Хм, собственно сабж - возможно ли такое? Т.е. РН с ПН примерно 50-80 кг. Тьретью ступень я посчитал - получается что за 80000 долларов можно сделать ступень массой ~500 кг и Хар. скоростью ~3100 метров. Т.е. Остается 6100 примерно еще добрать скорости где-то. Сколько там РДТТ весов тонны в 2 и тягой в 4 тонны примерно будет стоить? А возможно ли первая ступень на наддувной вытесниловке (что-то вроде ГГ который наддувает баки). Или лучше все же РДТТ опять же. Вообщем вопрос сколько будет стоить РДТТ - если в 100 килобаксов уложимся - впринципе это реально.

Это шутка?

А что здесь смешного? Я же не предлагаю построить, я предлагаю только посчитать - возможно ли такое.
[This message has been edited by CaRRibeaN (edited 05-02-2001).]

50 кг за 500000$
10К$ за кг. Многовато будет.
Есть некоторая тенденция - меньше ПН - меньше возможная удельная стоимость.

Ой ну не надо говорить. Во-1 это сама РН 500000, вместе с пуском и прибылью должно быть около 1$ млн.
По поводу удельной стоимости - как не странно она важна только в больших - многотонных пусках.
Есть ракая ракета - Pegasus XL так вот она летает раза 4-6 в год, стоит 10-12 млн. (в зависимости откуда) и выводит до 450 кг. Т.е. Стоимость порядка 23-25 килобаксов за кг.

Вообщем я жду на самом деле Факаса или Варбана =))

О! Типа продолжение увядшего CATS Prize...
По моему, Штиль как раз оно по массе ПН.
А вот по стоимости -?
В любом случае, по $10-15K за кг можно запускать в виде довеска к основной нагрузке.
Практически на любом носителе, том же Пегасе.

См. Pegasus XL User Guide @ www.orbital.com
[This message has been edited by LBS (edited 07-02-2001).]

<BLOCKQUOTE><font size="1" face="Verdana, Arial">quote:</font><HR>Originally posted by CaRRibeaN:


Вообщем я жду на самом деле Факаса или Варбана =))<HR></BLOCKQUOTE>
Звали ?
Вобщем так. Оценить стоимость РН вот так вот на пальцах сложно. Я лучше распишу что я знаю из таких попыток.

Попытка первая. ВА-2, <a href="http://www.bealaerospace.com/">земля ей пухом</a>.
Навернулся сей проект по причине "лоббирования правительством США уже сущ. проектов". Впрочем у меня сложилось впечатление "панамы" - уж больно часто менялось место предполагаемых пусков. Но это все так сказать вопросы менеджмента. Вернемся к техническим подробностям.
Если я правильно понял они пытались сделать максимально дешевую РН. Ради этого они отказались от регенеративного охлаждения КС и ТНА. Подача вытеснительная. Посмотрим, что получилось.
Да ТНА таки да самых сложный IMHO аггрегат. Но на самом деле он нужен не для двигателя. Он нужен для снижения веса всей РН. Никто не мешает использовать вытеснительную подачу. Но ! Будьте добры при этом иметь в баке давление выше чем в КС на величину гидропотерь. Ага, значит баки должны это давление держать. Но если мы имеем более или менее приличное давление в КС (ну 10 МПа скажем), то баки превращаются в баллоны (15 МПа). Расчеты показывают, что при Рк>7 МПа (по памяти <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/frown.gif">) вытеснительную систему подачи использовать невыгодно — баки много весят.
Хорошо, скажет скептик, а на.., кхгм, зачем нам повышать Рк? Так ведь это повышает удельные характеристики двигателя и уменьшает размер КС. А это тоже вес, да и стоимость .
Вобщем решение отказаться от ТНА привело инженеров BealAerospace к необходимости :
а) использовать композитные баки — недешево IMHO;
б) Рк<1МП — снижение импульса;
в) пара керосин-перекись водорода, т.к. другой окислитель наверно трудно залить в композитные баки — низкий удельный импульс;
г) КС как у РДТТ — аблятивное охлаждение. Тоже недешевое IMHO удовольствие.
И результат. Громадная РН выводящая ПН соразмерную с "Протоном". (Уточнить увы не могу, бо сайты все в дауне <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/frown.gif"> ).
Вот так они сэкономили <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/frown.gif">...
Пример второй завтра .

