/300px-Molniya_closeup.jpg)
iodaruk
инфо
инструменты
Wyvern-2
Fakir
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
/300px-Molniya_closeup.jpg)
Skylon - про(ж)ект от Алана Бонда
новым тип ГПВРД до 5,5 Маха - за счёт охлаждения потокаТеги:
Fakir> Ну а никто и не говорил, что всё прям совсем легко и просто. Но - не нерешаемо.
2100с часами в атмосфере-не решаемо.
Fakir> Гемору хватит, но он не мега-запредельный - особенно по сравнению с собственно ГПВРД.
бугога.
Fakir> Где охлаждение, где что-нибудь углеродное, где металл, с охлаждением или без... Да та же аб** в крайнем случае.
ну какой в ж..у углерод-какорй металлл. 1000С и выше на воздухе под напором.
Fakir> Вариантов немало - с той же металлической защитой разных систем, в т.ч. в опытном железе. Что она недоиспытана в полёте - ну так у тех же амов кучу проектов поназакрывали, хотя вполне могли бы на небольших девайсах и потестить.
iodaruk>> у вас в полёте не будет права на ошибку. сесть с пн вы уже не сможете.
Fakir> А кто сказал, что с притупившейся кромкой вы никак сесть не сможете? Это ж априори более чем неочевидно.
Упасть прямо по курсу-как Буран-сможете. Сесть-это врядли.
Fakir> Мне чего - рыть документацию по Х-33, SHARP и пр. и дёргать оттуда картинки вам под нос?
Fakir> "у ВРД (по ср. с ЖРД) просто волшебные удельные импульсы, но малая (по ср. с ЖРД же)" (с) я
Fakir> Разбор предложения делать? Или просто раза три перечитаете выделенное, и подумаете?
И чо? вам были приведены примеры когда врд хватало на вертикальный набор высоты с разгоном.
ЧТо вам непонятно?
Крыльев нет-в ДАННОМ применении оне не нужны. Ну и что?
Fakir> На памятник вам готов скинуться. В смысле прижизненный.
ога.
2100с часами в атмосфере-не решаемо.
Fakir> Гемору хватит, но он не мега-запредельный - особенно по сравнению с собственно ГПВРД.
бугога.
Fakir> Где охлаждение, где что-нибудь углеродное, где металл, с охлаждением или без... Да та же аб** в крайнем случае.
ну какой в ж..у углерод-какорй металлл. 1000С и выше на воздухе под напором.
Fakir> Вариантов немало - с той же металлической защитой разных систем, в т.ч. в опытном железе. Что она недоиспытана в полёте - ну так у тех же амов кучу проектов поназакрывали, хотя вполне могли бы на небольших девайсах и потестить.
iodaruk>> у вас в полёте не будет права на ошибку. сесть с пн вы уже не сможете.
Fakir> А кто сказал, что с притупившейся кромкой вы никак сесть не сможете? Это ж априори более чем неочевидно.
Упасть прямо по курсу-как Буран-сможете. Сесть-это врядли.
Fakir> Мне чего - рыть документацию по Х-33, SHARP и пр. и дёргать оттуда картинки вам под нос?
Fakir> "у ВРД (по ср. с ЖРД) просто волшебные удельные импульсы, но малая (по ср. с ЖРД же)" (с) я
Fakir> Разбор предложения делать? Или просто раза три перечитаете выделенное, и подумаете?
И чо? вам были приведены примеры когда врд хватало на вертикальный набор высоты с разгоном.
ЧТо вам непонятно?
Крыльев нет-в ДАННОМ применении оне не нужны. Ну и что?
Fakir> На памятник вам готов скинуться. В смысле прижизненный.
ога.
Streamflow> Взгляни, взгляни в глаза мои суровые,
Streamflow> Взгляни, быть может, в последний раз.
Streamflow> Этап на Север
"У неё огромная "глаза",
С рыжими густыми волосами."
( Блатная песня времён СССР )
Streamflow> Я полагаю, что всё это обсуждение может быть полезно только для формирования у обсуждающих хорошего настроения
Если малейшую критику любых своих высказываний принимать на личный счёт, то хорошего настроения не видать.
Streamflow> Еще когда в уже в далёкой молодости я, будучи ученым секретарем Семинара ЦАГИ по аэродинамике и динамике полёта, выслушивал доклады по аэрокосмическому направлению, пришел к выводу, что тепловая проблема при разумном ограничении скорости полёта в атмосфере является чисто технологической, а не концептуальной, в отличие от трех других проблем (общая компоновка АКС, его аэродинамика и разгонный двигатель до зоны начала работы ГПВРД). Поэтому её надо предоставить специалистам в данном деле, которые тогда были. Общая концепция проблемы была сформирована около 4 десятилетий назад - металлическая теплозащита, охлаждение излучением подавляющей части поверхности и - жидким водородом через промежуточный теплоноситель наиболее теплонапряженных участков обшивки.
В результате такого подхода "появился" Star Liner, который при взлётной массе тонн 300 должен быть размером с топливный бак РН "Энергия", а с учётом аэродинамических поверхностей и со всю "Энергию", у которого воздухозаборник должен иметь площадь около 100 квадратных метров и поверхность всего этого должна быть пронизана системой трубопроводов с жидким водородом.
Интересно, что человек, который занялся построением теории помпажа гидротурбины не задумался над тем, что будет, если водород в системе трубопроводов в некоторых местах начнёт кипеть, - как должна функционировать вся эта огромнейшая система подачи хладагента.
Знакомые специалисты РКК "Энергия" рассказывали, что "тепловики" были наиболее "магическими" специалистами, в работу которых лезли меньше всего, потому что все остальные в ней ничего не понимали.
Вот такая "технологическая проблема".
Streamflow> Обсуждение технологических проблем на форумах по определению не может дать результата. Поэтому, моё присутствие здесь совершенно не обязательно.
Именно по этому Streamflow "исписал кучу инета" обсуждая детали катастрофы на Саяно-Шушенской ГЭС, в том числе, например, особенности излома шпилек.
Совершенно верно, 2400 м/с или 8M, - "это ещё более-менее приемлемо", но для Skylon-а решили ограничиться скоростью 5.5M, это даже меньше, чем 2000 м/с.
Единственное замечание, - воздухозаборник на этой картинке непропорционально уменьшен сравнительно с тем, который нужен для более-менее эффективного разгона.
Собственно говоря, у такого аппарата должен быть настолько огромный воздухозаборник, что он может работать вместо крыла.
Streamflow> Взгляни, быть может, в последний раз.
Streamflow> Этап на Север
"У неё огромная "глаза",
С рыжими густыми волосами."
( Блатная песня времён СССР )
Streamflow> Я полагаю, что всё это обсуждение может быть полезно только для формирования у обсуждающих хорошего настроения
Если малейшую критику любых своих высказываний принимать на личный счёт, то хорошего настроения не видать.
Streamflow> Еще когда в уже в далёкой молодости я, будучи ученым секретарем Семинара ЦАГИ по аэродинамике и динамике полёта, выслушивал доклады по аэрокосмическому направлению, пришел к выводу, что тепловая проблема при разумном ограничении скорости полёта в атмосфере является чисто технологической, а не концептуальной, в отличие от трех других проблем (общая компоновка АКС, его аэродинамика и разгонный двигатель до зоны начала работы ГПВРД). Поэтому её надо предоставить специалистам в данном деле, которые тогда были. Общая концепция проблемы была сформирована около 4 десятилетий назад - металлическая теплозащита, охлаждение излучением подавляющей части поверхности и - жидким водородом через промежуточный теплоноситель наиболее теплонапряженных участков обшивки.
В результате такого подхода "появился" Star Liner, который при взлётной массе тонн 300 должен быть размером с топливный бак РН "Энергия", а с учётом аэродинамических поверхностей и со всю "Энергию", у которого воздухозаборник должен иметь площадь около 100 квадратных метров и поверхность всего этого должна быть пронизана системой трубопроводов с жидким водородом.
Интересно, что человек, который занялся построением теории помпажа гидротурбины не задумался над тем, что будет, если водород в системе трубопроводов в некоторых местах начнёт кипеть, - как должна функционировать вся эта огромнейшая система подачи хладагента.
Знакомые специалисты РКК "Энергия" рассказывали, что "тепловики" были наиболее "магическими" специалистами, в работу которых лезли меньше всего, потому что все остальные в ней ничего не понимали.
Вот такая "технологическая проблема".
Streamflow> Обсуждение технологических проблем на форумах по определению не может дать результата. Поэтому, моё присутствие здесь совершенно не обязательно.
Именно по этому Streamflow "исписал кучу инета" обсуждая детали катастрофы на Саяно-Шушенской ГЭС, в том числе, например, особенности излома шпилек.
Совершенно верно, 2400 м/с или 8M, - "это ещё более-менее приемлемо", но для Skylon-а решили ограничиться скоростью 5.5M, это даже меньше, чем 2000 м/с.
Единственное замечание, - воздухозаборник на этой картинке непропорционально уменьшен сравнительно с тем, который нужен для более-менее эффективного разгона.
Собственно говоря, у такого аппарата должен быть настолько огромный воздухозаборник, что он может работать вместо крыла.
Это сообщение редактировалось 05.02.2013 в 20:47
Lamort> В результате
ну понеслось...
ну понеслось...
Это сообщение редактировалось 05.02.2013 в 20:28
Lamort>> Между прочим, я специально завысил удельный импульс раза в полтора-два, тем более непонятно, как это у вас в аппарате массой 300 тонн с массой конструкции около 40% от взлётной массы 300 тонн водорода.
Rokot> Не умно, не остроумно. Отвечу Вашим же:
Вы таким образом прикрываете обычную случайную неточность, которую не хотите признать?
Пустой Star Liner должен был весить как обыкновенный самолёт, около 40% от взлётной массы, значит при общей взлётной массе 300 тонн конструкция должна была весить тонн 120, в баках первой ступени должно было быть около 80-100 тонн водорода, а вторая ступень должна была иметь массу 80-100 тонн в зависимости от массы первой ступени.
Любопытно то, что 30 тонн, это 10% полезной нагрузки о которых говорилось в концепции, не получались даже при скорости разделения ступеней 4 км/с.
Lamort>> Как вы могли видеть масса Skylon-а заявлена вообще 15% от взлётной, и это со всеми навороченными ВРД.
Rokot> У SR-71 все то же самое
У вас мысли путаются? Я вас вообще не понял.
Rokot> бла-бла, которое бла-бла, на что могу ответить:
Не можете ответить, потому и выражаетесь в такой форме.
Ещё раз для вас в простейшем виде.
