Есть ли будущие у SOTV ? (обсуждение)

Информация скудная, однако некие фундаментальные показатели позволяют сделать пару расчетов.

Итак, допустим что массовое совершенство этого РБ - 0.7 в силу того что он на водороде. Уи пусть будет 750.

Тады, при выводе на экваториальную LEO блока массой 20 тонн мы можем доставить. При этом масса топлива составит 84% от массы, доставляемой на ГСО, или около 9 тонн. Т.о. масса РБ 13 тонн, масса ПН - 7 тонн. Т.е. с точки зрения масс этот блок выгоден, правда не очень, по сравнению с водородно-кислородными РБ прибыль в массе составит около тонны. А вот стоимость....

Вобщем имхо - не стоит раде имупльса +100...200 секунд тратить
столько усилий.

Но все же дождемся результатов ЛКИ.

to Alek : Как я и предполагал, этот "паравоз" хуже даже ЯРД. Хотя вроде бы чуть лучше ЖРД на Н2/О2. Но надо учитывать, что хранить водород придется гораздо дольше, и не съест ли дополнительная теплоизоляция вместе с солнечными радиаторами всю выгоду ? Поживем-увидим...

CaRRibeaN>Информация скудная....
http://www.bwxt.com/Products/Aerospace/sotv.html
Вот здесь, информация от фирмы разработавшей двигатель для этого "Солнечного паровоза" Оказывается двигатель начали разрабатывать аж в 1995 году, а патент получен в 1993.

А на этой картинке мне зеркала шибко нравятся, наверно более продвинутый вариант.
http://www.bwxt.com/Images/Aerospace/Spacepwr.jpg [zero size or time out]to Marsianin: Вовсе не обязательно использовать водород для длительных миссий, можно например азот, метан или просто природный газ. Вообще использовать можно любой сжиженый газ или жидкость способную испаряться. Как самый дешевый вариант - вода.

При любом другом рабочем теле у него характеристики будут хуже, чем у ЖРД на н2/о2. кстати , какая тяга (не скорость истечения или импульс) у этого движка ?

Marsianin>какая тяга у этого движка ?

Не уверен что "Thrust" это тяга, и не знаю как перевести "lbf"
Thrust: 10-50 lbf достигнуто в эксперементе, Thrust: 1.6 lbf для летного образца старт которого запланирован на конец 2001г.
Лучше посмотри сам спецификацию по этой ссылке:

Кстате рабочее тело там указано не водород а LH2, как это перевести не знаю но явно не водород, и вроде не вода.
Кто знает?

По не очень достоверным слухам (из устных источников близких к узким кругам), Буржуины собираясь строить двигательный модуль для МКС, рассматривали возможный вариант с солнечным двигателем на основе SOTV. По моему это довольно интересный вариант использования. Как мыслите?

Alek>Не уверен что "Thrust" это тяга, и не знаю как перевести "lbf"

Thrust - это действительно тяга, а lbf - фунт*секунда или 4.45 Ньютонов.

Alek>Thrust: 10-50 lbf достигнуто в эксперементе,

Т.е. Переменная от 45 до 220 Ньютонов.

Alek>Thrust: 1.6 lbf для летного образца старт которого запланирован на конец 2001г.

Или 7.12 Н или 726 гс тяги.

Alek>Кстате рабочее тело там указано не водород а LH2, как это перевести не знаю но явно не водород

Это Liquid Hydrogen2 т.е. жидкий водород. Все впорядке

А жидкий кислород - LOX

http://www.boeing.com/defense-space/space/propul/images/sotvfrmt.jpg [not image]Предлагаю обсудить проект "SOTV"

Вот хорошие ссылки которые я уже посмотрел:



Последняя наиболее информативная. Есть фото - солнечный двигатель в натуре, уже готовый солнечный концентратор, и даже web-камера в цехе испытаний! Правда у меня она почему-то не работала

Еще ссылки (менее интересные):



Позже закину сюда еще ссылочек, уж очень меня это заинтересовало! Прошу и вас тоже класть сюда ссылки на эту тему если что-то имеется. Особенно если найдутся на русском языке.

Реплика номер один.

