас и в невесомости надёжно запускают.
ИМХО вторая ступень со сбрасываемыми баками лучше... потом ещё куда летим вопрос - на НОО или ГПО...
Дем> Горячий запуск без надобности, сейчас и в невесомости надёжно запускают.
Вопрос только в цене. Горячий запуск делает ступень дешевле.
Дем> ИМХО вторая ступень со сбрасываемыми баками лучше... потом ещё куда летим вопрос - на НОО или ГПО...
С мощностью двигателя второй ступени, это от 100% до 80% веса на начало работы этой ступени на Земле, обеспечивать высокую точность вывода будет сложно. Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН. Плюс ДУ потребуется с системой многократного запуска в невесомости - то есть дорогая.
Дешевле сбрасывать баки вместе с ДУ, сделав отдельную вторую ступень.
И далее лететь на ДУ РБ/третьей ступени с тягой в 10% от веса на начало работы.
С ней намного проще обеспечить вывод с высокой точностью, и многократный запуск в невесомости ее будет дешевле. Плюс меньшая масса этой ДУ.
Вопрос только в цене. Горячий запуск делает ступень дешевле.
Дем> ИМХО вторая ступень со сбрасываемыми баками лучше... потом ещё куда летим вопрос - на НОО или ГПО...
С мощностью двигателя второй ступени, это от 100% до 80% веса на начало работы этой ступени на Земле, обеспечивать высокую точность вывода будет сложно. Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН. Плюс ДУ потребуется с системой многократного запуска в невесомости - то есть дорогая.
Дешевле сбрасывать баки вместе с ДУ, сделав отдельную вторую ступень.
И далее лететь на ДУ РБ/третьей ступени с тягой в 10% от веса на начало работы.
С ней намного проще обеспечить вывод с высокой точностью, и многократный запуск в невесомости ее будет дешевле. Плюс меньшая масса этой ДУ.
Полл> Вопрос только в цене. Горячий запуск делает ступень дешевле.
Ненамного.
Полл> С мощностью двигателя второй ступени, это от 100% до 80% веса на начало работы этой ступени на Земле, обеспечивать высокую точность вывода будет сложно.
При современных средствах контроля - всё иначе. Вон Маск на таком движке вообще на платформу сажает, даже тормозясь тремя движками.
Полл> Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН.
Ну это ты совсем загнул. У Маска вся вторая ступень вдвое меньше ПН, а сам движок - в 20 раз.
Ненамного.
Полл> С мощностью двигателя второй ступени, это от 100% до 80% веса на начало работы этой ступени на Земле, обеспечивать высокую точность вывода будет сложно.
При современных средствах контроля - всё иначе. Вон Маск на таком движке вообще на платформу сажает, даже тормозясь тремя движками.
Полл> Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН.
Ну это ты совсем загнул. У Маска вся вторая ступень вдвое меньше ПН, а сам движок - в 20 раз.
Дем> При современных средствах контроля - всё иначе. Вон Маск на таком движке вообще на платформу сажает, даже тормозясь тремя движками.
Это гораздо проще, чем точно выйти на нужную орбиту.
Полл>> Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН.
Дем> Ну это ты совсем загнул. У Маска вся вторая ступень вдвое меньше ПН, а сам движок - в 20 раз.
А шо, Ф-9 таки уже способен ТОЧНО доставлять ПН до целевой орбиты? Вот прям там ей не надо уже допиливать на своих движках (порой неделями и месяцами)? Или может он смог теслой в Марс попасть?
Это гораздо проще, чем точно выйти на нужную орбиту.
Полл>> Плюс масса ДУ будет сравнима с массой ПН.
Дем> Ну это ты совсем загнул. У Маска вся вторая ступень вдвое меньше ПН, а сам движок - в 20 раз.
А шо, Ф-9 таки уже способен ТОЧНО доставлять ПН до целевой орбиты? Вот прям там ей не надо уже допиливать на своих движках (порой неделями и месяцами)? Или может он смог теслой в Марс попасть?