Если мы хотим снизить температуру обшивки покрытой радиационной теплозащитой, допустим, в два раза, - с 2000K до 1000K, то мы должны увеличить излучающую площадь в 16 раз. При этом общий тепловой поток, который пропорционален градиенту температуры и площади увеличится раз в 5.
Допустим, максимальная допустимая температура внутри 400K, в случае температуры обшивки 2000K, - dT = 1600K, для 1000K, - dT = 600K.
Градиент уменьшился в 3 раза, а площадь увеличилась в 16 раз, значит тепловой поток через поверхность увеличится раз в 5.
Но можно поступить проще, - сделать слой теплоизоляции в два раза толще сохранив высокую температуру поверхности.
Единственная реальная проблема это разрушение самой этой поверхности при высокой температуре.
Lamort>> Замечу ещё, коль скоро вы стали "системным интегратором идей", то все шишки должны лететь в вас,
Rokot> что мне в отличие от Вас действительно интересно оценить идею, 5 лет занимаюсь скриннингом всевозмозжных способов вывода на LEO. Но шишок то от Вас нет никаких, в основном шелуха от семечек)) Моя же идея просто напросто ограничить поток слов, определить действительные границы проблемы.
Знаете, я не видел ни одного случая, чтобы вы изменили хоть букву в своих "концепциях", так что эта дискуссия с моей стороны больше для развлечения.
Lamort>> Кроме пористого углерода вариантов как-то нет вообще, а углерод, к тому же, имеет довольно высокую теплопроводность, сравнительно, например, с шаттловской двуокисью кремния.
Rokot> ЗАЧЕМ?? Он горит в атмосфере, да будет Вам известно. Потом, "высокая теплопроводность, но пористость". То же нет смысла, связывать одно с другим. Это кстати постоянный Ваш способ подавать информацию не объясняя, что бы клиент сам догадывался о Вашей гениальности.
Особенно здорово углерод "горит" в составе RCC или в составе теплозащиты вот этого аппарата.
Остальное вы просто не понимаете, - теплозащитой является не связующий волокнистый или пористый материал, а воздух, который он удерживает внутри, теплопроводность самого материала важна, разумеется, но не слишком.
Двуокись кремния имеет теплопроводность ниже, чем углерод, но также она имеет и температуру плавления значительно ниже.
Lamort>> Следующее, - если ПН аппарата массой 300 тонн составит 10-20 тонн, а именно примерно 3-6%, то такие параметры достижимы для двухступенчатой системы использующей водородный ЖРД если масса конструкции первой ступени 20% от взлётной массы.
Rokot> Ой, как будто вы не читали и ничего непонимаете. Ваш ЖРД одноразовый, понятно?? В этом вся проблема стоимости.
Он точно такой же "одноразовый" как ЖРД на второй ступени Star Liner.
Нет особых проблем сделать многоразовый ЖРД, просто-напросто сейчас это совершенно не нужно, по сути они почти все могут быть многоразовыми, - ресурс значительно больше времени работы в полёте.
Lamort>> Зачем, извините, "кое-что на уши натягивать" разгоняясь до 12M на ВРД?
Rokot> Циолковский рулит для второй ступени, стартовая масса в два раза больше. Ну соответственно и стартовый вес первой ступени тоже. Или это пустячок?
Rokot> В общем ясно, что проблема видимо решаема, фантастика более менее убрана, конкретика немного причесана.
Масса конструкции Star Liner такая же, как у ракеты массой 600 тонн с массой первой ступени 20% от общей стартовой, объём одних только баков будет как топливный бак РН "Энергия".
Что касается размера воздухозаборника.
Удельный импульс, как я говорил, несколько завышен, для 10-12M раза так в два.
Соответственно будем иметь площадь равную "тем самым 100 метрам квадратным".
Rokot> Вы можете дать оценку, что именно съедает 85% ? Не думаю, что это так, иначе бы моментально нашлись бы способы минимизировать эти паркохозяйственные затраты. Уж больно расточительно получается, что стоит не железо, а забор с коммуникациями.
Их съедает заработная плата людей, которых приходится содержать для нормального функционирования всей отрасли независимо от числа запусков.
Хотя 85%, если рассматривать только сам старт, мне кажется завышенной оценкой.
Rokot> Не умно, не остроумно. Отвечу Вашим же:
Вы таким образом прикрываете обычную случайную неточность, которую не хотите признать?
Пустой Star Liner должен был весить как обыкновенный самолёт, около 40% от взлётной массы, значит при общей взлётной массе 300 тонн конструкция должна была весить тонн 120, в баках первой ступени должно было быть около 80-100 тонн водорода, а вторая ступень должна была иметь массу 80-100 тонн в зависимости от массы первой ступени.
Любопытно то, что 30 тонн, это 10% полезной нагрузки о которых говорилось в концепции, не получались даже при скорости разделения ступеней 4 км/с.
Lamort>> Как вы могли видеть масса Skylon-а заявлена вообще 15% от взлётной, и это со всеми навороченными ВРД.
Rokot> У SR-71 все то же самое
У вас мысли путаются? Я вас вообще не понял.
Rokot> бла-бла, которое бла-бла, на что могу ответить:
Не можете ответить, потому и выражаетесь в такой форме.
Ещё раз для вас в простейшем виде.
Если мы хотим снизить температуру обшивки покрытой радиационной теплозащитой, допустим, в два раза, - с 2000K до 1000K, то мы должны увеличить излучающую площадь в 16 раз. При этом общий тепловой поток, который пропорционален градиенту температуры и площади увеличится раз в 5.
Допустим, максимальная допустимая температура внутри 400K, в случае температуры обшивки 2000K, - dT = 1600K, для 1000K, - dT = 600K.
Градиент уменьшился в 3 раза, а площадь увеличилась в 16 раз, значит тепловой поток через поверхность увеличится раз в 5.
Но можно поступить проще, - сделать слой теплоизоляции в два раза толще сохранив высокую температуру поверхности.
Единственная реальная проблема это разрушение самой этой поверхности при высокой температуре.
Lamort>> Замечу ещё, коль скоро вы стали "системным интегратором идей", то все шишки должны лететь в вас,
Rokot> что мне в отличие от Вас действительно интересно оценить идею, 5 лет занимаюсь скриннингом всевозмозжных способов вывода на LEO. Но шишок то от Вас нет никаких, в основном шелуха от семечек)) Моя же идея просто напросто ограничить поток слов, определить действительные границы проблемы.
Знаете, я не видел ни одного случая, чтобы вы изменили хоть букву в своих "концепциях", так что эта дискуссия с моей стороны больше для развлечения.
Lamort>> Кроме пористого углерода вариантов как-то нет вообще, а углерод, к тому же, имеет довольно высокую теплопроводность, сравнительно, например, с шаттловской двуокисью кремния.
Rokot> ЗАЧЕМ?? Он горит в атмосфере, да будет Вам известно. Потом, "высокая теплопроводность, но пористость". То же нет смысла, связывать одно с другим. Это кстати постоянный Ваш способ подавать информацию не объясняя, что бы клиент сам догадывался о Вашей гениальности.
Особенно здорово углерод "горит" в составе RCC или в составе теплозащиты вот этого аппарата.
Остальное вы просто не понимаете, - теплозащитой является не связующий волокнистый или пористый материал, а воздух, который он удерживает внутри, теплопроводность самого материала важна, разумеется, но не слишком.
Двуокись кремния имеет теплопроводность ниже, чем углерод, но также она имеет и температуру плавления значительно ниже.
Lamort>> Следующее, - если ПН аппарата массой 300 тонн составит 10-20 тонн, а именно примерно 3-6%, то такие параметры достижимы для двухступенчатой системы использующей водородный ЖРД если масса конструкции первой ступени 20% от взлётной массы.
Rokot> Ой, как будто вы не читали и ничего непонимаете. Ваш ЖРД одноразовый, понятно?? В этом вся проблема стоимости.
Он точно такой же "одноразовый" как ЖРД на второй ступени Star Liner.
Нет особых проблем сделать многоразовый ЖРД, просто-напросто сейчас это совершенно не нужно, по сути они почти все могут быть многоразовыми, - ресурс значительно больше времени работы в полёте.
Lamort>> Зачем, извините, "кое-что на уши натягивать" разгоняясь до 12M на ВРД?
Rokot> Циолковский рулит для второй ступени, стартовая масса в два раза больше. Ну соответственно и стартовый вес первой ступени тоже. Или это пустячок?
Rokot> В общем ясно, что проблема видимо решаема, фантастика более менее убрана, конкретика немного причесана.
Масса конструкции Star Liner такая же, как у ракеты массой 600 тонн с массой первой ступени 20% от общей стартовой, объём одних только баков будет как топливный бак РН "Энергия".
Что касается размера воздухозаборника.
Удельный импульс, как я говорил, несколько завышен, для 10-12M раза так в два.
Соответственно будем иметь площадь равную "тем самым 100 метрам квадратным".
Rokot> Вы можете дать оценку, что именно съедает 85% ? Не думаю, что это так, иначе бы моментально нашлись бы способы минимизировать эти паркохозяйственные затраты. Уж больно расточительно получается, что стоит не железо, а забор с коммуникациями.
Их съедает заработная плата людей, которых приходится содержать для нормального функционирования всей отрасли независимо от числа запусков.
Хотя 85%, если рассматривать только сам старт, мне кажется завышенной оценкой.
Lamort> Вы таким образом прикрываете обычную случайную неточность, которую не хотите признать?
Нет. Судя по Вашим рассуждениям и Вашей манере подавать материал Вы не умеете думать системно и концептуально. У Вас горбачевское мЫшление:
"Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете товарищи".
Да, но зато:
То есть, из Ваших 300 тонн вторая ступень будет весить 1 / 3,25, то есть 30%. Это означает, что в отличие от "Союза" такой АКС должен выводить на LEO 30 тонн.
Кстати, из того, что масса АКС сильно уменьшается к концу разгона,раза в 2-3, то и падает необходимая тяга, и Ваш воздухозаборник будет меньше еще в 3-4 раза.
Кстати посчитать КПД разгона ВРД интересная задача на предмет сравнения с ЖРД.
Lamort> Не можете ответить, потому и выражаетесь в такой форме.
А на пустоту нечего ответить.
Lamort> Ещё раз для вас в простейшем виде.
Lamort> Если мы хотим снизить температуру обшивки
Все эти пустопорожние размышления в духе горбачевщины без расчетов уже не интересны. Посчитайте хоть что нибудь. Для себя уяснил, что водород как хладоагент в принципе может охладить аппарат.
Lamort> Особенно здорово углерод "горит" в составе RCC или в составе теплозащиты вот этого аппарата.
Fakir уже ответил выше, что реально многоразовых ТЗП на углероде нет. Для для теплонапряженной носовой части используется углеродный композит с фенол-формальдегидной смолой как аб** Все равно горит и то и другое. Почитайте на сайт "Бурана", например.
