Одноразовые vs многоразовые

По поводу дискуссии hcube и Fakir-а.

Первые ступени существующих РН преспокойно долетают до земли и расшибаются о неё, вторые - частично взрываются в воздухе, частично долетают до земли. Никакой теплозащиты на них нету. Теплозащита на "условной третьей ступени" - менее 10% от "того что садится".

По поводу разгона в атмосфере - если АКС будет разгоняться то же время, что РН, то и нагреется он так же точно. Да, у него есть подъёмная сила, но и площадь поверхности, соответственно, больше.

Не представляет проблемы теплозащита уже давно. Представляет проблему задача её делать вообще - это Денег Стоит.

Теплозащита да. А средства посадки? А дополнительные двигатели. Повторюсь - если это чисто для спасения двигателя - дешевле сделать новый. Если у нас, допустим, спасается 10-тонная ступень с 3-тонным двигателем, при этом отнимая от ПН на орбите 5 тонн из 20, то спасенный двигатель у нас 'стоит' 25% стоимости РН. Которая была потрачена для вывода ПН. Если РН многоразовая, то цена двигателя - 5 тонн ПН, которая по килобаксу килограмм сейчас. Т.е. 5 мегабаксов. Почем там РД-191? А если в крупной серии?

В общем, повторюсь, ДЕШЕВЛЕ сделать легкую одноразовую ступень, чем многоразовую хоть нулевой стоимости, но уменьшающую ПН. Против легких многоразовых ступеней (скажем, на 10-20-30% тяжелее аналогичной одноразовой, с тем же запасом топлива) я лично ничего не имею, но их не бывает.

Да, СШ - красивая машина, но отдельно шаттл-С и отдельно Клиппер было бы куда правильнее. Тогда пуском Ш-С мог бы быть выведен корабль, ПН и ВТБ, причем корабль имел бы САС на протяжении всего полета. Общей массой порядка 110 тонн - 20 корабль, 30 ВТБ и 60 ПН. Против 30 тонн ПН сейчас. Ценой потери двух SSME (да и то, можно их складировать на орбите и постепенно спускать на поверхность поштучно). Стоит SSME 15 тонн ПН, то есть 30 мегабаксов?

hcube> Теплозащита да. А средства посадки? А дополнительные двигатели. Повторюсь - если это чисто для спасения двигателя - дешевле сделать новый. Если у нас, допустим, спасается 10-тонная ступень с 3-тонным двигателем, при этом отнимая от ПН на орбите 5 тонн из 20, то спасенный двигатель у нас 'стоит' 25% стоимости РН. Которая была потрачена для вывода ПН. Если РН многоразовая, то цена двигателя - 5 тонн ПН, которая по килобаксу килограмм сейчас. Т.е. 5 мегабаксов. Почем там РД-191? А если в крупной серии?

Это если килобакс за килограмм. А так дорого, потому что в стоимости запуска главное даже не железо, а подготовка и обслуживание. Если бы Шаттл не требовал такого сложного обслуживания, а обходился по цене самолета такого же веса, и мог летать хотя бы раз в неделю... "Ну не шмогла я" (с) Но если не разрабатывать многоразовые средства, так запуски дешевле и не станут...

МАМА!!!(произнес он внятно..)

Есть такой движок - РД-701. Все его знают, но повторюсь
РД-701 трехкомпонентный - керосин/водород/кислородный
Тяга на керосин-водороде 200т, Иу 4070м/сек(3850м/сек в атмосфере)
На водороде тяга 80т, Иу 4530м/сек. Движок компактный, массой менее 2т, может иметь выдвижной сопловый насадок.Конструировался специально в рассчете на многоразовость (на упругой деформации)

Делим полет на LEO(исходя из ХС 9300м/сек) на три этапа:
Первый -разгон до 700м/сек, выход из плотной атмосферы. На большой тяге, с нижним значением Иу.
Второй -доразгон вне атмосферы до 2300м/сек, с верхним значением Иу для керосин-кислорода
Третий -+7000м/сек, на водороде, выход на орбиту.

При простейшем рассчете выходит, что соотношение орбитальной массы к стартовой получается 12% !!! При этом аппарат будет иметь гораздо меньший. чем у чисто LOX/H2 машины, бак.

