Одноразовые vs многоразовые

Офигеть какая коммерция. Старт за 150 мегабаксов продаем за 30. Согласись, что в этом случае НАСА могло бы и бесплатно пускать - разница процентов на 20 всего .

Итак. По теме. Кто-то сомневается в проектантах Энергии? В первом же полете блоки А массой по 62 тонны (против 35 тонн у 1 ступени Зенита) несли ПОЛНЫЙ массовый эквивалент парашутной системы спасения. Другое дело, что там были не парашуты, а системы телеметрирования. 62 тонны из 310 - это 20%, причем развиваемое усилие было таково (масса 310 тонн, тяга 750 тонн - более чем в 2 раза), что при последовательном размещении ступеней и увеличении второй ступени тот же блок мог иметь при массе порядка 75 тонн заправку в 450 тонн.

Да - я хорошо понимаю, что масса 12 тонн - гипотетическая. Потому я и заявил при расчете массу 20 тонн - двухкратный рост сухой массы ступени ради крыльев и хвоста (с). Прикидочный расчет 'по миг-25' дал 17 тонн, как помните.

> Аэродинамическое качество конструкции не имеет отношения к нагреву. Важна аэродинамика носовой части, где происходит торможение потока. Срыв потока с хвоста не влияет на нагрев, хотя ухудшает аэродинамику.

(тяжело вздыхает) Бяка, вы отличаете баллистический спуск и планирование? Небольшая разница (тм) состоит в том, что скоростной напор там не 'какой получился', а точно равен площади крыла умноженной на Cx/Cy и деленной на массу аппарата. Т.е. условный Байкал при входе в отличии от блока А ориентируется, и входя в атмосферу гасит вертикальную компоненту скорости еще в верхних, разряженных слоях. После чего ПОСТЕПЕННО снижается и планирует на той высоте, какую позволяет текущее аэродинамическое качество. Не спорю, некий пик перегрузки и соответственно температуры есть и у него - но он ЗНАЧИТЕЛЬНО меньше чем у непланирующего аппарата. Грубо говоря, пиковая величина теплового потока в самом плохом случае равна квадрату отношения вертикальной и полной скорости. В случае АКС это особенно заметно, поскольку он обладает высочайшим сверхзвуковым качеством именно по ТЗ.

Собственно, это хорошо заметно при сопоставлении входа в атмосферу Шаттла и капсулы Союза. Отношение массы к площади у них сопоставимое - у Союза 3.5 м2 на 3 тонны, у Шаттла - 100 м2 на 75 тонн. Но нагрев отличается в разы. Именно за счет планирования. Причем у шаттла он мог бы быть ЕЩЕ меньше.

ЦБ! Ха, сравнил! Он вообще-то жидким ВОДОРОДОМ заправляется - наводораживание металла и опеределяет эти 3 заправки. В ТЗ же на блоки А было четко написано - 10 повторных запусков. Для крылатого блока А - до 25 пусков (как и для Байкала).

Парашутная система - никак. Она по сути аналогична системе десантирования бронетехники. Система с планирующими ускорителями - еще более никак. Планирующий ускоритель - это обычный самолет. Посмотрите на ограничения на посадку пассажирских самолетов, а затем еще раздвиньте их, поскольку если для пассажирского самолета риск неудачной посадки 0.01% уже высокий, то для ускорителя 1% уже вполне приемлем (он всего летает 25 полетов, 1% - это менее 25% вероятности потери ускорителя при посадке за весь срок эксплуатации). Кроме того, у меня впечатление, что в случае Байкалов ограничения по погоде на пуск РН хуже чем ограничения на посадку ускорителей.

Ну, согласно расчетам проектантов Энергии, полностью многоразовая ГК-175, должна была окупаться при темпе пусков 10 и более раз в год. При этом у этой полностью многоразовой системы ПН была порядка 40 тонн.

Очередное обострение нашей а-базавской лихорадки: дешевая РН.
Идея данного прожекта - "туристическая РН" с перегрузками при выводе не более 4 g, с минимализацией аэродинамических и гравитационных потерь, а также удешевлением стартового обслуживания и других этапов технологического цикла.
Предлагаемая РН состоит из:
1) первой ступени. В предлагаемой РН первая ступень несет двигателя с возможностью сброса части из них - РЖД с "маловысотным" соплом и двигателя с "высотным" соплом. Все двигателя - кислород-керосиновые. Система ориентации. Система сброса и управляемого спуска "маловысотного" РЖД.
2) трех стартовых ускорителей. Состоят из кислород -керосинового "маловысотного" РЖД, силовой рамы, тонкостенных баков горючего с окислителем, системы управляемого планирования - управляемый парашут-крыло или два отклоняемых крыла - "изменяемое V" с радиокомандной системой управления.
3) вторая ступень. Кислород-водородная ступень с "космическими"-"ваккумными" двигателями, может сбрасывать половину своих двигателей. Система ориентации и приборный комплекс, управляющий всей РН.
Второй ступенью может быть также пассажирский АКС для перевозок между орбитальных станций или орбитальных космических кораблей - Земля.
В транспортной второй ступени отсек ПН помещается внизу - на силовой раме двигателей. Весь верх "транспортной" второй ступени - тонкостенный топливный бак, без силового каркаса для ПН.