---

В центре им. Келдыша разрабатывается СЭДУ - солнечная энергодвигательная установка (в источнике есть фотография, т.е. уже есть хотя бы макет).
В СЭДУ входит солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРД). СТРД — это экологически чистый двухрежимный двигатель с электронагревным тепловым аккумулятором (ТА), работающий как на горячем водороде, так и при дожигании горячего водорода с кислородом. Нагрев ТА осуществляется электроэнергией от солнечных батарей космического аппарата. ТА обеспечивает импульсный режим работы двигателя и реализацию энергетически оптимальных многоимпульсных схем выведения КА на рабочие орбиты.
Нагрев водорода в ТА до температуры 1500 К обеспечивает самовоспламенение компонентов топлива. Таким образом производится надежный многократный запуск двигателя. На каждом орбитальном витке ТА заряжается электроэнергией от солнечных батарей. После выхода на рабочую орбиту СТРД вместе с ТА и топливными баками отделяются от КА, а система электропитания (с солнечными батареями) продолжает свою работу. Маршевый двигатель СЭДУ на начальном этапе выведения работает в Режиме 1 — дожигание смеси подогретого в ТА водорода и кислорода (тяга 220..340Н, УИ=5100..5500м/с). На конечном этапе используется горячий водород (Режим 2; тяга 100Н, УИ=7550м/с).
СЭДУ обеспечивает доставку космических аппаратов с низкой околоземной орбиты на высокоэллиптические и высокие круговые орбиты, включая геостационарную орбиту, и на межпланетные траектории за 20…60 суток. В сравнении с бимодальными электродвигательными установками с концентраторами солнечной энергии СЭДУ имеет упрощенную систему приема—преобразования солнечной энергии, имеет в 100 раз меньшую точность наведения на Солнце, требуется в 50…100 раз меньший ресурс работы теплового аккумулятора, имеет более высокую адаптивность в применении с РН различных классов, требуется головной обтекатель РН существенно меньших габаритов.
В сравнении с солнечной электроракетной ДУ обеспечивает сокращение в 5…10 раз продолжительности выведения на геостационарную орбиту при одинаковой массе полезного груза, сокращает время пребывания КА и солнечных батарей в радиационных поясах Земли, требует в 2…3 раза меньшую мощность солнечных батарей.
Электрическая мощность солнечных батарей: Режим 1 — 5…20кВт;
Полезная емкость теплового аккумулятора: Режим 2 — до 250МДж;
Температура нагрева водорода в тепловом аккумуляторе: Режим 1 — 1500К, Режим 2 — 2100К;
Соотношение расходов кислорода и водорода: Режим 1 — 2…4.

---

Реплика номер два: Сергей Факас как-то говорил, что разработчики современных ЖРД (и вообще РД) готовы удавиться ради десятка дополнительных м/с удельного импульса.

Мне вот интересно что : Для достижения УИ побольше надо рабочее тело подогреть получше, так? Но в современных кислород - водородных ЖРД оно и так греется так, что КС и сопло находятся на грани расплавления и не плавятся только благодаря интенсивному охлаждению криогенными компонентами, так? Соответственно возникает вопрос - что это за чудо - материал, который так может нагреть поток газа, что его температура (которая по определению меньше температуры нагревателя) превысит температуру, близкую к точке плавления лучших современных конструкционных материалов? И что будет если помянутое чудо поставить в КС и на сопло 'нормального' двигателя. Кстати - идея! Нельзя ли защитить поверхность КС и сопла от наиболее агрессивных (быстрых) ионов потока подачей на поверхность положительного потенциала этак в киловольт? А ток для этого брать с МГД ниже сопла...

Кстати вот еще камешек. Судя по рисункам, конструкция центрально - симметрична. То есть может выдавать тягу только точно на Солнце. Если нет, может, мне пояснят, как ее (тягу) можно выдать 'вбок'...

Графит, из которого сделан "теплообменник", плавится при 4500К, если я не ошибаюсь, а рабочая температура SOTV - 2400К.
Тяга (и соотв. мощность) небольшая, поэтому что-нибудь сверхпрочное для газового тракта и не нужно...

> Мне вот интересно что : Для достижения УИ побольше надо рабочее тело подогреть получше, так?

Однозначно:
> Но в современных кислород - водородных ЖРД оно и так греется так, что КС и сопло находятся на грани расплавления и не плавятся только благодаря интенсивному охлаждению криогенными компонентами, так?

Ну, не на грани расплавления! Довольно большой запасец есть. Да потом и завесы имеют место быть - уменьшают температуру пристеночного потока.

> Соответственно возникает вопрос - что это за чудо - материал, который так может нагреть поток газа, что его температура (которая по определению меньше температуры нагревателя) превысит температуру, близкую к точке плавления лучших современных конструкционных материалов?