Если принять шаттловские параметры (удельная масса бака, соотношение массы возвращаемого аппарата к массе ПН) то получиться, что корабль с стартовой массой Протона (700-775т) выведет на орбиту те же 20тонн, что и Протон за цену....топлива и бака!

странно всё это...

Ник

Не намного меньший. Все что так можно сэкономить - примерно половину обьема водородного бака. В общем, получился МАКС с вертикальным стартом. Более крупный вариант этого мы видели - СШ называется. И не выходит у него каменный цветок

Еще раз - многоразовость верхней ступени плоха не сама по себе, а ПОТОМУ ЧТО ОНА УВЕЛИЧИВАЕТ РАСХОД НИЖНИХ СТУПЕНЕЙ. Т.е. чтобы спасти один двигатель верхней ступени мы ставим ЛИШНИЙ двигатель на нижнюю, увеличиваем размер бака и т.д. Хорошое если они спасаемые. Но даже и тогда - ресурс ЖРД все-таки ограничен, полетов на 10 его хватит, а потом ой.

Поэтому мое ХО - начинать надо с того что попроще. Сделать хорошо многоразовый ракетоплан hcube-Зомби компоновчно напоминающий Спираль. Взлет на ТРД, предварительный разгон на ТРД/ПВРД, прыжок за атмосферу - ЖРД, топливо метан, метан-кислород. Достигаемая ХС - 3 км/c.

И сначала на ней катать одноразовые ступени - можно метановые, можно водородные. Ступени конформно закрепляются на 'спине' разгонщика, разделение в вакууме и невесомости после окончания активного участка первой ступени.

И ПОСЛЕ того как будут доказаны низкие эксплуатационные расходы первой ступени - вот ТОГДА заменить ЧАСТЬ полетов с одноразовыми ступенями на полеты с многоразовой второй ступенью. Часть - потому что ПН с одноразовой ступенью все-таки раза в полтора-два побольше, и ограничения на габариты ПН куда меньше.

hcube> Не намного меньший. Все что так можно сэкономить - примерно половину обьема водородного бака. В общем, получился МАКС с вертикальным стартом. Более крупный вариант этого мы видели - СШ называется. И не выходит у него каменный цветок

Ы?! Шаттл не летает?!

hcube> Еще раз - многоразовость верхней ступени плоха не сама по себе, а ПОТОМУ ЧТО ОНА УВЕЛИЧИВАЕТ РАСХОД НИЖНИХ СТУПЕНЕЙ. Т.е. чтобы спасти один двигатель верхней ступени мы ставим ЛИШНИЙ двигатель на нижнюю, увеличиваем размер бака и т.д. Хорошое если они спасаемые. Но даже и тогда - ресурс ЖРД все-таки ограничен, полетов на 10 его хватит, а потом ой.

Да похрен на это. Мелочи. Если верить некоторым учебникам, стоимость многоразового движка по ср. с одноразовым тех же параметров, всего на 30% больше. А то и на 15%. Так что отбивается на раз.

hcube> И сначала на ней катать одноразовые ступени - можно метановые, можно водородные.

Сначала - да.
Но!
Никто не мешает вести работы параллельно - и над многоразовой 1-й, и над многоразовой второй ступенью.
Более того!
Не исключено, что многоразовую 2-ю сделать окажется проще и дешевле - благодаря её малой размерности.

Отрабатывать её можно будет в качестве верхней ступени одноразовых РН.

hcube> И ПОСЛЕ того как будут доказаны низкие эксплуатационные расходы первой ступени - вот ТОГДА заменить ЧАСТЬ полетов с одноразовыми ступенями на полеты с многоразовой второй ступенью. Часть - потому что ПН с одноразовой ступенью все-таки раза в полтора-два побольше, и ограничения на габариты ПН куда меньше.

Все же ТРД и горизонтальный старт я склонен выкинуть:

- аэродинамика первой ступени будет только под обеспечение ее горизонтальной посадки в "сухом виде", т.е. существенно меньше аэродинамические потери
- ТРД как раз самые тяжелые сами по себе
- (мне так кажется что при этом) массовые и мощностные параметры такой аэрокосмической первой ступени для реальных ПН будут "вполне удовлетворительными", не потребуется сверхмощных стартовых ЖРД или "чего-то подобного"

"Китайский вариант", так сказать

Ну, можно и с вертикальным стартом, не спорю. Хотя у горизонтального есть и преимущества - например те же что у МАКСа - возможность запуска с оптимальной точки на любое наклонение.