---

Sapienti sat !
<font size=1>[This message has been edited by Fakas (edited 09-02-2001).]</font>

Если дешевая конструкция, то корпус - стальной. Легко получить коэффициент массового совершенства около 0.85. Для доведения этого коэффициента до 0.9 придется переходить на композитную камеру, а 0.92 - своеобразный рекорд в этой весовой категории - но это означает намотка "кокон", сферическая форма камеры и спец. топливо повышенной плотности; такое решение никак не назовешь дешевым, и стоит его использовать не на нижных, а на верхных ступенях.
Таким образом, топливо у нас 0.85*2000 = 1700 kg. Импульс типичного смесевого топлива в таком двигателе - 245 kgf.s/kg.
Суммарный импульс - 416.5 tf.s. При заданном уровне тяги 4 tf это означает время работы двигателя 104 s!
Да, стрёмный движок получается... время работы как у шаттлов
Единственно возможная схема такого двигателя - заряд торцевого горения, серьезная абляционная защита всей камеры... дай Перун, чтобы в 0.85 уложились. Да и то движок смешной какой-то. Топливо при плотности 1.7 g/cm³ как раз 1 кубометр будет. Стандартная скорость горения - 10 mm/s, таким образом, длина горящего свода - 1040 mm! И диаметр заряда 1100 mm.
Как будет вести себя девайс на отработке, не берусь судить, но малой крови не обойдемся.
Почему? Потому что самые подлые в акустическом отношении двигатель - именно такие, недаром их используют в качестве модельных для изучения резонансного горения.
А стоят такие заряды по $10/kg = $17 000. Еще столько же стоит сам двигатель - итого - $35 000.
Правда, это если закладывать большую серию. Для экспериментального производства цены увеличивают на порядок - значить за $3 500 000 какое-ныть НПО с нормальными связями с серийными заводами должно изобразить 10 двигателей.
Цену я назвал такую, за которую промышленность с радостью возмется за дело, все, что выше - это накрутки!

И все-таки предлагаю укоротить время работы двигателя где-то раза в 3...5 и получить уровень тяги 12...20 tf. Так движок будет выглядеть реальнее, да и какой-нибудь готовый можно поискать!

A систему управления?!

quote:

---

Originally posted by varban:

A систему управления?!

---

 

Фигня. Готов пожертвовать один из своих компутеров и написать 20-30 тыс строк кода на сях, если кто сварганит такую штуку.
Во имя свотлого будущего человечества.

Дело не в коде и даже не в компутере
Сложность в периферии: на входе нужно измерять с высокой точности вектор скорости ракеты, а на выходе - управлять вектор тяги ДУ.
А так, если периферию удасться изобразить, до С врядь ли дело дойдет. Зная спецэлекртонщиков, убежден, что предпочтут ассемблер... если не машкод <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/biggrin.gif">
<font size=1>[This message has been edited by varban (edited 10-02-2001).]</font>

Главное - чтобы хорощая система спасения была <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/wink.gif">. Тогда замечтательно отрабатывается сначала первая ступень, потом на атмосферных испытаниях проверяется с ней работа РБ, а уж потом - ставим твердотопливник. Касательно же гироскопов и прочее - из военной техники надергать. IMHO пара зенитных ракет и списанный истребитель обеспечат всем необходимым <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/wink.gif">. Опять же - СУ спасаемая!

Хм, я вижу вы немного ошибаетесь и по концепции и зачем она нужна.
Ну во-1 РДТТ - вторая ступень, первая наверное ЖРД на вытесниловке... Или если РДТТ (вес ~15 тонн, тяга - 23-25 тонн) дешевле будет - его родимого.

Естетсвенно делать ее тут (общитывая подробно) никто не будет - ну нету у нас $10 млн. пока .
Задача в том что бы понять возможно ли создание этакого "Micro- &nanosatlauncher'a" при характеристиках раз в 10 меньше чем у существующих (всякие там Пегасы да Космос-3м). Для единичного запуска спутников массой до 100 кг.
Дело в том, что я поговорил с одним человеком из ИКИ, он спутниками занимается как раз, и он сказал, что грядет резкое увеличение микроспутниковых флотилий (правда когда - не понятно), для них уже предложенно достаточно много изящных решений - например разнесение оптической (и радарной) апертуры.
Сейчас уже есть некое увеличение колличества полетов таких спутников, и мне стало интересно - возможно ли создание системы такой же по удельным характеристикам, как летающие легкие носители (поскольку разовая цена пуска иногда тоже важна - для сборки нескольких микроспутников на один носитель, когда они (спутники) станут целевыми, а не тестовыми, нетривиальная задача). Кстати конверсионные МБР можно откинуть - все равно поле 2007 года они летать перестанут.