Lamort> Остальное вы просто не понимаете, - теплозащитой является не связующий волокнистый или пористый материал, а воздух, который он удерживает внутри,
А тут уже и понимать нечего. Аб** для всей поверхности ЛА не пойдет.
Lamort> Он точно такой же "одноразовый" как ЖРД на второй ступени Star Liner.
Ну это уже бездоказательная и наглая ложь. Самолет может вернутся.
Lamort> Нет особых проблем сделать многоразовый ЖРД,
блин, вот опять эта "горбачевщина", ну сколько можно?????? "Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете". Де факто одноразовый из-за самой ракетной системы. С возвращением первой ступени, не говоря уже о второй, пока проблемы.
Lamort> Масса конструкции Star Liner такая же, как у ракеты массой 600 тонн с массой первой ступени 20% от общей стартовой, объём одних только баков будет как топливный бак РН "Энергия".
Lamort> Что касается размера воздухозаборника.
Да врете Вы безбожно, проверял два раза. На выходных прикину все заново.
Из ресурса Стримфлов:
Вот может стоит озаботься тем, чтобы от ПВРД перейти сразу к ГПВРД внешнего горения, который по Курзинеру и начинает работать с 7М.
Нет. Судя по Вашим рассуждениям и Вашей манере подавать материал Вы не умеете думать системно и концептуально. У Вас горбачевское мЫшление:
"Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете товарищи".
Да, но зато:
Известно, что за 1987 - 1991 годы отношение масс первой и второй ступеней m1/m2 у АКС Sänger изменилось от 2.66 до 2.27 [21,22], коэффициент заправочной массы уменьшился со значения f = 0.42 до f = 0.39 [21,22], а радиус полета R0 сократился от 3500 км до 3000 км [21,30]. Примем в качестве исходных несколько округленные величины 1991 года: m1/m2 = 2.25
То есть, из Ваших 300 тонн вторая ступень будет весить 1 / 3,25, то есть 30%. Это означает, что в отличие от "Союза" такой АКС должен выводить на LEO 30 тонн.
Кстати, из того, что масса АКС сильно уменьшается к концу разгона,раза в 2-3, то и падает необходимая тяга, и Ваш воздухозаборник будет меньше еще в 3-4 раза.
Кстати посчитать КПД разгона ВРД интересная задача на предмет сравнения с ЖРД.
Lamort> Не можете ответить, потому и выражаетесь в такой форме.
А на пустоту нечего ответить.
Lamort> Ещё раз для вас в простейшем виде.
Lamort> Если мы хотим снизить температуру обшивки
Все эти пустопорожние размышления в духе горбачевщины без расчетов уже не интересны. Посчитайте хоть что нибудь. Для себя уяснил, что водород как хладоагент в принципе может охладить аппарат.
Lamort> Особенно здорово углерод "горит" в составе RCC или в составе теплозащиты вот этого аппарата.
Fakir уже ответил выше, что реально многоразовых ТЗП на углероде нет. Для для теплонапряженной носовой части используется углеродный композит с фенол-формальдегидной смолой как аб** Все равно горит и то и другое. Почитайте на сайт "Бурана", например.
Lamort> Остальное вы просто не понимаете, - теплозащитой является не связующий волокнистый или пористый материал, а воздух, который он удерживает внутри,
А тут уже и понимать нечего. Аб** для всей поверхности ЛА не пойдет.
Lamort> Он точно такой же "одноразовый" как ЖРД на второй ступени Star Liner.
Ну это уже бездоказательная и наглая ложь. Самолет может вернутся.
Lamort> Нет особых проблем сделать многоразовый ЖРД,
блин, вот опять эта "горбачевщина", ну сколько можно?????? "Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете". Де факто одноразовый из-за самой ракетной системы. С возвращением первой ступени, не говоря уже о второй, пока проблемы.
Lamort> Масса конструкции Star Liner такая же, как у ракеты массой 600 тонн с массой первой ступени 20% от общей стартовой, объём одних только баков будет как топливный бак РН "Энергия".
Lamort> Что касается размера воздухозаборника.
Да врете Вы безбожно, проверял два раза. На выходных прикину все заново.
Из ресурса Стримфлов:
Траектория альтернативного двухступенчатого аэрокосмического самолета в этом случае была аналогична, за исключением того, что его крейсерский полет происходит при M = 8, разделение ступеней при M = 12.5, а число Маха возвращения в зависимости от варианта изменяется в пределах M = 8 - 10.
Вот может стоит озаботься тем, чтобы от ПВРД перейти сразу к ГПВРД внешнего горения, который по Курзинеру и начинает работать с 7М.
Это сообщение редактировалось 06.02.2013 в 10:16
Lamort>> Вы таким образом прикрываете обычную случайную неточность, которую не хотите признать?
Rokot> Нет. Судя по Вашим рассуждениям и Вашей манере подавать материал Вы не умеете думать системно и концептуально. У Вас горбачевское мЫшление:
Rokot> "Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете товарищи".
Вы серьёзно решили, что я вам "подаю материал"? В вашей концепции куча банальных тупых ошибок, которые замазаны тем, что вы постоянно заимствуете непонятно какие решения откуда-то "с потолка других организаций и авторов".
Rokot> То есть, из Ваших 300 тонн вторая ступень будет весить 1 / 3,25, то есть 30%. Это означает, что в отличие от "Союза" такой АКС должен выводить на LEO 30 тонн.
Не будет она выводить на орбиту 30 тонн даже при скорости разделения 4000 м/с в секунду и массе второй ступени 100 тонн поскольку вы нагло считаете, что у вас вообще нет никаких потерь на второй ступени, а вам ещё надо вытащиться с высоты километров 40 на высоту хотя бы километров 60-70 и сделать это быстро, иначе вторая ступень погорит.
Да, в концепции скорость разделения 12M, а 12M на этой высоте 3600 м/с.
Rokot> Кстати, из того, что масса АКС сильно уменьшается к концу разгона,раза в 2-3, то и падает необходимая тяга, и Ваш воздухозаборник будет меньше еще в 3-4 раза.
Масса уменьшится на запас топлива первой ступени, - 100 тонн, значит она будет не 300 тонн, а 200 тонн, всего-то 2/3 от начальной, да там был ещё гарантийный запас 10%, так что 210 тонн, - 70% от начальной.
Rokot> Кстати посчитать КПД разгона ВРД интересная задача на предмет сравнения с ЖРД.
На участке разгона от 8M до 12M КПД будет ниже, чем у ЖРД или городите воздухозаборник 200 квадратных метров.
Тогда, заодно, можете крылья выкинуть используя воздухозаборник для создания подъёмной силы.
Lamort>> Если мы хотим снизить температуру обшивки
Rokot> Все эти пустопорожние размышления в духе горбачевщины без расчетов уже не интересны. Посчитайте хоть что нибудь. Для себя уяснил, что водород как хладоагент в принципе может охладить аппарат.
Мне неинтересно считать бессмысленные варианты, а что касается хладагента я вам уже сказал, - он может обеспечить охлаждение только внутри, если вы как-то всю поверхность пронижете системой трубок.
Я не говорю уже про вес этой системы.
Lamort>> Особенно здорово углерод "горит" в составе RCC или в составе теплозащиты вот этого аппарата.
Rokot> Fakir уже ответил выше, что реально многоразовых ТЗП на углероде нет. Для для теплонапряженной носовой части используется углеродный композит с фенол-формальдегидной смолой как аб** Все равно горит и то и другое. Почитайте на сайт "Бурана", например.
Мало ли что он ответил, RCC летала десятки раз, насколько мне известно на X-37B тоже использованы плитки на основе углеродных волокон.
Поверхность волокон пропитывается оксидами металла и он не горит, - нет доступа воздуха.
Lamort>> Остальное вы просто не понимаете, - теплозащитой является не связующий волокнистый или пористый материал, а воздух, который он удерживает внутри,
Rokot> А тут уже и понимать нечего. Аб** для всей поверхности ЛА не пойдет.
Вам не приходила в голову идейка охладить внешний воздух и таким образом организовать транспирационную теплозащиту? Или "синергетизм" не позволяет?
Lamort>> Он точно такой же "одноразовый" как ЖРД на второй ступени Star Liner.
Rokot> Ну это уже бездоказательная и наглая ложь. Самолет может вернутся.
А я и говорю про самолёт, только с ЖРД в качестве основной двигательной установки и небольшим дополнительным ВРД для возвращения на базу.
Lamort>> Нет особых проблем сделать многоразовый ЖРД,
Rokot> блин, вот опять эта "горбачевщина", ну сколько можно?????? "Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете". Де факто одноразовый из-за самой ракетной системы. С возвращением первой ступени, не говоря уже о второй, пока проблемы.
Не большие проблемы, чем в "концепции", где, помимо того других проблем целая куча.
Сам по себе многоразовый ЖРД был ещё на X-15.
Lamort>> Масса конструкции Star Liner такая же, как у ракеты массой 600 тонн с массой первой ступени 20% от общей стартовой, объём одних только баков будет как топливный бак РН "Энергия".
Lamort>> Что касается размера воздухозаборника.
Rokot> Да врете Вы безбожно, проверял два раза. На выходных прикину все заново.
Rokot> Из ресурса Стримфлов:
Streamflow не удосужился подсчитать размер воздухозаборника своего аппарата, а "врать" тут особо нечего, - есть реакция горения водорода и содержание кислорода в воздухе, из неё всё следует совершенно жестко.
Я только взял завышенный удельный импульс и предположил полное сгорание водорода, в реальности всё будет ещё хуже.
Rokot> Вот может стоит озаботься тем, чтобы от ПВРД перейти сразу к ГПВРД внешнего горения, который по Курзинеру и начинает работать с 7М.
Озаботиться стоит тем, чтобы сделать самолёт с массой конструкции 20%, для этого нет вообще никаких теоретических ограничений, по крайней мере на достигнутом уровне прочности конструкционных материалов.
Rokot> Нет. Судя по Вашим рассуждениям и Вашей манере подавать материал Вы не умеете думать системно и концептуально. У Вас горбачевское мЫшление:
Rokot> "Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете товарищи".
Вы серьёзно решили, что я вам "подаю материал"? В вашей концепции куча банальных тупых ошибок, которые замазаны тем, что вы постоянно заимствуете непонятно какие решения откуда-то "с потолка других организаций и авторов".
Rokot> То есть, из Ваших 300 тонн вторая ступень будет весить 1 / 3,25, то есть 30%. Это означает, что в отличие от "Союза" такой АКС должен выводить на LEO 30 тонн.