Факир, ты не понял. Уменьшение ПН из-за многоразовости второй ступени означает то, что чтобы получить на орбите ту же ПН, надо ПРОИЗВЕСТИ БОЛЬШЕ ЗАПУСКОВ. Либо - построить более тяжелый носитель. Причем заметно более тяжелый - на 30-40 процентов, причем эти проценты - это мощные, ДОРОГИЕ двигатели первой ступени, а не слабенький движок второй. Вот этот рост массы носителя (читай - рост расходов на ТО первой ступени) как раз и дает основной проигрыш. А не увеличение стоимости спасаемого двигателя как такового.

А, да - Шаттл летать-то летает. Но 50 тех-еще-баксов за килограмм он явно не обеспечивает.

hcube> Ну, можно и с вертикальным стартом, не спорю. Хотя у горизонтального есть и преимущества - например те же что у МАКСа - возможность запуска с оптимальной точки на любое наклонение.

Горизонтальный старт - непременное условие для настоящего АКС. Но это - дальняя перспектива.
На первых порах вертикальный может оказаться удобнее.

hcube> Факир, ты не понял. Уменьшение ПН из-за многоразовости второй ступени означает то, что чтобы получить на орбите ту же ПН, надо ПРОИЗВЕСТИ БОЛЬШЕ ЗАПУСКОВ. Либо - построить более тяжелый носитель. Причем заметно более тяжелый - на 30-40 процентов, причем эти проценты - это мощные, ДОРОГИЕ двигатели первой ступени, а не слабенький движок второй.

Нет, это ты не понял. Пусть на 1-й чуть больше движков. Это увеличит стоимость 1-й ступени от силы на 15-20%. Поскольку она многоразовая - это несмертельно. А теряем - не ВСЮ 3-ю ступень, с её движками и прочими потрохами, а всего лишь цену топлива. Несравнимые вещи. Погляди хоть, сколько разгонники стоят, и прикинь - стоит ли такими вещами бросаться.


>Вот этот рост массы носителя (читай - рост расходов на ТО первой ступени) как раз и дает основной проигрыш. А не увеличение стоимости спасаемого двигателя как такового.

Да не проигрыш это, а небольшая потеря в выигрыше Настолько небольшая, что нефиг её бояться.

hcube> А, да - Шаттл летать-то летает. Но 50 тех-еще-баксов за килограмм он явно не обеспечивает.

Но вовсе не потому, что спасает верхнюю ступень
Там другие причины, и пилотируемость - одна из первых. Плюс, ИМХО, важная причина - очень-очень сильно неоптимальное членение ХС между ступенями.

hcube> Ну, можно и с вертикальным стартом, не спорю. Хотя у горизонтального есть и преимущества - например те же что у МАКСа - возможность запуска с оптимальной точки на любое наклонение.
А что мешает пускать вертикально с той же точки? Если мы делаем ракету, не нуждающуюся в том, чтобы к ней перед стартом всякие балконы для персонала придвигались (а иначе про воздушный старт можно забыть - такую дуру вокруг самолёта придётся строить) - то её и запустить можно "из чистого поля"

Fakir> Нет, это ты не понял. Пусть на 1-й чуть больше движков. Это увеличит стоимость 1-й ступени от силы на 15-20%. Поскольку она многоразовая - это несмертельно. А теряем - не ВСЮ 3-ю ступень, с её движками и прочими потрохами, а всего лишь цену топлива. Несравнимые вещи. Погляди хоть, сколько разгонники стоят, и прикинь - стоит ли такими вещами бросаться.
Вообще, движки первой ступени заведомо дороже, чем третьей - у них тяга больше на порядок, а цена на этот порядок в энной степени. Так что эти "15-20%" для первой ступени могут съесть всю выгоду. А разгонники на высокие орбиты - они заведомо одноразовые, их не спасёшь.