Этот чудодейственный материал для ЖРД - сплави на основе меди

> И что будет если помянутое чудо поставить в КС и на сопло 'нормального' двигателя.

А какой это такой "нормальный"?

> Кстати - идея! Нельзя ли защитить поверхность КС и сопла от наиболее агрессивных (быстрых) ионов потока подачей на поверхность положительного потенциала этак в киловольт? А ток для этого брать с МГД ниже сопла...

Нет, даже и при такой высокой температуре доля ионизированных продуктов низкая - 1е-6...1е-8 что ли. Если интересно, поройся в старых топиках, я пару раз кидал расчеты.

А любая попытка получать энергии из РД приведет к резкому падению удельного импульса. Начнем с того, что надо будет "загадить" топливо легко ионизирующимся компонентом - к примеру, соединения калия или даже цезия. У них молекулярная масса заметно выше воды, так что ничего хорошего не получится.
Потом, профиллирование канала съёма потенциала у МГД... ээээ, несколько противоречит профилю для максимального разгона потока - как минимум, он намного длиннее.

> Реплика номер два: Сергей Факас как-то говорил, что разработчики современных ЖРД (и вообще РД) готовы удавиться ради десятка дополнительных м/с удельного импульса.

Истинно так, ведь халява сплошная. Единственный способ улучшить, не испортив.
Я, кажется, давал пример, но 10 m/s в удельном импульсе топлива (с 2500) типичной МБР дает прирост дальности в 100 km (на 10000).
Это примерно эквивалентно повышению плотности топлива на 0.01 g/cm³ или понижению степенного показателя в законе скорости горения на 0.01.

Так что не стоит импульсом разбрасываться.
В "+100...200 секунд" заключен весь прогресс двигателестроения за полвека!
За такие слова любой ракетчик тебя придушит, не отходя от кассы... ладно, живи уж

SOTV во всей красе:
Олег Лазутченко>требуется головной обтекатель РН существенно меньших габаритов.

Буржуины собираются его на шатле выводить, так что наверно для них это не актуально.

Олег, вопрос к вам, точно помну что читал в Новостях Космонавтики за прошлый год короткую статью про SOTV, а сейчас не могу ее найти. Не подскажите какой это номер? А может это было в 99 году?

hcube>Если нет, может, мне пояснят, как ее (тягу) можно выдать 'вбок'...

Разворотом всего аппарата, при этом зеркала могут вращаться и поворачиваться независимо. То есть собирать солнце при любом положении блока.

O.L.>Реплика номер два: Сергей Факас как-то говорил, что разработчики современных ЖРД (и вообще РД) готовы удавиться ради десятка дополнительных м/с удельного импульса.

Ага, так то в ЖРД. Есть же например ЯРД - если бы все дело было только в импульсе - то на нем бы и летали. А все дело в СТОИМОСТИ. Т.е. если дешевле будет АТ+НДМГ, чем кислород+керосин
(водород) пуляют им. Если выгода появляется с переходом на LOX+LH2 - ставят его. И т.п.

А характеристики этого девайса меня не очень впечатляют заочно - 30...60 дней хранить LH2 - та еще задачка.

Varban>В "+100...200 секунд" заключен весь прогресс двигателестроения за полвека!
За такие слова любой ракетчик тебя придушит, не отходя от кассы... ладно, живи уж

Т.е. уже давно ракетчики должны были забросить ЖРД и перейти на ЭРД? См вобщем выше.

А похоже никто не заметил, что зеркало надувное
За 30-60 суток сдуется однако

Не, сдуться оно не сдуется. На крайняк можно поддувать испарившимся водородом. Но все-таки мне сомнительна возможность постройки такого кипятильника. Все-таки для 2400 в водороде нагреватель должен быть нагрет... ну до 3000 K, не меньше. И расход будет небольшой - зеркало размером порядка 10 метров собирает примерно 100 КВт, это даст тягу порядка 1 ньютона. IMHO. Так что удастся ли использовать ЭТО в практичесих целях... не знаю... Хотя, может и удастся . Касательно же прочности - водород-то придется под давлением подавать, никуда не денешься ;-), ТНА, в смысле РТНА таки придется ставить Расход, правда, будет поменьше, так что РТНА тоже нужен маленький

Это не проблема - как надули, так и наддуют Даже думаю в связи с постоянным изменением геометрических размеров зеркала (немножко, из-за температурных перепадов), давление меняется адаптивно.