Не будет она выводить на орбиту 30 тонн даже при скорости разделения 4000 м/с в секунду и массе второй ступени 100 тонн поскольку вы нагло считаете, что у вас вообще нет никаких потерь на второй ступени, а вам ещё надо вытащиться с высоты километров 40 на высоту хотя бы километров 60-70 и сделать это быстро, иначе вторая ступень погорит.
Да, в концепции скорость разделения 12M, а 12M на этой высоте 3600 м/с.
Rokot> Кстати, из того, что масса АКС сильно уменьшается к концу разгона,раза в 2-3, то и падает необходимая тяга, и Ваш воздухозаборник будет меньше еще в 3-4 раза.
Масса уменьшится на запас топлива первой ступени, - 100 тонн, значит она будет не 300 тонн, а 200 тонн, всего-то 2/3 от начальной, да там был ещё гарантийный запас 10%, так что 210 тонн, - 70% от начальной.
Rokot> Кстати посчитать КПД разгона ВРД интересная задача на предмет сравнения с ЖРД.
На участке разгона от 8M до 12M КПД будет ниже, чем у ЖРД или городите воздухозаборник 200 квадратных метров.
Тогда, заодно, можете крылья выкинуть используя воздухозаборник для создания подъёмной силы.
Lamort>> Если мы хотим снизить температуру обшивки
Rokot> Все эти пустопорожние размышления в духе горбачевщины без расчетов уже не интересны. Посчитайте хоть что нибудь. Для себя уяснил, что водород как хладоагент в принципе может охладить аппарат.
Мне неинтересно считать бессмысленные варианты, а что касается хладагента я вам уже сказал, - он может обеспечить охлаждение только внутри, если вы как-то всю поверхность пронижете системой трубок.
Я не говорю уже про вес этой системы.
Lamort>> Особенно здорово углерод "горит" в составе RCC или в составе теплозащиты вот этого аппарата.
Rokot> Fakir уже ответил выше, что реально многоразовых ТЗП на углероде нет. Для для теплонапряженной носовой части используется углеродный композит с фенол-формальдегидной смолой как аб** Все равно горит и то и другое. Почитайте на сайт "Бурана", например.
Мало ли что он ответил, RCC летала десятки раз, насколько мне известно на X-37B тоже использованы плитки на основе углеродных волокон.
Поверхность волокон пропитывается оксидами металла и он не горит, - нет доступа воздуха.
Lamort>> Остальное вы просто не понимаете, - теплозащитой является не связующий волокнистый или пористый материал, а воздух, который он удерживает внутри,
Rokot> А тут уже и понимать нечего. Аб** для всей поверхности ЛА не пойдет.
Вам не приходила в голову идейка охладить внешний воздух и таким образом организовать транспирационную теплозащиту? Или "синергетизм" не позволяет?
Lamort>> Он точно такой же "одноразовый" как ЖРД на второй ступени Star Liner.
Rokot> Ну это уже бездоказательная и наглая ложь. Самолет может вернутся.
А я и говорю про самолёт, только с ЖРД в качестве основной двигательной установки и небольшим дополнительным ВРД для возвращения на базу.
Lamort>> Нет особых проблем сделать многоразовый ЖРД,
Rokot> блин, вот опять эта "горбачевщина", ну сколько можно?????? "Это так, потому что сяк, а этого Вы не понимаете". Де факто одноразовый из-за самой ракетной системы. С возвращением первой ступени, не говоря уже о второй, пока проблемы.
Не большие проблемы, чем в "концепции", где, помимо того других проблем целая куча.
Сам по себе многоразовый ЖРД был ещё на X-15.
Lamort>> Масса конструкции Star Liner такая же, как у ракеты массой 600 тонн с массой первой ступени 20% от общей стартовой, объём одних только баков будет как топливный бак РН "Энергия".
Lamort>> Что касается размера воздухозаборника.
Rokot> Да врете Вы безбожно, проверял два раза. На выходных прикину все заново.
Rokot> Из ресурса Стримфлов:
Streamflow не удосужился подсчитать размер воздухозаборника своего аппарата, а "врать" тут особо нечего, - есть реакция горения водорода и содержание кислорода в воздухе, из неё всё следует совершенно жестко.
Я только взял завышенный удельный импульс и предположил полное сгорание водорода, в реальности всё будет ещё хуже.
Rokot> Вот может стоит озаботься тем, чтобы от ПВРД перейти сразу к ГПВРД внешнего горения, который по Курзинеру и начинает работать с 7М.
Озаботиться стоит тем, чтобы сделать самолёт с массой конструкции 20%, для этого нет вообще никаких теоретических ограничений, по крайней мере на достигнутом уровне прочности конструкционных материалов.
Lamort> Единственное замечание, - воздухозаборник на этой картинке непропорционально уменьшен сравнительно с тем, который нужен для более-менее эффективного разгона.
Только это не "картинко" - а "схемко"
Сделанная заради Христа указания характерный температур при полете - и размерности элементов выбраны для удобства и наглядности, а не достоверности
P.S. Кстати, установившаяся температура устанавливается далеко НЕ сразу - для этого надо порядочно времени: от единиц минут и даже десятков минут. Что каГбэ говорит.
Только это не "картинко" - а "схемко"
Сделанная заради P.S. Кстати, установившаяся температура устанавливается далеко НЕ сразу - для этого надо порядочно времени: от единиц минут и даже десятков минут. Что каГбэ говорит.
Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης
Lamort> Вы серьёзно решили, что я вам "подаю материал"? В вашей концепции куча банальных тупых ошибок,
А Вы и не можете ни подать материал, ни уж тем более найти ошибки. Вы просто лентяй.
Rokot>> То есть, из Ваших 300 тонн вторая ступень будет весить 1 / 3,25, то есть 30%. Это означает, что в отличие от "Союза" такой АКС должен выводить на LEO 30 тонн.
Lamort> Не будет она выводить на орбиту 30 тонн даже при скорости разделения 4000 м/с в секунду и массе второй ступени 100 тонн поскольку вы нагло считаете, что у вас вообще нет никаких потерь на второй ступени, а вам ещё надо вытащиться с высоты километров 40 на высоту хотя бы километров 60-70 и сделать это быстро, иначе вторая ступень погорит.
Потери небольшие, и насколько помню, у Стримфлов предусматривался инерционный нырок АКС до 50 км, там, где плотность 0,001. Все, проблем нет, далее идет разгон по оптимальной траектории, рулит только Циолковский, ускорения большие, время разгона минимальное. Прикиньте потери из барометрической формулы.
Lamort> Масса уменьшится на запас топлива первой ступени, - 100 тонн, значит она будет не 300 тонн, а 200 тонн, всего-то 2/3 от начальной, да там был ещё гарантийный запас 10%, так что 210 тонн, - 70% от начальной.
Rokot>> Кстати посчитать КПД разгона ВРД интересная задача на предмет сравнения с ЖРД.
Lamort> На участке разгона от 8M до 12M КПД будет ниже, чем у ЖРД или городите воздухозаборник 200 квадратных метров.
Ага, Вы решили увеличивать планку Теперь уже 200.
Lamort> Мне неинтересно считать бессмысленные варианты,
Удобно, легко и практично. Это означает, что Вам собственно похрен все.
Lamort> Я не говорю уже про вес этой системы.
Проблемы? Можно сделать меньше.
Lamort> Мало ли что он ответил, RCC летала десятки раз, насколько мне известно на X-37B тоже использованы плитки на основе углеродных волокон.
Ну так и горит это на носу ))
Lamort> Поверхность волокон пропитывается оксидами металла и он не горит, - нет доступа воздуха.
Вряд ли. На таких температурах он сам будет с оксидами реагировать. Да еще надо ухитриться сделать качественное покрытие окислом. Углерод далеко не тот материал, на который можно посадить все что угодно.
Lamort> Вам не приходила в голову идейка охладить внешний воздух и таким образом организовать транспирационную теплозащиту? Или "синергетизм" не позволяет?
Идея не новая,и не Ваша, да и смысл? Вы потратите столько воды, сколько затратите водород-кислородного топлива для создания этого тепла трения. Если скажем из водородного бака 10% водорода тратится на создание тепла трения, то чтобы погасить его водой нужно по известно реакции ее в 9 раз больше. То есть, помимо 200т водорода придется таскать еще как минимум 180 тонн воды
Lamort> Я только взял завышенный удельный импульс и предположил полное сгорание водорода, в реальности всё будет ещё хуже.
Ладно, пусть 300 тонн. Для заявленного аэродинамического качества тяга 50 тон. Масса потока с водородом вместе будет в 45 раз больше расхода топлива mt, приращение скорости V2 - V1 будет определятся кинетической энергией исходного потока + удельная энергия топлива помноженная Q (12 МДж/кг) на его массорасход mt, V1 = 4000 м/с
V2 = Sqrt( (2*Q + 40*(V1)2) / 45) = 4422 м/с , то есть приращение скорости 422 м/с на кг водорода.
При пересчете (45*422/9,8) получается удельный импульс 1938 с. Не прикидочный, а тот, который должен быть.
Для тяги 500 кН получается поток водородно-воздушной смеси 1185 кг, воздуха 1053 кг/с.
Этот массопоток определяется как произведение скорости V1 на сечение S на плотность D = 0,01.
S = 1053 / (4000 * 0,01) = 25 м2 !!!!
Вот и верь Вам после этого.
Lamort> А я и говорю про самолёт, только с ЖРД в качестве основной двигательной установки и небольшим дополнительным ВРД для возвращения на базу.
Ну вот здесь таки как раз проблема, столкнулся Бонд, охлаждать внешний поток с балластовым азотом на 80% до криогенных температур, да еще это впихнуть в газообразном виде (не в жидком, как обычно) в ЖРД. Тоже теплообменники, которые хуже воздухозаборников Проще сделать ГПВРД, который в отличие от ЖРД проще и должен иметь ресурс эксплуатации на порядок проще.
Lamort> Озаботиться стоит тем, чтобы сделать самолёт с массой конструкции 20%, для этого нет вообще никаких теоретических ограничений, по крайней мере на достигнутом уровне прочности конструкционных материалов.
В теории масса топлива вобще должна быть минимальной, порядка 15% от массы самолета, кстати. То есть, все как раз наоборот! Нужно уменьшать долю баков, это Вам не ракетный старт.
Здесь графики того, сколько нужно топлива (водород, водород/кислород) для запусков разными методами:
А Вы и не можете ни подать материал, ни уж тем более найти ошибки. Вы просто лентяй.
Rokot>> То есть, из Ваших 300 тонн вторая ступень будет весить 1 / 3,25, то есть 30%. Это означает, что в отличие от "Союза" такой АКС должен выводить на LEO 30 тонн.