Дело в том, что ДЕЙСТВИТЕЛЬНО многоразовых движков первой и второй ступеней нету - таких как ТРД, например. ЖРД имеет характерную наработку на отказ порядка единиц часов, т.е. первых десятков запусков. Т.е. пусть не всю, но часть стоимости ЖРД мы теряем в каждом полете по любому, а не только 'стоимость топлива'. Кроме того, даже с учетом ограниченной многоразовости, двигатель все равно подлежит ТО - тоже деньги. И все эти затраты пропорциональны массе первой ступени - а она растет для той же ПН! Примерно, применение многоразовой второй ступени против одноразовой, сокращает ПН на орбите на величину от 30 до 50%. Т.е. настолько же увеличивает расходы на первую ступень. Вопрос в том, перекроет ли выгода от спасения второй ступени проигрыш от удорожания первой. Мое имхо - что перекроет только в случае если вторая ступень интегрирована с чем-то еще, что дорогое и желательное для спасения. С Шаттлом, например. Если же ступень - чистый грузовик, то одноразовость если и не дает заметного выигрыша (а имхо - дает, по некоторым причинам, которые не прямо относятся к многоразовости), то по меньшей мере и не проигрывает многоразовой ступени.

Ну тут ещё момент в том, что управляемо ронять ступени - означает уменьшение зон отчуждения. Что нехилые деньги. А если мы их роняем управляемо - велик соблазн уронить их ещё и аккуратно.

Вторая одноразовая ступень сгорает при обратном входе в атмосфере. Или падает к антиподам, если используется довыведение. А про первую ступень я даже не спорю, что ее надо делать многоразовой.

hcube> Дело в том, что ДЕЙСТВИТЕЛЬНО многоразовых движков первой и второй ступеней нету - таких как ТРД, например. ЖРД имеет характерную наработку на отказ порядка единиц часов, т.е. первых десятков запусков. Т.е. пусть не всю, но часть стоимости ЖРД мы теряем в каждом полете по любому, а не только 'стоимость топлива'.

Естественно. Стоимость топлива - всего лишь нижний предел.

Кроме того, даже с учетом ограниченной многоразовости, двигатель все равно подлежит ТО - тоже деньги. И все эти затраты пропорциональны массе первой ступени - а она растет для той же ПН!

>Примерно, применение многоразовой второй ступени против одноразовой, сокращает ПН на орбите на величину от 30 до 50%.

Ну во-первых эти цифры пока среднепотолочные. "67,8% всей статистики придумывается от балды"
Многоразовость на всех ступенях позволяет применять более совершенные материалы.

>Вопрос в том, перекроет ли выгода от спасения второй ступени проигрыш от удорожания первой. Мое имхо - что перекроет только в случае если вторая ступень интегрирована с чем-то еще, что дорогое и желательное для спасения.

Ну ИМХА - она и есть ИМХА, до цифири ею и остаётся.
Моя ИМХА - что выгоднее поставить еще один движок на 1-ю ступень, и терять каждый полёт, условно, 1/10 его стоимости, чем каждый раз терять верхнюю ступень с движком и прочими потрохами. Да, затраты на верхнюю ступень тоже вырастут, конечно.
Но в любом случае, многоразовая верхняя - этап номер следующий.

Господа!

Ваше обсуждение соответствует разговорам, которые могли бы вести в начале WW II пассажиры Die Tante Ju, краем уха услышавшие об агрегате-4, о том как постепенно превратить старушку, на которой они летят, в этот самый агрегат. Уверяю вас, результативность таких обсуждений, которые, кстати, ведутся уже лет 50, совершенно одинаковая.

Да
Кароче, на сегодня два боле-мене правдоподобных прототипа:

- "Полноценный" одноступенчатый РАКС, с малой ПН
- "промежуточная" двухступенчатая АКР с ЖРД-второй ступенью, с ЖРД + широкодиапазонный разгонный ПВРД на первой, с вертикальным стартом и многоразовой первой ступенью

Во втором случае ПН, видимо, может быть "настоящей", а вторая ступень целесообразна в двух вариантах, "многоразовой" (пилотируемый "челнок") и "одноразовой" (чисто ракетной), с повышенной ПН

П.З.> Да
П.З.> Кароче, на сегодня два боле-мене правдоподобных прототипа:
П.З.> - "Полноценный" одноступенчатый РАКС, с малой ПН
П.З.> - "промежуточная" двухступенчатая АКР с ЖРД-второй ступенью, с ЖРД + широкодиапазонный разгонный ПВРД на первой, с вертикальным стартом и многоразовой первой ступенью
П.З.> Во втором случае ПН, видимо, может быть "настоящей", а вторая ступень целесообразна в двух вариантах, "многоразовой" (пилотируемый "челнок") и "одноразовой" (чисто ракетной), с повышенной ПН

Зомби, Вы провели исследования характеристик вариантов описанных "прототипов"? Получили положительную полезную нагрузку? Нет?