Naib> А шо, Ф-9 таки уже способен ТОЧНО доставлять ПН до целевой орбиты?
На низкие орбиты - да. Вот с ГПО на ГСО спутники действительно своим ходом, но так дешевле.
На низкие орбиты - да. Вот с ГПО на ГСО спутники действительно своим ходом, но так дешевле.
Дем> На низкие орбиты - да. Вот с ГПО на ГСО спутники действительно своим ходом, но так дешевле.
Да? И с какой точностью? Пара-тройка километров?
С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Да? И с какой точностью? Пара-тройка километров?
С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Naib> С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Но РБ, который бы привел спутник сразу на ГСО, обошелся бы еще дороже.
Но РБ, который бы привел спутник сразу на ГСО, обошелся бы еще дороже.
Naib> Да? И с какой точностью? Пара-тройка километров?
ХЗ. Заказчика устраивает.
Naib> С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Спутник да, дороже - но связка спутник+РБ ещё дороже. Потому что на спутник всего лишь бак побольше ставится, а движок на нём и так обязан быть - хотя бы чтобы на орбиту захоронения уйти.
ХЗ. Заказчика устраивает.
Naib> С ГПО на ГСО - вообще-то дороже для цены спутника и весьма существенно.
Спутник да, дороже - но связка спутник+РБ ещё дороже. Потому что на спутник всего лишь бак побольше ставится, а движок на нём и так обязан быть - хотя бы чтобы на орбиту захоронения уйти.
Дем> ХЗ. Заказчика устраивает.
Каких-то да, каких-то нет.
Каких-то да, каких-то нет.
Дем>> ХЗ. Заказчика устраивает.
Полл> Каких-то да, каких-то нет.
А про потери в ПН от многоразовости - можно деталей?
Тут краем глаза заметил мнение, что "наша многоразовость" - она должна быть с крыльями.
Причем с выдвигающимися.
Чем это так сильно лучше посадки на ЖРД?
Полл> Каких-то да, каких-то нет.
А про потери в ПН от многоразовости - можно деталей?
Тут краем глаза заметил мнение, что "наша многоразовость" - она должна быть с крыльями.
Причем с выдвигающимися.
Чем это так сильно лучше посадки на ЖРД?
Полл> Каких-то да, каких-то нет.
Всех устраивает. Потому как если на спутнике есть движок - то пофиг.
А если нет - то он на низкой орбите всё равно вниз достаточно шустро падает.
Всех устраивает. Потому как если на спутнике есть движок - то пофиг.
А если нет - то он на низкой орбите всё равно вниз достаточно шустро падает.
Дем> А если нет - то он на низкой орбите всё равно вниз достаточно шустро падает.
Сегодня куча коммерческих спутников выводится на низкие орбиты без собственной ДУ. Начиная с "кубосатов" и заканчивая первым поколением нашего "Гонца".
3-62> Тут краем глаза заметил мнение, что "наша многоразовость" - она должна быть с крыльями.
Это не "наша многоразовость", это тема "Байкал", отголосок работ по многоразовому ускорителю первой ступени для "Энергии"/"Вулкана".
Преимущества подобного решения - при старте из Казахстана можно подобрать посадочную полосу в зоне досягаемости, куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.
Сегодня куча коммерческих спутников выводится на низкие орбиты без собственной ДУ. Начиная с "кубосатов" и заканчивая первым поколением нашего "Гонца".
3-62> Тут краем глаза заметил мнение, что "наша многоразовость" - она должна быть с крыльями.
Это не "наша многоразовость", это тема "Байкал", отголосок работ по многоразовому ускорителю первой ступени для "Энергии"/"Вулкана".
Преимущества подобного решения - при старте из Казахстана можно подобрать посадочную полосу в зоне досягаемости, куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.
Полл> куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.
Извините, снова я сэкономил на словах. Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле" и при "запасе топлива на посадку на ЖРД". И если есть информация - что там по ограничениям на маневр.