Lamort> Не будет она выводить на орбиту 30 тонн даже при скорости разделения 4000 м/с в секунду и массе второй ступени 100 тонн поскольку вы нагло считаете, что у вас вообще нет никаких потерь на второй ступени, а вам ещё надо вытащиться с высоты километров 40 на высоту хотя бы километров 60-70 и сделать это быстро, иначе вторая ступень погорит.
Потери небольшие, и насколько помню, у Стримфлов предусматривался инерционный нырок АКС до 50 км, там, где плотность 0,001. Все, проблем нет, далее идет разгон по оптимальной траектории, рулит только Циолковский, ускорения большие, время разгона минимальное. Прикиньте потери из барометрической формулы.
Lamort> Масса уменьшится на запас топлива первой ступени, - 100 тонн, значит она будет не 300 тонн, а 200 тонн, всего-то 2/3 от начальной, да там был ещё гарантийный запас 10%, так что 210 тонн, - 70% от начальной.
Rokot>> Кстати посчитать КПД разгона ВРД интересная задача на предмет сравнения с ЖРД.
Lamort> На участке разгона от 8M до 12M КПД будет ниже, чем у ЖРД или городите воздухозаборник 200 квадратных метров.
Ага, Вы решили увеличивать планку
Теперь уже 200.Lamort> Мне неинтересно считать бессмысленные варианты,
Удобно, легко и практично. Это означает, что Вам собственно похрен все.
Lamort> Я не говорю уже про вес этой системы.
Проблемы? Можно сделать меньше.
Lamort> Мало ли что он ответил, RCC летала десятки раз, насколько мне известно на X-37B тоже использованы плитки на основе углеродных волокон.
Ну так и горит это на носу ))
Lamort> Поверхность волокон пропитывается оксидами металла и он не горит, - нет доступа воздуха.
Вряд ли. На таких температурах он сам будет с оксидами реагировать. Да еще надо ухитриться сделать качественное покрытие окислом. Углерод далеко не тот материал, на который можно посадить все что угодно.
Lamort> Вам не приходила в голову идейка охладить внешний воздух и таким образом организовать транспирационную теплозащиту? Или "синергетизм" не позволяет?
Идея не новая,и не Ваша, да и смысл? Вы потратите столько воды, сколько затратите водород-кислородного топлива для создания этого тепла трения. Если скажем из водородного бака 10% водорода тратится на создание тепла трения, то чтобы погасить его водой нужно по известно реакции ее в 9 раз больше. То есть, помимо 200т водорода придется таскать еще как минимум 180 тонн воды
Lamort> Я только взял завышенный удельный импульс и предположил полное сгорание водорода, в реальности всё будет ещё хуже.
Ладно, пусть 300 тонн. Для заявленного аэродинамического качества тяга 50 тон. Масса потока с водородом вместе будет в 45 раз больше расхода топлива mt, приращение скорости V2 - V1 будет определятся кинетической энергией исходного потока + удельная энергия топлива помноженная Q (12 МДж/кг) на его массорасход mt, V1 = 4000 м/с
V2 = Sqrt( (2*Q + 40*(V1)2) / 45) = 4422 м/с , то есть приращение скорости 422 м/с на кг водорода.
При пересчете (45*422/9,8) получается удельный импульс 1938 с. Не прикидочный, а тот, который должен быть.
Для тяги 500 кН получается поток водородно-воздушной смеси 1185 кг, воздуха 1053 кг/с.
Этот массопоток определяется как произведение скорости V1 на сечение S на плотность D = 0,01.
S = 1053 / (4000 * 0,01) = 25 м2 !!!!
Вот и верь Вам после этого.
Lamort> А я и говорю про самолёт, только с ЖРД в качестве основной двигательной установки и небольшим дополнительным ВРД для возвращения на базу.
Ну вот здесь таки как раз проблема, столкнулся Бонд, охлаждать внешний поток с балластовым азотом на 80% до криогенных температур, да еще это впихнуть в газообразном виде (не в жидком, как обычно) в ЖРД. Тоже теплообменники, которые хуже воздухозаборников
Проще сделать ГПВРД, который в отличие от ЖРД проще и должен иметь ресурс эксплуатации на порядок проще. Lamort> Озаботиться стоит тем, чтобы сделать самолёт с массой конструкции 20%, для этого нет вообще никаких теоретических ограничений, по крайней мере на достигнутом уровне прочности конструкционных материалов.
В теории масса топлива вобще должна быть минимальной, порядка 15% от массы самолета, кстати. То есть, все как раз наоборот! Нужно уменьшать долю баков, это Вам не ракетный старт.
Здесь графики того, сколько нужно топлива (водород, водород/кислород) для запусков разными методами:
Прикреплённые файлы:
Это сообщение редактировалось 06.02.2013 в 14:23
Lamort>> Вы серьёзно решили, что я вам "подаю материал"? В вашей концепции куча банальных тупых ошибок,
Rokot> А Вы и не можете ни подать материал, ни уж тем более найти ошибки. Вы просто лентяй.
Вы хотите, чтобы я занимался разбором этой концепции "совсем даром"?
Я считаю использование ВРД на скоростях больше 8M в многоразовом транспортном аппарате вообще невозможным, а на данном этапе технического развития ВРД нецелесообразным для скоростей выше 700-900 м/с, примерно 2.5-3M.
Rokot> Потери небольшие, и насколько помню, у Стримфлов предусматривался инерционный нырок АКС до 50 км, там, где плотность 0,001. Все, проблем нет, далее идет разгон по оптимальной траектории, рулит только Циолковский, ускорения большие, время разгона минимальное. Прикиньте потери из барометрической формулы.
Вы же у нас "не лентяй", вот и нарисуйте траекторию полёта, - с учётом аэродинамических, и, вот ведь какое свинство, гравитационных потерь.
Даже скорость 4000 м/с недостаточна если высота полёта километров 40 и полёт горизонтальный.
Lamort>> На участке разгона от 8M до 12M КПД будет ниже, чем у ЖРД или городите воздухозаборник 200 квадратных метров.
Rokot> Ага, Вы решили увеличивать планку Теперь уже 200.
Раньше речь шла только о том, что "эта штуковина вообще как-то разгонится", а если речь о КПД то полезная тяга должна быть около 0.3-0.5 и, представьте себе, это весьма уменьшит проблемы и с тем же температурным режимом, поскольку уменьшится время разгона.
Lamort>> Мне неинтересно считать бессмысленные варианты,
Rokot> Удобно, легко и практично. Это означает, что Вам собственно похрен все.
Есть вариант проще, который, к тому же, не требует отдельных гиперзвуковых испытаний для создания ГПВРД.
Его можно реализовать прямо сейчас, точнее начать реализацию.
Lamort>> Я не говорю уже про вес этой системы.
Rokot> Проблемы? Можно сделать меньше.
Разветвлённую систему трубопроводов эффективно забирающих тепло у конструкции?
Да, из чего она будет сделана-то?
Lamort>> Мало ли что он ответил, RCC летала десятки раз, насколько мне известно на X-37B тоже использованы плитки на основе углеродных волокон.
Rokot> Ну так и горит это на носу ))
Углеродная теплозащита с оксидированием может в принципе выдерживать температуру до 3000 градусов.
Lamort>> Поверхность волокон пропитывается оксидами металла и он не горит, - нет доступа воздуха.
Rokot> Вряд ли. На таких температурах он сам будет с оксидами реагировать. Да еще надо ухитриться сделать качественное покрытие окислом. Углерод далеко не тот материал, на который можно посадить все что угодно.
Как это "будет реагировать", металл из окисла начнёт восстанавливать? Что касается "ухитриться", то уже давно ухитрились, это разработки 80-х годов 20-го века.
Lamort>> Вам не приходила в голову идейка охладить внешний воздух и таким образом организовать транспирационную теплозащиту? Или "синергетизм" не позволяет?
Rokot> Идея не новая,и не Ваша, да и смысл? Вы потратите столько воды, сколько затратите водород-кислородного топлива для создания этого тепла трения. Если скажем из водородного бака 10% водорода тратится на создание тепла трения, то чтобы погасить его водой нужно по известно реакции ее в 9 раз больше. То есть, помимо 200т водорода придется таскать еще как минимум 180 тонн воды
Вы читать разучились или как? Какая ещё вода на борту?
Я предлагаю охладить воздух набегающего потока и потом подать его в поверхностный слой, чтобы слой теплозащиты был защищён пограничным слоем с пониженной температурой.
Вместо того, чтобы качать водород по всему аппарату я предлагаю охладить воздух и качать его, причём через частично негерметичную систему.
Вы, вообще, довольно странным образом читаете, то что вам пишут.
Rokot> Ладно, пусть 300 тонн. Для заявленного аэродинамического качества тяга 50 тон. Масса потока с водородом вместе будет в 45 раз больше расхода топлива mt, приращение скорости V2 - V1 будет определятся кинетической энергией исходного потока + удельная энергия топлива помноженная Q (12 МДж/кг) на его массорасход mt, V1 = 4000 м/с
Rokot> V2 = Sqrt( (2*Q + 40*(V1)2) / 45) = 4422 м/с , то есть приращение скорости 422 м/с на кг водорода.
Rokot> При пересчете (45*422/9,8) получается удельный импульс 1938 с. Не прикидочный, а тот, который должен быть.
Rokot> Для тяги 500 кН получается поток водородно-воздушной смеси 1185 кг, воздуха 1053 кг/с.
Rokot> Этот массопоток определяется как произведение скорости V1 на сечение S на плотность D = 0,01.
Rokot> S = 1053 / (4000 * 0,01) = 25 м2 !!!!
Rokot> Вот и верь Вам после этого.
Милое такое надувательство, - тяга 50 тонн, значит аппарат не разгоняется вообще, полёт со скоростью 4000 м/с при плотности 0.01, это скоростной напор 8 тонн на квадратный метр, что, кстати, я и говорил.
И получилось-то, тем не менее, аж 25 квадратных метров, если понизить скоростной напор до "нормальных" двух тонн на квадратный метр и увеличить тягу до 100 тонн, чтобы иметь более-менее эффективный разгон, то получится В ВОСЕМЬ РАЗ БОЛЬШЕ.
200 квадратных метров получится, как я и сказал выше.
Rokot> Ну вот здесь таки как раз проблема, столкнулся Бонд, охлаждать внешний поток с балластовым азотом на 80% до криогенных температур, да еще это впихнуть в газообразном виде (не в жидком, как обычно) в ЖРД. Тоже теплообменники, которые хуже воздухозаборников Проще сделать ГПВРД, который в отличие от ЖРД проще и должен иметь ресурс эксплуатации на порядок проще.
Да-да, только воздухозаборник будет на входе гореть, иметь площадь не менее 100 квадратов, ну, может быть 50 квадратов, и потребует гиперзвуковых испытаний для того, чтобы понять вообще работает он или нет.