Ну вот я пытаюсь посчитать.

Кстати ХС второй ступени у меня получалась примерно ~2500 - маловато пожалуй... <IMG SRC="http://airbase.ru/forum/frown.gif">

Люди!
Предлагаю разгонник-нулевую ступень на ТРДД.

МиГ-31

Машина огромная - больше 40т, сильная, аппаратуры военной можно снять и на земле оставить - дофига, тонны 3-4 минимум, скороподъёмность на 10км превышает 200м/с...
Сочинить режим полёта, оптимальный для пуска, с массивной нагрузкой под брюхом.
Кстати, эта штука может лететь на 2.4М без риска спалить моторы с полным набором ракет под брюхом (полуутопленных) и... ПТБ на крыльевых пилонах. Тяга за 20 тс, однако.
Чем не носитель? И в эксплуатации дешевле Ту160 наверняка.

Так вот. Что более оптимально - разогнать нагрузку до 2.6М скажем на высоте 22км, или подбросить её до "баллистического" динамического потолка 31го (с данной нагрузкой) - это наверное 30-35км будет.
И ещё. А что если высоконадёжный керосиновый ЖРД на 31й поставить? Поддталкивать его ещё выше и быстрее, с выключенными ТРДД? В идеале его бы загнать на суборбитальную траекторию длительностью 20 и более мин, но - тяжёл, зараза... Скорее всего парашютную систему спасения к ЖРДшной первой ступени проще приделать, чем 40т перехватчик толкать.

Допустим, от 9км/с требуемой ХС 31й сможет отнять 1.5км/с (собственные под 3 Маха и пуск за пределами плотных слоёв). Немало, да?
В общем, считать подробно что-то лень, но 50-100 кг такая конструкция скорее всего запросто на 300км орбиту закинет. МиГ-31Д, короче.
Просьба высказаться товарисчам более компетентным и менее ленивым, чем я

Кстати, в стоимости пусков немалую долю составляет а) содержание космодрома и б) прендная плата за отчуждаемые площади под падение ступеней...


[This message has been edited by LBS (edited 10-02-2001).]

О! Кто это собрался САУ на С писать?
Может, даже на С++? С объектами и пр. ерундой, да? Реализованной по-С++ - овски.
Это среда, которая просто провоцирует программеров писать глючный и ненадёжный код.
Я бы для этой цели употребил что-нибудь типа Ада (MIL-STD-.... между прочим), Оберон (изобретение Вирта, есть отличные отечественные компиляторы - спросите VMalukh'a), или на худой коней Objective C, который как С++, но с ясным и предельно кратким синтаксисом и без полтонны заумных правил и ограничений, в стиле Фортрана...

В общем, требуется что-то, на что имеется верификатор кода...

LBS - у тя аська есть... блин она вообще на МАКе есть??

А как насчет бустера на ТРД? . Как раз и догонит недостающий километр в секунду под РДДТ. Опять же, если рванет - то высоко и нестрашно - можно на вторую ступень систему подрыва ставить - дешего и сердито. Касательно СУ - можно ее сделать, скажем, распределенной, на микроконтроллерах. Параметры полета не так уж быстро меняются, чтобы СУ движка, СУ рулевой системы, СУ гироплатформы, СУ ТРД, СУ разгонника и так далее надо было тесно интегрировать. У меня, собственно, была мыстль рулить разгонником. То есть всю СУ - на РБ, возможно многоразовом, а вторая ступень - просто твердотопливный движок, одноразовый притом, и без СУ вовсе. Старт выглядит где-то так : запускаются ТРД, ракета взлетает, возможно 'самолетным' образом. Далее выходит на вертикаль, и на форсировании идет до потолка, сколько удастся выжать из двигателей. На потолке происходит холодное разделение ступеней, ТРДшная выпускает тормозные решетки и сваливает, а разгонник выворачивает сопла четырех своих движков под 50-80 градусов наружу. Через секунду (метров 50 дистанции) запускаются движки разгонника, ориентируют твердотопливник, ну, примерно как С300 после выхода из контейнера ориентируется, тот включается, и эта конструкция, управляемая с РБ, набирает 3/4 орбитальной скорости. После чего твердотопливник отделяется, РБ переводит сопла в рабочее положение, и на тяге тех же движков довыводит ПН на LEO. Очевидно, РБ придется делать на АТ/НДМГ ;-(. Ну, потом он тормозится, входит в атмосферу и садится. Итого РБ многоразовый, первая ступень многоразовая, одноразовый только твердотопливный разгонник - причем почти без систем управления. Стартовать, возможно, сможет с любого аэродрома включая грунтовые.