Извините, снова я сэкономил на словах. Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле" и при "запасе топлива на посадку на ЖРД". И если есть информация - что там по ограничениям на маневр.
Полл> Преимущества подобного решения - при старте из Казахстана можно подобрать посадочную полосу в зоне досягаемости, куда садящаяся ступень сможет спланировать без расхода топлива, соответственно с минимальными затратами массы.
...отсутствие повторного включения/включений двигателя в полёте (=> дешевле, проще, надёжнее, меньше расходуется ресурс), отсутствие потребности в глубоком дросселировании двигателя (=> дешевле, проще, надёжнее), возможность бокового и иного манёвра, выше вероятность успешной мягкой посадки, принципиально возможен повторный заход на посадку (если оснастить ТРД). И еще не пригорает жопа.
...отсутствие повторного включения/включений двигателя в полёте (=> дешевле, проще, надёжнее, меньше расходуется ресурс), отсутствие потребности в глубоком дросселировании двигателя (=> дешевле, проще, надёжнее), возможность бокового и иного манёвра, выше вероятность успешной мягкой посадки, принципиально возможен повторный заход на посадку (если оснастить ТРД). И еще не пригорает жопа.
3-62> Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле" и при "запасе топлива на посадку на ЖРД". И если есть информация - что там по ограничениям на маневр.
Зависит от конкретной реализации, общего случая тут нет. Если у нас первая ступень в поперечном пакете, которая и так вынуждена испытывать большие изгибающие нагрузки, отделяется эта ступень достаточно рано, а возле трассы полета у нас есть ВПП - то крылатая ступень выиграет с большим отрывом. Там утяжеление конструкции или уменьшение ПН составит первые проценты.
Если же пакет продольный, моноблок, первая ступень набирает большую скорость, а возвращаться нужно к месту старта - "посадка на ЖРД" намного меньше массы потребует. Но тут уже речь идет об росте стартовой массы или уменьшении ПН на несколько десятков процентов.
Конкретные числа можно назвать лишь в приложении к конкретному ТЗ и доступным технологиям.
Fakir> ...
Не вижу смысла грызть кость, из которой уже четыре супа сварили.
Зависит от конкретной реализации, общего случая тут нет. Если у нас первая ступень в поперечном пакете, которая и так вынуждена испытывать большие изгибающие нагрузки, отделяется эта ступень достаточно рано, а возле трассы полета у нас есть ВПП - то крылатая ступень выиграет с большим отрывом. Там утяжеление конструкции или уменьшение ПН составит первые проценты.
Если же пакет продольный, моноблок, первая ступень набирает большую скорость, а возвращаться нужно к месту старта - "посадка на ЖРД" намного меньше массы потребует. Но тут уже речь идет об росте стартовой массы или уменьшении ПН на несколько десятков процентов.
Конкретные числа можно назвать лишь в приложении к конкретному ТЗ и доступным технологиям.
Fakir> ...
Не вижу смысла грызть кость, из которой уже четыре супа сварили.
Полл> Зависит от конкретной реализации, общего случая тут нет.
Спасибо. А были ли где засвечены сравнения вариантов неподвижного крыла и раскладного?
Спасибо. А были ли где засвечены сравнения вариантов неподвижного крыла и раскладного?
Divergence
3-62> Вопрос был про оценку потерь ПН при "раскладывающемся крыле"
Оценка потерь "раскладывающегося крыла" по теме ГК-175 была дана на этапе проектирования.
Пока ракетчики всем радостно втирали про 30 тонн на НОО.
Авиаторы оценили его возможности в 5 тонн.
Оценка потерь "раскладывающегося крыла" по теме ГК-175 была дана на этапе проектирования.
Пока ракетчики всем радостно втирали про 30 тонн на НОО.
Авиаторы оценили его возможности в 5 тонн.
Copyright © Balancer 1997..2024
Создано 22.10.2006
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 22.10.2006
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