Rokot> В теории масса топлива вобще должна быть минимальной, порядка 15% от массы самолета, кстати. То есть, все как раз наоборот! Нужно уменьшать долю баков, это Вам не ракетный старт.
Это вам как раз ракетный старт, который, например, позволит "прошить" плотные слои атмосферы секунд за 150, так что проблем с нагревом не будет вообще.
А до высоты 15 километров и скорости 750 м/с можно разогнаться с помощью ВРД-ускорителей, с обычными ВРД, хоть керосиновыми, они потом отвалят и самостоятельно доберутся до базы, не утяжеляя конструкцию первой ступени.
Rokot> Здесь графики того, сколько нужно топлива (водород, водород/кислород) для запусков разными методами:
Кислород это окислитель, а не топливо, его производство требует небольших затрат энергии, он недорого стоит и кислородный бак значительно меньше водородного несмотря на массу кислорода раз в 6 больше.
Да, и 12M это не 4000 м/с, а 3600 м/с, - на высотах разгона 30-40 километров скорость звука около 300 м/с.
Rokot> А Вы и не можете ни подать материал, ни уж тем более найти ошибки. Вы просто лентяй.
Вы хотите, чтобы я занимался разбором этой концепции "совсем даром"?
Я считаю использование ВРД на скоростях больше 8M в многоразовом транспортном аппарате вообще невозможным, а на данном этапе технического развития ВРД нецелесообразным для скоростей выше 700-900 м/с, примерно 2.5-3M.
Rokot> Потери небольшие, и насколько помню, у Стримфлов предусматривался инерционный нырок АКС до 50 км, там, где плотность 0,001. Все, проблем нет, далее идет разгон по оптимальной траектории, рулит только Циолковский, ускорения большие, время разгона минимальное. Прикиньте потери из барометрической формулы.
Вы же у нас "не лентяй", вот и нарисуйте траекторию полёта, - с учётом аэродинамических, и, вот ведь какое свинство, гравитационных потерь.
Даже скорость 4000 м/с недостаточна если высота полёта километров 40 и полёт горизонтальный.
Lamort>> На участке разгона от 8M до 12M КПД будет ниже, чем у ЖРД или городите воздухозаборник 200 квадратных метров.
Rokot> Ага, Вы решили увеличивать планку
Теперь уже 200.Раньше речь шла только о том, что "эта штуковина вообще как-то разгонится", а если речь о КПД то полезная тяга должна быть около 0.3-0.5 и, представьте себе, это весьма уменьшит проблемы и с тем же температурным режимом, поскольку уменьшится время разгона.
Lamort>> Мне неинтересно считать бессмысленные варианты,
Rokot> Удобно, легко и практично. Это означает, что Вам собственно похрен все.
Есть вариант проще, который, к тому же, не требует отдельных гиперзвуковых испытаний для создания ГПВРД.
Его можно реализовать прямо сейчас, точнее начать реализацию.
Lamort>> Я не говорю уже про вес этой системы.
Rokot> Проблемы? Можно сделать меньше.
Разветвлённую систему трубопроводов эффективно забирающих тепло у конструкции?
Да, из чего она будет сделана-то?
Lamort>> Мало ли что он ответил, RCC летала десятки раз, насколько мне известно на X-37B тоже использованы плитки на основе углеродных волокон.
Rokot> Ну так и горит это на носу ))
Углеродная теплозащита с оксидированием может в принципе выдерживать температуру до 3000 градусов.
Lamort>> Поверхность волокон пропитывается оксидами металла и он не горит, - нет доступа воздуха.
Rokot> Вряд ли. На таких температурах он сам будет с оксидами реагировать. Да еще надо ухитриться сделать качественное покрытие окислом. Углерод далеко не тот материал, на который можно посадить все что угодно.
Как это "будет реагировать", металл из окисла начнёт восстанавливать? Что касается "ухитриться", то уже давно ухитрились, это разработки 80-х годов 20-го века.
Lamort>> Вам не приходила в голову идейка охладить внешний воздух и таким образом организовать транспирационную теплозащиту? Или "синергетизм" не позволяет?
Rokot> Идея не новая,и не Ваша, да и смысл? Вы потратите столько воды, сколько затратите водород-кислородного топлива для создания этого тепла трения. Если скажем из водородного бака 10% водорода тратится на создание тепла трения, то чтобы погасить его водой нужно по известно реакции ее в 9 раз больше. То есть, помимо 200т водорода придется таскать еще как минимум 180 тонн воды
Вы читать разучились или как?
Какая ещё вода на борту? Я предлагаю охладить воздух набегающего потока и потом подать его в поверхностный слой, чтобы слой теплозащиты был защищён пограничным слоем с пониженной температурой.
Вместо того, чтобы качать водород по всему аппарату я предлагаю охладить воздух и качать его, причём через частично негерметичную систему.
Вы, вообще, довольно странным образом читаете, то что вам пишут.
Rokot> Ладно, пусть 300 тонн. Для заявленного аэродинамического качества тяга 50 тон. Масса потока с водородом вместе будет в 45 раз больше расхода топлива mt, приращение скорости V2 - V1 будет определятся кинетической энергией исходного потока + удельная энергия топлива помноженная Q (12 МДж/кг) на его массорасход mt, V1 = 4000 м/с
Rokot> V2 = Sqrt( (2*Q + 40*(V1)2) / 45) = 4422 м/с , то есть приращение скорости 422 м/с на кг водорода.
Rokot> При пересчете (45*422/9,8) получается удельный импульс 1938 с. Не прикидочный, а тот, который должен быть.
Rokot> Для тяги 500 кН получается поток водородно-воздушной смеси 1185 кг, воздуха 1053 кг/с.
Rokot> Этот массопоток определяется как произведение скорости V1 на сечение S на плотность D = 0,01.
Rokot> S = 1053 / (4000 * 0,01) = 25 м2 !!!!
Rokot> Вот и верь Вам после этого.
Милое такое надувательство, - тяга 50 тонн, значит аппарат не разгоняется вообще, полёт со скоростью 4000 м/с при плотности 0.01, это скоростной напор 8 тонн на квадратный метр, что, кстати, я и говорил.
И получилось-то, тем не менее, аж 25 квадратных метров, если понизить скоростной напор до "нормальных" двух тонн на квадратный метр и увеличить тягу до 100 тонн, чтобы иметь более-менее эффективный разгон, то получится В ВОСЕМЬ РАЗ БОЛЬШЕ.
200 квадратных метров получится, как я и сказал выше.
Rokot> Ну вот здесь таки как раз проблема, столкнулся Бонд, охлаждать внешний поток с балластовым азотом на 80% до криогенных температур, да еще это впихнуть в газообразном виде (не в жидком, как обычно) в ЖРД. Тоже теплообменники, которые хуже воздухозаборников
Проще сделать ГПВРД, который в отличие от ЖРД проще и должен иметь ресурс эксплуатации на порядок проще.Да-да, только воздухозаборник будет на входе гореть, иметь площадь не менее 100 квадратов, ну, может быть 50 квадратов, и потребует гиперзвуковых испытаний для того, чтобы понять вообще работает он или нет.
Rokot> В теории масса топлива вобще должна быть минимальной, порядка 15% от массы самолета, кстати. То есть, все как раз наоборот! Нужно уменьшать долю баков, это Вам не ракетный старт.
Это вам как раз ракетный старт, который, например, позволит "прошить" плотные слои атмосферы секунд за 150, так что проблем с нагревом не будет вообще.
А до высоты 15 километров и скорости 750 м/с можно разогнаться с помощью ВРД-ускорителей, с обычными ВРД, хоть керосиновыми, они потом отвалят и самостоятельно доберутся до базы, не утяжеляя конструкцию первой ступени.
Rokot> Здесь графики того, сколько нужно топлива (водород, водород/кислород) для запусков разными методами:
Кислород это окислитель, а не топливо, его производство требует небольших затрат энергии, он недорого стоит и кислородный бак значительно меньше водородного несмотря на массу кислорода раз в 6 больше.
Да, и 12M это не 4000 м/с, а 3600 м/с, - на высотах разгона 30-40 километров скорость звука около 300 м/с.
Lamort> Это вам как раз ракетный старт, который, например, позволит "прошить" плотные слои атмосферы секунд за 150, так что проблем с нагревом не будет вообще.
Плотные слои это до высоты 40 или 60 км?
Циклограмму "прошива" не приложишь?
Lamort> А до высоты 15 километров и скорости 750 м/с можно разогнаться с помощью ВРД-ускорителей, с обычными ВРД, хоть керосиновыми, они потом отвалят и самостоятельно доберутся до базы, не утяжеляя конструкцию первой ступени.
ВРД не работают с места, до ВРД на чем разгоняться?
И 15 км высоты это очень низко, зачем на такой высоте за 2М лезть?
Lamort> Кислород это окислитель, а не топливо, его производство требует небольших затрат энергии, он недорого стоит и кислородный бак значительно меньше водородного несмотря на массу кислорода раз в 6 больше.
Угу, и высится незадаваемый вопрос...
Плотные слои это до высоты 40 или 60 км?
Циклограмму "прошива" не приложишь?
Lamort> А до высоты 15 километров и скорости 750 м/с можно разогнаться с помощью ВРД-ускорителей, с обычными ВРД, хоть керосиновыми, они потом отвалят и самостоятельно доберутся до базы, не утяжеляя конструкцию первой ступени.
ВРД не работают с места, до ВРД на чем разгоняться?
И 15 км высоты это очень низко, зачем на такой высоте за 2М лезть?
Lamort> Кислород это окислитель, а не топливо, его производство требует небольших затрат энергии, он недорого стоит и кислородный бак значительно меньше водородного несмотря на массу кислорода раз в 6 больше.
Угу, и высится незадаваемый вопрос...
Lamort>> Это вам как раз ракетный старт, который, например, позволит "прошить" плотные слои атмосферы секунд за 150, так что проблем с нагревом не будет вообще.
Полл> Плотные слои это до высоты 40 или 60 км?
Полл> Циклограмму "прошива" не приложишь?
ЖРД запускается на высоте 15 километров, после чего отделяются ускорители с ТРДД, далее полёт идёт по траектории с переменным углом таким образом, чтобы составляющая силы тяготения направленная против тяги составляла 10% от тяги, - тяговооруженность растёт.
Топливо первой ступени составляет примерно 50 общей массы, удельный импульс в вакууме 470 секунд, тяговооруженность 1,5.
Конечная высота перед разделением будет не менее 60 километров, конечная вертикальная составляющая скорости около 1100 м/с.
Могу точнее.
Полл> ВРД не работают с места, до ВРД на чем разгоняться?
Это ТРДД такие как, например у F-15, они работают с места.