Сначала об идее LBS - нормально

Мне об этом Ball только что написал, да и я готовился выступить. Забавно, что указали три разные носителя. Ball - МиГ-25, LBS - МиГ-31, а я хотел предложить из Монино "Сотку" реквизировать:О)))

А теперь начинаем разгром...

...многоразовиков

И какого хрена?
Вспоминается аспирантский вопрос - самый дорогой способ определения константы Планка. Так вот, это из той же оперы.
Зарубите себе на носу: если полезная нагрузка лежит в рабочем диапазоне существующих РН, то ни о каких экзотических схем (воздушно-реактивные движки, многоразовость, проч. ахинея) не может быть речь! (Принимать как аксиому, когда уразумеете, доказательство и сами дать можете... да старые постинги в конце концов прочитайте!)
Вернее, может. Лишь в варианте, указанном свыше!
Только не тыкайте в морду летнее сражение по поводу МАКС - там другое, принципиально. Вот в качестве упражнения сделайте парралель м/у двумя предложениями и увидите, как все возражения по МАКСу в случае снимаются.

...конструирующих впереди проектантов

Касательно СУ - можно ее сделать, скажем, распределенной, на микроконтроллерах. Параметры полета не так уж быстро меняются, чтобы СУ движка, СУ рулевой системы, СУ гироплатформы, СУ ТРД, СУ разгонника и так далее надо было тесно интегрировать.

Ну, это улёт!
Да какая разница, на чем будет система управления? Хоть на пневматике^*, хоть на... программаторе от стиральной машины Вятка-автомат 12-01! Лишь бы дело сделала!
Кстати, без нее, конечно, симпатичнее, но вроде нельзя, даже если очень тщательно навести носитель перед пуском:( Отсечка, последействие, разбросс в партии, вот вам и 10% отклонение по вектору.

...персонально каррибского лектора

Ты это... не пиши такую же чепуху о РН^**, словно я начинаю рассуждать о войаджерах, а скажи - кто будет делать эту ракету? Проектировать, конструировать и производить.
Кто-то типа ижевского мотороллерного завода, ковровского завода швейных машинок, бийского комбината резинотехнических (не #2;) изделии...
Типа НПО Энергия... не думаю почему-то.
Или вообще Coca-Cola inc./пивзавод им. Стеньки Разина?
А то разные вещи получаются.
Вот оборонка с этим быстро справится - за полгода выпустит документацию. Все, есно, наберет из старых изделии, что есть хорошо - не надо будет заново все отрабатывать. И дешево, существенно дешевле 10 М$, если правильно разместить заказы.

Тут много еще можно сказать ласкового, но не буду - разгром в детском саду получается;)
И почему молодежь думает, что оригинальный и оптимальный проект - одно и то же? А ведь я тоже таким был^***...
молодость - это довольно быстро проходящий недостаток;(

---

^* ау, молодежь, хоть знаете, что это такое? Видели ПИД-регуляторы на пневматике? А счетно-управляющие блоки? Которые систему дифуров в частных производных щелкают при помощью 3 атмосфер обезмасленного воздуха на входе? А вся система регулирует с десяток парамертов в темпе реального времени? То-то...

^** Поскольку у ЖРД единичный импульс выше, а плотность ниже по сравнению с РДТТ, то ЖРД выгодно использовать в верхных, а РДТТ - в нижных ступенях. Впрочем, с использованием вытесниловки тебе может и удасться снизить импульс ЖРД ниже уровня РДТТ... а чего давление в КС не выбрал? вон тогда Факас сразу тебе скажет, какой перепад на форсунках и ты мне бак посчитаешь... два бака, кубов на 5 каженный, армосфер на... 10? Мало! 100? Хорошо бы, и есть откуда взять такое! Автоклав высокого давления называется, из орудийной стали ранее делали, на 5 кубов - тонн 20 точно будет:о)))

^*** когда получил свою первую тему в НИИ (спроектировать заряд к двигателю чертеж... с параметрами ...) и принял поздравления от коллег, я с деловым видом уселся за столом и во всеоружии только что дипломированного пороховика начал изощрять новую рецептуру... смеху среди коллег было:(
[This message has been edited by varban (edited 11-02-2001).]