> Т.е. уже давно ракетчики должны были забросить ЖРД и перейти на ЭРД?

А кто о смене типа движка говорил? Идеал - и движок не менять.
Скажем, заменили керосин на синтин или топливо ХРЕНОВ ИНДЕКС 1 на ХРЕНОВ ИНДЕКС 1М и все дела...

hcube>Так что удастся ли использовать ЭТО в практичесих целях...

Наши бледнолицые братья думают что система эта, очень многообещающа!
Вот что я нарыл:
NASA, BOEING & Air Force, в течении 10 лет (вероятно с 1998) планируют создать универсальный многоразовый разгонный блок SOTV (Solar Orbit Transfer Vehicle) для выполнения следующих задач:

1. Перевод спутников с низкой орбиты на геостационарную.
2. Перевод ошибочно выведенных спутников, с нерасчетной орбиты, на расчетную.
3. Увод отработавших спутников с геостационарной орбиты на орбиту хранения.
4. Поддержка орбиты больших орбитальных станций (МКС)
5. Перевод объектов на отлетную траекторию, для межпланетных миссий.
6. Другие задачи.

Систему будет иметь следующие характеристики:

Возможность выполнять не менее двух задач описанных выше.
Выводить на геостационарную орбиту от 3000 до 5000 кг полезного груза.
Продолжительность выведения на GEO не более 90 дней, оптимально не более 30.
Полуавтоматическое управление выведением.
Точность выведения в точку стояния менее 1секунды.
Тяга не менее 15 фунтов.
Температура разогрева 2400К + 25К
Возможность выведения с помощью Boeing Delta-IV Medium (5/4 or smaller) или Lockheed-Martin Atlas V (522 or smaller).
Срок службы блока, минимум 5 лет. Расчетный 10 лет.
Дозаправка бака рабочим телом через бортовой стыковочный узел (альтернативные вариант - замена бака)

(Выжимка из разных источников.)

SOTV
А вот вам еще ссылочка с цитатами разных амовских "важняков" о вере в это (SOTV) правое дело! Нам надо делать выводы!

Ну то что ее позиционируют как многоразовый РБ, или МОРБ (меж орбитальный РБ) ясно. Кстати считаем - выводиться Дельтой 4 Медиум, значит вес - около 10 тонн, значит на ГСО - 3.5 тонны.

А потом, похоже, собираются они заапрейдить Как обычно.

Вобще, прикинув, могу сказать что альтернатива ЭРД неплохая, разве что ЭРД с ЯЭУ или с хаарошими пленочными Сб круче. Но первое - дороговато. А вот пленочные СБ с энергомассовой характеристикой 500 Вт/кг вполне бы мог сравниться по срокам выведения с этим чудом, а по массовым - и превзайти. Кстати для буксировки на LEO гораздо перспективнее тросовые системы.

Да вот еще - как называется демонстратор, а то что-то я не вижу ни одного спутника запускаемого в 2001, который подошел бы на эту роль. Имхо информация о полете демонстратора в 2001 устарела

А насчет "великих перспектив" - обычный PR

CaRRibeaN>Имхо информация устарела

Похоже CaRRibeaN прав вся представленная мной выше информация действительно устарела так как в основном относится к 1998 году. Но я два дня без дела не сидел! И нарыл абсолютно офигительный документ! Относится он правда тоже не к сегодня а к 1999 году, но порожает своей полнотой и информативностью!

Итак ссылка:
http://www.its.caltech.edu/~surf/apps/IAF_SOTV_Paper.pdf

Файл в формате PDF (кто не знает - это читается Adobe Acrobat Reader'ом или при небольшом извращении фотошопом), 14 страниц текста, рисунков, фотографий, схем, диаграм и выкладок! Размер файла около 500Кбайт (при скорости 31200 загрузился у меня за 3 мин.).

Этот документ, доклад T.L.Kessler'ра менеджера компании "Boeing" на 50-ом Международном Конгресе по Астронавтике!

Каждый кого заинтересовала эта тема просто обязан с ним ознакомится, потому как это наиболее полная информация которую мне удалось, на сегодняшний день, обнаружить. Ну а если кто-то возьмется проффесианально его перевести это было бы просто замечательно!