Полл> И 15 км высоты это очень низко, зачем на такой высоте за 2М лезть?
Всё за тем же, чтобы тяги хватило для разгона.
Полл> Плотные слои это до высоты 40 или 60 км?
Полл> Циклограмму "прошива" не приложишь?
ЖРД запускается на высоте 15 километров, после чего отделяются ускорители с ТРДД, далее полёт идёт по траектории с переменным углом таким образом, чтобы составляющая силы тяготения направленная против тяги составляла 10% от тяги, - тяговооруженность растёт.
Топливо первой ступени составляет примерно 50 общей массы, удельный импульс в вакууме 470 секунд, тяговооруженность 1,5.
Конечная высота перед разделением будет не менее 60 километров, конечная вертикальная составляющая скорости около 1100 м/с.
Могу точнее.
Полл> ВРД не работают с места, до ВРД на чем разгоняться?
Это ТРДД такие как, например у F-15, они работают с места.
Полл> И 15 км высоты это очень низко, зачем на такой высоте за 2М лезть?
Всё за тем же, чтобы тяги хватило для разгона.
iodaruk> 2100с часами в атмосфере-не решаемо.
Допустим, даже так.
А уж сутками и вовсе наверняка нерешаемо.
Только какое отношение это имеет к АКС?
Правильно - никакого.
Fakir>> Гемору хватит, но он не мега-запредельный - особенно по сравнению с собственно ГПВРД.
iodaruk> бугога.
Гогобу.
Если не представляете всего объёма проблемы собственно ГПВРД - "лучше жевать".
iodaruk> ну какой в ж..у углерод-какорй металлл. 1000С и выше на воздухе под напором.
Расскажите это всем дебилам из НАСА, рисующим NASP и пр. А особенно даунам, испытывающим все эти материалы в трубах и под плазматронами.
Поинтересуйтесь хотя бы, как на шаттле всё устроено - как защищают углеродные материалы от окисления и влаги, как учитывают рекомбинацию на поверхности (и борются с ней) и пр.
iodaruk> Упасть прямо по курсу-как Буран-сможете. Сесть-это врядли.
Вы не знаете о возможностях бокового манёвра у шаттла и "Бурана"? Даже без двигателей?
(на АКС двигатели ЕСТЬ)
iodaruk> И чо? вам были приведены примеры когда врд хватало на вертикальный набор высоты с разгоном.
Это не АКС даже близко по характеристикам.
iodaruk> Крыльев нет-в ДАННОМ применении оне не нужны. Ну и что?
То, что пох на это конкретное применение. Обсуждаем выведение в космос на ВРД - там крылья нужны.
Допустим, даже так.
А уж сутками и вовсе наверняка нерешаемо.
Только какое отношение это имеет к АКС?
Правильно - никакого.
Fakir>> Гемору хватит, но он не мега-запредельный - особенно по сравнению с собственно ГПВРД.
iodaruk> бугога.
Гогобу.
Если не представляете всего объёма проблемы собственно ГПВРД - "лучше жевать".
iodaruk> ну какой в ж..у углерод-какорй металлл. 1000С и выше на воздухе под напором.
Расскажите это всем дебилам из НАСА, рисующим NASP и пр. А особенно даунам, испытывающим все эти материалы в трубах и под плазматронами.
Поинтересуйтесь хотя бы, как на шаттле всё устроено - как защищают углеродные материалы от окисления и влаги, как учитывают рекомбинацию на поверхности (и борются с ней) и пр.
iodaruk> Упасть прямо по курсу-как Буран-сможете. Сесть-это врядли.
Вы не знаете о возможностях бокового манёвра у шаттла и "Бурана"? Даже без двигателей?
(на АКС двигатели ЕСТЬ)
iodaruk> И чо? вам были приведены примеры когда врд хватало на вертикальный набор высоты с разгоном.
Это не АКС даже близко по характеристикам.
iodaruk> Крыльев нет-в ДАННОМ применении оне не нужны. Ну и что?
То, что пох на это конкретное применение. Обсуждаем выведение в космос на ВРД - там крылья нужны.
Lamort> Могу точнее.
Я считал циклограмму рывка со старта на многоразовых бустерах на 3g, разгон под 0,8М, сброс бустеров, выползание через плотные слои с тяговооруженностью в районе 1, сброс управляемо возвращаемой первой ступени, разгон второй ступени (вертикальные и горизонтальные скорости после работы первой ступени малы) на высоких УИ ЖРД с высотным соплом, причем в качестве системы управления используется борт разгонного блока или КК.
Если сам КК многоразовый, получается на 3/4 многоразовая система, в которой гибнет только вторая ступень.
Lamort> Это ТРДД такие как, например у F-15, они работают с места.
Так у них тяговооруженность ниже плинтуса по сравнению с ЖРД.
Lamort> Всё за тем же, чтобы тяги хватило для разгона.
Тяги хватит, но появятся аэродинамические нагрузки и тепловой нагрев.
Я считал циклограмму рывка со старта на многоразовых бустерах на 3g, разгон под 0,8М, сброс бустеров, выползание через плотные слои с тяговооруженностью в районе 1, сброс управляемо возвращаемой первой ступени, разгон второй ступени (вертикальные и горизонтальные скорости после работы первой ступени малы) на высоких УИ ЖРД с высотным соплом, причем в качестве системы управления используется борт разгонного блока или КК.
Если сам КК многоразовый, получается на 3/4 многоразовая система, в которой гибнет только вторая ступень.
Lamort> Это ТРДД такие как, например у F-15, они работают с места.
Так у них тяговооруженность ниже плинтуса по сравнению с ЖРД.
Lamort> Всё за тем же, чтобы тяги хватило для разгона.
Тяги хватит, но появятся аэродинамические нагрузки и тепловой нагрев.
Lamort>>> Вы серьёзно решили, что я вам "подаю материал"? В вашей концепции куча банальных тупых ошибок,
Да нет у меня ошибок, по причине отсутствия в моих мозгах фон Кармана (Браун был отстоем, как и некоторые другие советские ракетчики)
Lamort> Вы хотите, чтобы я занимался разбором этой концепции "совсем даром"?
Гитлер сказал: мне не нужны люди, которые вечно жалуются. Заметьте, это всего лишь бледная тень того, что есть на самом деле.
Lamort> Я считаю использование ВРД на скоростях больше 8M в многоразовом транспортном аппарате вообще невозможным, а на данном этапе технического развития ВРД нецелесообразным для скоростей выше 700-900 м/с, примерно 2.5-3M.
"войдя, увидел заднюю часть тов. Исаева. На мой резонный вопрос, что он ответил "это то, что тов генарал-майор не может быть".
Lamort> Вы же у нас "не лентяй", вот и нарисуйте траекторию полёта, - с учётом аэродинамических, и, вот ведь какое свинство, гравитационных потерь.
Ну Вы же обидели...
Lamort> Даже скорость 4000 м/с недостаточна если высота полёта километров 40 и полёт горизонтальный.
Да-да, фиг Вам...
Ну , давайте другой теплоноситель...
Lamort> Милое такое надувательство, - тяга 50 тонн, значит аппарат не разгоняется вообще,
> 200 квадратных метров получится, как я и сказал выше.
Уже посчитал, что нет!!
Lamort> Это вам как раз ракетный старт, который, например, позволит "прошить" плотные слои атмосферы секунд за 150, так что проблем с нагревом не будет вообще.
Нууу... Вы говорите как оппортунисты ... Да согласен, никто не знает, возможно ли что СтрмиФлов вредитель. Но доказательств нет. Дело не идет даже о "чудо-оружии"...
Стримфлов это оппортунист, нотиникак нек вредитель ь:D
Lamort> А до высоты 15 километров
Бла-Бла. Хоть это не часть моей натуры, но:
Хоррибализатор несчастных чешских заводов. На мой, местечковый взгляд, именно он должен был сидеть на скамье подсудимых вместо этого несчастного дурака Кальтенбруннера. Но разведка ее Величества распорядилась по другому. Какая гнусная смерть, ботулинус-токсин...
Rokot>> Здесь графики того, сколько нужно топлива (водород, водород/кислород) для запусков разными методами:
Lamort> Кислород это окислитель, а не топливо, его производство требует небольших затрат энергии, он недорого стоит и кислородный бак значительно меньше водородного несмотря на массу кислорода раз в 6 больше.
Lamort> Да, и 12M это не 4000 м/с, а 3600 м/с, - на высотах разгона 30-40 километров скорость звука около 300 м/с.
Да так и считал. На повышенных высотах.
Да нет у меня ошибок, по причине отсутствия в моих мозгах фон Кармана (Браун был отстоем, как и некоторые другие советские ракетчики)
Lamort> Вы хотите, чтобы я занимался разбором этой концепции "совсем даром"?
Гитлер сказал: мне не нужны люди, которые вечно жалуются. Заметьте, это всего лишь бледная тень того, что есть на самом деле.
Lamort> Я считаю использование ВРД на скоростях больше 8M в многоразовом транспортном аппарате вообще невозможным, а на данном этапе технического развития ВРД нецелесообразным для скоростей выше 700-900 м/с, примерно 2.5-3M.
"войдя, увидел заднюю часть тов. Исаева. На мой резонный вопрос, что он ответил "это то, что тов генарал-майор не может быть".
Lamort> Вы же у нас "не лентяй", вот и нарисуйте траекторию полёта, - с учётом аэродинамических, и, вот ведь какое свинство, гравитационных потерь.
Ну Вы же обидели...
Lamort> Даже скорость 4000 м/с недостаточна если высота полёта километров 40 и полёт горизонтальный.
Да-да, фиг Вам...
Ну , давайте другой теплоноситель...
Lamort> Милое такое надувательство, - тяга 50 тонн, значит аппарат не разгоняется вообще,
> 200 квадратных метров получится, как я и сказал выше.
Уже посчитал, что нет!!
Lamort> Это вам как раз ракетный старт, который, например, позволит "прошить" плотные слои атмосферы секунд за 150, так что проблем с нагревом не будет вообще.
Нууу... Вы говорите как оппортунисты ... Да согласен, никто не знает, возможно ли что СтрмиФлов вредитель. Но доказательств нет. Дело не идет даже о "чудо-оружии"...
Стримфлов это оппортунист, нотиникак нек вредитель ь:D
Lamort> А до высоты 15 километров
Бла-Бла. Хоть это не часть моей натуры, но:
Хоррибализатор несчастных чешских заводов. На мой, местечковый взгляд, именно он должен был сидеть на скамье подсудимых вместо этого несчастного дурака Кальтенбруннера. Но разведка ее Величества распорядилась по другому. Какая гнусная смерть, ботулинус-токсин...