---

Разработка системы запуска спутников с самолета МиГ–31
“Новости космонавтики”, № 7'1998

Заместитель генерального директора авиационно–промышленного комплекса (АНПК) “МиГ” Анатолий Белосвет сообщил агентству “Интерфакс”, что его предприятие с первой половины прошлого года ведет разработку системы запусков спутников с помощью самолета МиГ–31. В настоящее время в работе активно участвуют ВВС и Академия наук Казахстана.
Основой комплекса должен стать дальний истребитель–перехватчик МиГ–31, который способен развивать скорость 3000 км/ч на высоте более 17 тыс. м. Высокосовершенная бортовая навигационная система позволяет определять координаты самолета с точностью до метра. Разработкой ракеты–носителя, стартующей с самолета и доставляющей полезный груз на орбиту, будет заниматься одна из неназванных российских авиационно–космических фирм. По словам А.Белосвета, несмотря на то что этот проект является для АНПК “МиГ” совершенно новым направлением, уже проведена достаточно глубокая проработка, позволяющая надеяться на осуществление первых запусков через 1,5–2 года.
АН Казахстана участвует в научно–технической разработке проекта совместно со специалистами АНПК “МиГ”, а ВВС Казахстана, как ожидается, примут участие в подготовке самолетов МиГ–31 к испытаниям и запускам. Финансирование программы будут осуществлять совместно российская и казахстанская стороны.
По оценкам разработчиков системы, на рынке коммерческих пусков имеется значительная ниша, которую может занять проект, позволяя снизить расходы на запуск и обеспечивая высокую оперативность: один МиГ–31 способен выводить на орбиту по 2–3 спутника в день.

Наш комментарий:
Несмотря на недостаток информации, можно предположить, что в данном случае идет речь о комплексе типа Ту–160К — “Диана-Бурлак”, который в течение ряда лет проектирует российский АНТК им. А.Н.Туполева совместно с МКБ “Радуга” при участии некоторых западноевропейских фирм. Наиболее привлекательной стороной проекта его авторам представляется возможность запуска РН с самолета, летящего на экстремальных скоростях и высотах. Однако, как и в случае с вышеназванным туполевским проектом, микояновские работы наверняка столкнутся с отрицательными аэро– и термодинамическими явлениями при разделении крупногабаритных объектов на высокой сверхзвуковой скорости. Кроме того, серьезным препятствием к осуществлению проекта является сравнительно невысокая грузоподъемность перехватчика МиГ–31: вряд ли можно надеяться, что он сможет разогнаться до необходимой высоты и скорости, имея на внешней подвеске 10–15–тонную ракету. Масса спутника, выводимого таким носителем, даже имеющим совершенную конструкцию, не превысит 400–800 кг. Здесь разработчики вынуждены будут конкурировать с широкой гаммой наземных коммерческих ракет или с их коллегами из американской компании Orbital Sciences Co, давно и успешно эксплуатирующими крылатую РН семейства “Пегас” аналогичной грузоподъемности.
18.03.1998. И.Афанасьев