А тогда на основании чего Вы делаете подобное заключение?

Ну, вряд ли вы действительно не можете понять тех факторов, на основе которых произведен такой выбор
Скорее они просто не все лежат в сфере вашего внимания

Впрочем, технический анализ никогда не входил в область моей компетенции
Я лишь иногда пытаюсь выдать свое мнение за общественное...
Или наоборот...?
Непомню...
Но кажется, у меня это где-то было записано, пойду поищу...

П.З.> Ну, вряд ли вы действительно не можете понять тех факторов, на основе которых произведен такой выбор.

Действительно, вряд ли. Поэтому, РАКС - это точки 17 - 18 на рисунке 2 статьи "Анализ эффективности многоразовых аэрокосмических носителей" на известном сайте, то есть - (минус) 13 - 14 % полезной нагрузки. Вторая конфигурация: вертикальный старт и ПВРД, ЖРД и ПВРД, ЖРД с ПВРД и многоразовость первой ступени компонуются очень плохо.

П.З.> Я лишь иногда пытаюсь выдать свое мнение за общественное...
П.З.> Или наоборот...?
П.З.> Непомню...

Короче, обманываете общественность? Или себя? А с какой целью?

hcube> Вторая одноразовая ступень сгорает при обратном входе в атмосфере. Или падает к антиподам, если используется довыведение. А про первую ступень я даже не спорю, что ее надо делать многоразовой.
Если бы... И Союзовская, и Протоновская вторые ступени вполне успешно долеатют до земли, иногда практически в целом виде. В инете фоток можно найти. Да и про Энергиевскую говорят, что специально топить пришлось - сама не хотела.
Это вот третья - та да, выходит на орбиту. Хотя и ненадолго. И падает сильно далеко и с неизвестным результатом.

А зачем нам кузнец (с)? В смысле - зачем нам третья ступень? Двух (особенно с высокоимпульсным топливом) вполне достаточно, особенно учитывая разгон до 1.5 км/c вообще на ТРД.

hcube> А зачем нам кузнец (с)? В смысле - зачем нам третья ступень? Двух (особенно с высокоимпульсным топливом) вполне достаточно, особенно учитывая разгон до 1.5 км/c вообще на ТРД.
Двух действительно достаточно. Даже без ТРД. просто на существующих - три.
Но снижение до двух на картину сильно не повлияет. вторая точно так же будет куда-то падать. Потому как на орбиту её выводить невыгодно, проще движком ПН доразогнаться.

Ну правильно, будет падать. В антиподной или около того точке. Антиподной к нам точкой является Тихий Океан .

Более того, если сильно хочется не засорять океан, можно полностью выводить вторую ступень на орбиту, а потом давать тормозной импульс для падения в заданную точку.

Не, до антиподной она не дотянет. "орбита" получаестя с апогеем порядка 200 км и околонулевым/отрицательным перигеем. Т.е. порядка трети-четверти окружности пролетит, пока в атмосферу опять не зароется

Собственно, понятно, что "всё упирается в двигатель"

Поэтому "промежуточная версия" основана на "двигателях, близких к существующим"
При этом версия hcube (ТВРД + ПВРД + ЖРД на первой ступени) требует дополнительной "аэродинамики" и сложных и тяжелых ТВРД, мощность которых как известно ограничена, а ЖРД в ней "и так есть"
Поэтому априори очевидным представляется вариант без ТВРД и с вертикальным стартом

Получается "минимальный аэрокосмизм", только дополнительные ПВРД на первой ступени
Но даже этот "минимум" априори же дает (может дать) достаточно много, т.к. ПВРД разгон происходит на самом нижнем участке, требующем максимум топлива

Ну и, вдобавок, для промежуточного носителя на первом плане "реализуемость", а не "техническая оптимальность" как таковая

Ну а насчет "полноценного варианта", так ясно, что по полноценности РАКС Зенгера переполноценивает, а за реализм пусть вам Туполев отвечает