Взлет такой РН происходит следующим образом:
1) Запуск стартового - "маловысотного" двигателя первой ступени и всех трех стартовых ускорителей, РН с перегрузкой в 4 g набирает высоту порядка 1000-1500 м и вертикальную скорость порядка 240-280 м/с.
2) а) отстрел стартовых ускорителей и полет сквозь плотные слои атмосферы вверх на "маловысотном" РЖД первой ступени до высоты 20-22 км, что потребует порядка 70 секунд. Ускорение при этом мало. Малая скорость полета снижает аэродинамические потери.
б) отброшенные стартовые ускорители планируют в зоны посадки под управлением стартового комплекса. При их посадке баки служат амортизаторами для РЖД и систем управления, что дает возможность использовать эти системы многократно.
3) а) сброс "маловысотного" РЖД первой ступени и разгон на всех "высотных" двигателях первой ступени с перегрузкой от 2g в начале до 4g в конце, с набором высоты в 40 км, вертикальной скорости в 400 м/с и горизонтальной порядка 1500 м/с. Возможно - некоторое время "маловысотный" двигатель будет работать вместе с остальными, повышая ускорение на "переходных" высотах.
б) сброшеный "маловысотный" РЖД на управляемом парашуте опускается в заданый квадрат.
4) а) сброс половины "высотных" двигателей первой ступени и разгон на оставшейся половине: перегрузки от 2g до 4g, до высоты порядка 60 км и скорости - 3 км/с.
б) сброшеные двигателя падают по баллистической траектории, более предсказуемой, чем траектория отработавшей ступени: их плотность больше, поэтому атмосфера на них оказывает меньшее воздействие.
5) сброс первой ступени и разгон на всех двигателях второй ступени с ускорением от 2g до 4g.
6) сброс половины двигателей второй ступени и разгон до первой космической.
Преимущества:
Не используется дросселирование двигателей, работающих в оптимальном для каждого диапазоне высот - что повышает их УИ. Все время разгона перегрузки находятся в диапазоне 2-4g, что уменьшает гравитационные потери, но при этом не требует от груза и экипажа особой стойкости. Большая часть разгона проходит выше стратосферы, уменьшая аэродинамические потери и нагрузки на конструкцию. Двигателя и приборы стартовых ускорителей возвращаемы, что, во-первых, позволяет использовать их повторно, а во-вторых - позволяет обойтись без полей отчуждения для их падения.
Возможно, разделение на "маловысотные" и "высотные" РЖД первой ступени не выгодно. В таком случае половина двигателей первой ступени будет работать при старте и до высоты около 40 км, а вторая половина должна быть запущена после прохождения плотных слоев атмосферы и будет работать в диапазоне высот 20-60 км.

А вот космошуш от меня.
Одноступенчптый акс на H2-O2. Атмосферный двигатель - вентилятор с сверхпроводящим электромотором, до 6М, далее - обычный ракетный движ. Можно сделать на CH4, для удобства облуживания, но тогда нужен допхолодильник для мотора. На взлете - включение рд для уменьшения разбега.

Угу. Аэродинамические потери, массу конструкции, массу моторов считал, Сергей?
Там масса ПН получается дай боже порядка процента - при невшизенной цене самой конструкции и межполетного обслуживания. В общем, ИМХО, транспортные АКС на сегодня проигрывают классическим РН по цене вывода.

> Очередное обострение нашей а-базавской лихорадки: дешевая РН.
Движки дорогие, керосин дешёвый. Из этого следует, что первого должен быть минимум, а второго - пофиг сколько. С другой стороны керосин - тоже везти.
Из этого оптимальное ускорение на старте - 1.2-1.5 же.
Аналогично для твоей первой ступени - пусть неоптимальный, но один движок - дешевле.

Берем вентилятор, ставим его на электромотор, мотор охлаждаем жидким водородом до сверхпроводимости, водород пускаем в топливную ячейку, кислород отбираем из-за вентилятора. Получаем как-бы реактивный двигатель, без турбины и тепловых нагрузок.

Сергей, полюбопытсвуйте на досуге, для развития эрудиции, почему на сверх- и тем более гиперзвуковых реактивных двигателях турбину и компрессор норвят либо вообще выкинуть нафиг, либо пустить поток в обход них

теоретически до 6м можно дотянуть.

Если это самоцль - наврное, изврнувшись - можно. Вопрос же в том -эффективно ли? Н апраткике на сегодня - двухконтурники для 3М иметь степень двухконтурности меньше единицы и, оптимальны - не на сверхзвуке.