---

“Английская гончая” против “Звездочета”
“Новости космонавтики”, № 11'1998

В №7 за 1998 г. НК уже сообщали о существующих планах разработки системы запуска микроспутников с самолета–носителя МиГ–31. По мнению зарубежных аналитиков, подобный способ запуска аналогичен испытанной в середине 1980–х годов американской системе перехвата спутников ASAT с использованием истребителя F–15. Известно, что в конце 1980–х годов в СССР была разработана подобная система на базе одноместного самолета МиГ–31А с противоспутниковой ракетой, однако сведения о ее испытаниях отсутствуют. Нынешний “гражданский” вариант аналогичной системы может быть создан на базе модифицированного самолета МиГ–31М и легкой ракеты–носителя воздушного запуска.
Истребители МиГ–31 и его более ранний “собрат” МиГ–25 не имеют аналогов среди серийных самолетов мира, т.к. высокой сверхзвуковой крейсерской скоростью до недавнего времени обладали только два западных самолета — разведчик SR–71 и пассажирский лайнер “Конкорд”. Таких самолетов было выпущено менее 100 экземпляров, в то время как серийный выпуск отечественных истребителей составлял более 1500 машин. Миг–25 попал в руки западных специалистов в середине 1970–х годов благодаря пилоту–перебежчику В.Беленко. Характеристики МиГ–31 стали известны на Западе в конце 1980–х годов из сведений, переданных инженером одного из закрытых НИИ П.Толмачевым.
Исходный дальний двухместный истребитель–перехватчик МиГ–31 (обозначение по коду NATO Foxhound, в буквальном переводе — “собака породы английская гончая”), обладающий высокой крейсерской скоростью (порядка 3000 км/ч) и высотой полета (практический потолок 20 600 м), оснащен очень мощным радиолокатором. После окончания холодной войны вариант МиГ–31Э предлагался на экспорт (с упрощенными радиолокатором и частью бортового оборудования), но сведения о фактах продажи не известны.
Переделывая истребитель МиГ–31 в платформу для запуска спутников, МАПО МИГ надеется получить поддержку РКА, поскольку, по словам руководителя программы Анатолия Белосвета, исследования показывают, что “мир заинтересован в создании небольших аппаратов массой 40…50 кг”. “С нашей системой мы планируем захватить эту часть рынка”,— заявил он. Однако, несмотря на то что число микроспутников действительно велико, их стоимостная доля на рынке запусков ничтожна. Не зря, наверное, большинство производителей легких РН ориентируется все-таки на несколько большую грузоподъемность (свыше 200 кг). Почему возникла необходимость в новой системе? Ведь в действительности для этого необходимо разработать новую ракету. По мнению некоторых западных аналитиков, “это типичный пример традиционно советского стиля мышления — МАПО МИГ, огромный опыт и творческий потенциал которого неоспорим и признан во всем мире, хочет продолжить выпуск самолетов, которые не продаются, вместо того, чтобы сконцентрироваться на вещах, действительно необходимых в данных условиях”.
В настоящее время только фирма Orbital Sciences Co. (OSC) эксплуатирует “авиационную” РН Pegasus, которая стартует с самолетов В–52 или L–1011 Stargazer (“Звездочет”). За исключением нескольких отказов при пусках Pegasus XL, которые произошли, возможно, не без участия “человеческого фактора”, все запуски были успешными. OSC вышла на свой нелегкий путь только после всеобъемлющего анализа рынка запусков и имея мощную поддержку со стороны NASA, ВВС и промышленности. Пока не заметно, что МАПО МИГ сможет предложить какие–либо более весомые доводы в защиту своего проекта.
Одно из несомненных преимуществ систем типа L–1011 – Pegasus состоит в том, что запуск может быть прекращен до момента отделения ракеты от самолета–носителя, если бортовой комплекс диагностики обнаружил какие-либо отклонения в работе систем ракеты, самолета или полезного груза. При этом самолет–носитель возвращается на базу для устранения неисправностей.
Кроме того, такие системы менее подвержены погодным воздействиям в отличие от РН наземного старта, так как самолет–носитель может просто облететь область с неблагоприятной погодой (ураган, тайфун, грозовые облака).
2.05.1998. И.Черный

---

Гм... некоторые аналитики много на себя берут
А потом, И.Черный все свалив в одну кучу...
Ну нельзя, нельзя сравнивать Пегасус с предложением.
И Бурлак даже нельзя сравнивать!
Ведь в случае высота и скорость разделения будут несравнимы. А значит, сравнительно простой двухступенчатой ракетой можно обойтись. Надо будет прикинуть размеры/масса... не верится, что 10...15 тонн потребуются на 50...100 кило ПН.

Еще раз повторяю - это Мысленный Эксперимент!
Поэтому никто не спрашивает где это делаться будет.... ясна что не у нас....
Задача в основном экономическая, и вынесенна в ЗАГОЛОВОК.
Поскольку она не техническая а э.....ая, то соответсвенно выбираем для первой ступени НЕ ТО ЧТО ЛУЧШЕ, А ТО ЧТО ДЕШЕВЛЕ.
Если мне скажут, что дешевле всего получиться в газгольдер напихать головок от спичек и просверлив в нем дырку - поджечь, значит считаем такой вариант...