Документ содержит: Подробную информацию о наземном и летном демонстраторе, фотографии, рисунки и схемы отдельных узлов и всей конструкции в целом. Схемы выведения при помощи SOTV. Схему размещения аппарата под головным обтекателем РН. Схему системы надувного отражателя (kost был прав). Схему работы зеркал и теплового двигателя. Очень интересную таблицу и графики сравнения хорактеристик с криогенным блоком! Сравнительную диаграмму выведения на отлетные траектории ко всем планетам от луны до плутона! И многое другое, я даже толком еще не все перевел и прочитал.

Хорошо бы все таки, чтоб это перевел, кто нибудь с хорошим знанием языка и темы.

Так что всем, всем, всем! Посмотрите а потом выскажите свое мнение уже по более полной информации. А я буду искать дальше, как только найду что-то новое закину сюда! Может даже напишу письмо T.L.Kessler'ру, чтоб не зажимал информацию
Здается мне что это проклятые американские милитаристы наложили на SOTV свою лохматую лапу

CaRRibeaN>Да вот еще - как называется демонстратор

Летный демонстратор называется SOTV-SE
Вес - 864 кг. Тяга - 1.7 фунта Импульс - 730 сек.
2001 год это вероятно старый план запуска.

Да, вроде бы за это взялись серьезно. Посмотрим, что получится...

Да, информации много. Конечно несколько сглаженно и преукращенно (например меня удивило, что они собираются стоему SOTV массовое совершенство сделать меньше чем криогенной ступени
Дельт. Технология выглядит неплохо, данные - тоже. Порадовали массы на отлет к внешним планетам, оч. хорошие.

Вобщем я меняю пока отношение к солнечнвм двигателям на осторожно-оптимистическое , все таки 30 дней тащиться через радиационные пояса - это гораздо приятнее, чем 180 .

С другой стороны я бы бабок дал скорее на ЭРД с пленочными СБ.

окончание про ЭРД - завтра, мы тут в расчетах погразли. Скажу что вырисовываются гигансткие перспективы

http://masterlist.msfc.nasa.gov/td/.../TD15-PLN-013rBaseline.pdf
NASA - ADVANCED SPACE TRANSPORTATION PROGRAM (ASTP)
Это программа NASA в рамках которой осуществляется проект SOTV, расписано все по пунктам что, как, и зачем.

---

Вот в этой дириктории лежат без присмотра файлы какого-то студента или доцента относящиеся к SOTV (что-то вроде материалов к дипломной работе или диссиртации, я еще все не просмотрел)

---

http://filebox.vt.edu/users/evanveld/SOTV.PDF
А вот здесь лежит свеженький документ! И полгода не прошло. Это что-то вроде зашиты проекта, того же мужика и уже с ним.
Буржуи совсем бдительность потеряли. Здесь полное техническое описание. На 63 страницах. ФБР у них там просто мух не ловит, а наших технических разведчиков надо всех загнать в интернет, собирать инфу, чтоб свой SOTV поскорее склепать!
Файл большой поэтому для тех кто захочет скачать привожу его оглавление, чтоб было ясно о чем идет речь:

Aerospace and Ocean Engineering Department
Virginia Polytechnic Institute and State University
Blacksburg, Virginia
6 December 2000
Professor: Dr. Christopher Hall
Symbols
Abbreviations
List of Figures
List of Tables
Chapter 1: Introduction
1.1 Solar Orbit Transfer Vehicle Problem Statement
1.2 Scope of Design
1.3 Background
1.4 Requirements and Constraints
1.5 Actors
1.6 Disciplines
1.7 Summary
2.1 Performance Objectives
2.2 Cost Objectives
2.3 Weighting
2.4 Summary
Chapter 3: System Synthesis
3.1 Mission Operations
3.2 Attitude Determination and Control System (ADCS)
3.3 Thermal Systems
3.4 Power Subsystem
3.5 Environmental Subsystem
3.6 Communications
3.7 Command & Data Handling
3.8 Propulsion and Mission Analysis
3.9 Structures
3.10 Launch Vehicle Selection
3.11 Material Selection
3.12 Mechanisms
3.13 Summary
Chapter 4: System Analysis
4.1 Introduction
4.2 Mission Operations
4.3 Attitude Determination and Control
4.4 Thermal
4.5 Power
4.6 Environmental
4.7 Computer, Command and Data Handling
4.8 Propulsion
4.9 Structures
4.9 Launch Vehicle Capability
4.10 Hydrogen Tank Estimations
4.11 Summary
Chapter 5: Summary, Conclusions, and Next Steps
References
Appendix A: Computer Codes Used for Design

---

И чем дальше я рою тем интересние становится!
А на марс надо лететь только на SOTV, однозначно