А все остальное - САУ там - лирика, не думаю что ее цена, даже с исполнительными органами выбьется за 20-30k$....

Вот я и спрашиваю - сколько может стоить вытесниловка (приличная - недешего похоже, ввиду композитных баков), или движек с ТНА, хотя бы порядок, или РДТТ...
Еще - желательно пользоваться прикидками для серийных изделей, боюсь для РДТТ первой ступени номеклатуры не найдется...

По поводу второй, про которую говорил Варбан - А нельзя ли увеличить скорость горения, уменить диаметр.
Кстати я посчитал - тягу можно спокойно поднять вдвое... до 8 тонн...

Вот

Экономическая задача, говоришь?
Такого животного нет, задача - технико-экономическая!

Что означает "не у нас"? Не в России? Если это так, то мои прикидки идут к черту, я не знаю другие уровни цен.
А если "не у нас" = "не на базе", то понятно.
Кстати, самые дешевые двигатели - те, которые уже в серии!

По поводу вытесниловки - да никто и не скажет тебе, сколько будет стоит это, поскольку не применяется! Охота отработку заново вести? На это надо будет годы и миллионы!

Скорость горения можно увеличить до около 20...25 mm/s при 10 MPa сравнительно легко, дальше - труднее. Но это увеличение скорости вызовет подорожание топлива не менее, чем на 50%.

САУ - лирика?!!!
Да это же не привод дроссельной заслонки в карбюраторе мопеда
ДУ придется разрабатывать с самого начала с управляемым вектором тяги (УВТ), кстати, большая часть времени уйдет на отработку именно УВТ. И большая часть отказов!
А разница в цене двигателя с/без УВТ может быть и в разы

От блин... Гриш нет такого животного - так создадим...

Еще раз. Наша задача просчитать КАК БКДЕТ ДЕШЕВЛЕ СОЗДАТЬ РН на 50-80 кг ПН, и вообще ВОЗМОЖНО ЛИ ТАКОЕ.

>Что означает "не у нас"? Не в России?
Считай что в России, финансирование все равно не наше
Да и вообще не факт что будет кто-то таким извратом заниматься...


Varban>>По поводу вытесниловки - да никто и не скажет тебе, сколько будет стоит это, поскольку не применяется! Охота отработку заново вести? На это надо будет годы и миллионы!

Ок, я тут посмотрел - Косберговский РД-0213 на ТОА/НДМГ стоит порядка 180 тыс долларов - это движек от Протона, второй ступени... С наддувом подороже...
Сколько там ступень по отношению к двигателю стоит??

Varban>>САУ - лирика?!!!
Да это же не привод дроссельной заслонки в карбюраторе мопеда
ДУ придется разрабатывать с самого начала с управляемым вектором тяги (УВТ), кстати, большая часть времени уйдет на отработку именно УВТ.

Хм, а почему бы не сделать сразу на двух ступенях управление - т.е. 2-ая ТТ разгоняет, а третья, вывернув или выставив движки (у нее их 4) - рулит?
Ну утяжелим мы 3-тью ступень...

Если третья ступень уже посчитана, то, может, можно вопрос "поступенно" сформулировать? А именно, как зависит оптимальная стоимость вывода W кг на высоту H со скоростью V (все три разумные) одноступенчатой ракетой от типа ракеты - с вариантами, например, такими: 1) ЖРД на керосин-кислороде (возможные подварианты?..) 2) ЖРД на H₂O₂ (подварианты - например, с ТНА и вытеснительной подачей) 3) РДТТ (подварианты?..) ? Учитывать освоенность конструкций промышленностью.

Если при этом есть точки, в которых при "интересных" ценах получаются "стоящие" результаты, то можно озаботиться вопросом добора недостающей скорости оставшейся ступенью.

Например, согласно Сергею Факасу, если принять вариант "ЖРД на перекиси с вытеснительной подачей", то можно прикинуть разницу скорости для некой массы при известных параметрах известных двигателей... Переменных, конечно, много - какое давление взять в баках, и соответственно их масса - значит ли это, что точности оценок может не хватить, чтобы определить наилучший вариант хотя бы для первой ступени?

Вроде, эта "одноступенчатая" задача должна бы проще решаться? Ау, эксперты?