Rokot>> Здесь графики того, сколько нужно топлива (водород, водород/кислород) для запусков разными методами:
Lamort> Кислород это окислитель, а не топливо, его производство требует небольших затрат энергии, он недорого стоит и кислородный бак значительно меньше водородного несмотря на массу кислорода раз в 6 больше.
Lamort> Да, и 12M это не 4000 м/с, а 3600 м/с, - на высотах разгона 30-40 километров скорость звука около 300 м/с.
Да так и считал. На повышенных высотах.
Это сообщение редактировалось 06.02.2013 в 22:02
Полл> Я считал
Поймите... Бродяга видимо люмпен-энтузиаст, как и многие другие (насчет себя, скромняги, конешна умолчу).
Поймите... Бродяга видимо люмпен-энтузиаст, как и многие другие (насчет себя, скромняги, конешна умолчу).
Lamort>> Могу точнее.
Полл> Я считал циклограмму рывка со старта на многоразовых бустерах на 3g, разгон под 0,8М, сброс бустеров, выползание через плотные слои с тяговооруженностью в районе 1, сброс управляемо возвращаемой первой ступени, разгон второй ступени (вертикальные и горизонтальные скорости после работы первой ступени малы) на высоких УИ ЖРД с высотным соплом, причем в качестве системы управления используется борт разгонного блока или КК.
Полл> Если сам КК многоразовый, получается на 3/4 многоразовая система, в которой гибнет только вторая ступень.
Вы таким образом сделали "всё наоборот", - полёт в атмосфере с большим ускорением и высоким скоростным напором вместо медленного разгона обычной ракеты.
Это приведёт к относительно высоким аэродинамическим нагрузкам и потерям, а падение тяговооруженности после скорости 0,8M добавит большие гравитационные потери.
В моём случае первая ступень самолётного типа с ВРД-ускорителями медленно по пологой траектории разгоняется до высоты километров 15 и скорости около 2.5M, потом ВРД-ускорители с тяжелыми ВРД отделяются и возвращаются на базу, а первая ступень с включенным ЖРД разгоняется с увеличением вертикальной скорости по мере роста тяговооруженности.
Такая схема минимизирует общие потери.
Lamort>> Это ТРДД такие как, например у F-15, они работают с места.
Полл> Так у них тяговооруженность ниже плинтуса по сравнению с ЖРД.
Если отношение тяги к массе будет 10:1 этого уже вполне достаточно, а такие двигатели есть и сейчас.
Lamort>> Всё за тем же, чтобы тяги хватило для разгона.
Полл> Тяги хватит, но появятся аэродинамические нагрузки и тепловой нагрев.
На такой скорости нагрев достаточно мал, хотя, может быть, целесообразно конечную высоту сделать побольше.
Полл> Я считал циклограмму рывка со старта на многоразовых бустерах на 3g, разгон под 0,8М, сброс бустеров, выползание через плотные слои с тяговооруженностью в районе 1, сброс управляемо возвращаемой первой ступени, разгон второй ступени (вертикальные и горизонтальные скорости после работы первой ступени малы) на высоких УИ ЖРД с высотным соплом, причем в качестве системы управления используется борт разгонного блока или КК.
Полл> Если сам КК многоразовый, получается на 3/4 многоразовая система, в которой гибнет только вторая ступень.
Вы таким образом сделали "всё наоборот", - полёт в атмосфере с большим ускорением и высоким скоростным напором вместо медленного разгона обычной ракеты.
Это приведёт к относительно высоким аэродинамическим нагрузкам и потерям, а падение тяговооруженности после скорости 0,8M добавит большие гравитационные потери.
В моём случае первая ступень самолётного типа с ВРД-ускорителями медленно по пологой траектории разгоняется до высоты километров 15 и скорости около 2.5M, потом ВРД-ускорители с тяжелыми ВРД отделяются и возвращаются на базу, а первая ступень с включенным ЖРД разгоняется с увеличением вертикальной скорости по мере роста тяговооруженности.
Такая схема минимизирует общие потери.
Lamort>> Это ТРДД такие как, например у F-15, они работают с места.
Полл> Так у них тяговооруженность ниже плинтуса по сравнению с ЖРД.
Если отношение тяги к массе будет 10:1 этого уже вполне достаточно, а такие двигатели есть и сейчас.
Lamort>> Всё за тем же, чтобы тяги хватило для разгона.
Полл> Тяги хватит, но появятся аэродинамические нагрузки и тепловой нагрев.
На такой скорости нагрев достаточно мал, хотя, может быть, целесообразно конечную высоту сделать побольше.
Полл>> Я считал
Rokot> Поймите... Бродяга видимо люмпен-энтузиаст, как и многие другие (насчет себя, скромняги, конешна умолчу).
Rokot> Три танкиста Ангелина Пиппер День победы.mov - YouTube
Бродяга шел по Авиабазе, вдруг он остановился и поднял глаза. Это были глаза Streamflow-а...
Rokot> Поймите... Бродяга видимо люмпен-энтузиаст, как и многие другие (насчет себя, скромняги, конешна умолчу).
Rokot> Три танкиста Ангелина Пиппер День победы.mov - YouTube
Бродяга шел по Авиабазе, вдруг он остановился и поднял глаза. Это были глаза Streamflow-а...
06.02.2013 22:20, Rokot: -1: Вы упорно игнорируете расчеты. СтримФлов возможно и "пудрит" мозги, но у Вас как и у Хмельницкого-Виницкого нет ничего.
Lamort> разгоняется до высоты километров 15 и скорости около 2.5M,
в Кабинете Непреложных Решений США было все тоже самое:
"смотрите, это того, этого!" Так что Рональд выслушивал всякую гадость, типа этого
ты попал на бабло, однако... как думаешь, однако?
Забавно, что на это попался даже злокозненный МкФарлайн, и чуть было не застрелился.
Но не ругал его Рейган, и не повесил...
Он сказал так:
Так что не парься, дружище, и не пей. Ни Пентагон ни СиАйЭй с АНБ не стоят того..
в Кабинете Непреложных Решений США было все тоже самое:
"смотрите, это того, этого!" Так что Рональд выслушивал всякую гадость, типа этого
ты попал на бабло, однако... как думаешь, однако?
Забавно, что на это попался даже злокозненный МкФарлайн, и чуть было не застрелился.
Но не ругал его Рейган, и не повесил...
Он сказал так:
Так что не парься, дружище, и не пей. Ни Пентагон ни СиАйЭй с АНБ не стоят того..
Это сообщение редактировалось 06.02.2013 в 22:18
По моим прикидкам у предложенной мной системы с ВРД-ускорителями и двумя водородными ступенями с ЖРД, если будет достигнута масса первой ступени 20% от всей взлётной массы, а конечная масса второй ступени составит 20% от массы второй ступени после разделения, полезная нагрузка будет составлять 5% от стартовой массы.
Но это не главное преимущество этой системы, благодаря ВРД-ускорителям она может долетать до нужной широты запуска, что актуально в современных условиях для России.
Но это не главное преимущество этой системы, благодаря ВРД-ускорителям она может долетать до нужной широты запуска, что актуально в современных условиях для России.
09.02.2013 01:29, Rokot: -1: Все тот же наглый горбачевский флуд с процентами. Ошибся сволочь, и не признался. За наглую и хитрую тупизны. Для Вас расчеты фиг собачий.
Lamort> По моим прикидкам у предложенной мной
За сим стоит Ваша ленивая идеология:
Напишите расчеты, выставьте графики, как я например.
За сим стоит Ваша ленивая идеология:
И всяк зевает да живет — И всех вас гроб, зевая, ждет. Зевай и ты
Напишите расчеты, выставьте графики, как я например.
10.02.2013 21:00, Lamort: -1: Постоянные попытки прикрыть совершенно дурацкие ошибки в своей "концепции" путём обвинений в чужой адрес.
Lamort>> По моим прикидкам у предложенной мной
Rokot> За сим стоит Ваша ленивая идеология:
Rokot> Напишите расчеты, выставьте графики, как я например.
Непременно, но для этого надо рассмотреть ещё очень много разного рода вопросов. Концепция Star Liner "накрылась воздухозаборником" по причине того, что автор игнорировал "несущественные" с точки зрения "синергетической философии" вопросы.
Rokot> За сим стоит Ваша ленивая идеология:
Rokot> Напишите расчеты, выставьте графики, как я например.
Непременно, но для этого надо рассмотреть ещё очень много разного рода вопросов. Концепция Star Liner "накрылась воздухозаборником" по причине того, что автор игнорировал "несущественные" с точки зрения "синергетической философии" вопросы.
Lamort> Непременно, но для этого надо рассмотреть ещё очень много разного рода вопросов.
Прекрасно понимаю Вас, как и Пабло Эскобара с его бегемотиками, как и Кхун Са, он же Чан ШиФу. Кайф всегда приятен. Проблемы всегда в деталях. Иногда там, когда их не ждешь... Вот топик про "репрессии"самое то...
Скажем, одна из неприятностей, на мой взгляд,
Lamort>Концепция Star Liner "накрылась воздухозаборником" по причине того, что автор игнорировал "несущественные" с точки зрения "синергетической философии" вопросы.
Как мне показалось, что нет. Просто СтримФлов это индийский махараджа, Набоб. То есть Сноб, который отличается от понятия "жлоб" Он прекрасно понимает, что нет смысла спорить с "аффлингами", хотя возможно, что где то и врет. Но даже здесь он создает "черную дыру", воронку для вопросов. На эту тему прекрасный фильмец "Порог шума" про создание НЛО.
Но боюсь, что проблема совсем в другом. Проблему о чудо-оружии впервые поставил Адольф Гитлер (и слава Творцу, завершил (и не сделал) благодаря усилиям разных стран и разведок).
Думаю, наша задача совершенно в другом, как это придумать и коммерциализировать, что совершенно трудная и невероятная по свое сложности задача, не меньше, чем Манхеттенский Проект. Как создать новые рабочие места и экологические ниши для бизнеса, в том числе. Из за чего и началась это война. Но думаю, что невыполнимых задач нет, иначе современному человеку придется признать, что он тупиковая ветвь развития.
На мой взгляд, самое слабое место сайта СтримФлоф, что именно мирного применения Космос и не имеет.
Прекрасно понимаю Вас, как и Пабло Эскобара с его бегемотиками, как и Кхун Са, он же Чан ШиФу. Кайф всегда приятен. Проблемы всегда в деталях. Иногда там, когда их не ждешь... Вот топик про "репрессии"самое то...
Скажем, одна из неприятностей, на мой взгляд,
Lamort>Концепция Star Liner "накрылась воздухозаборником" по причине того, что автор игнорировал "несущественные" с точки зрения "синергетической философии" вопросы.
Как мне показалось, что нет. Просто СтримФлов это индийский махараджа, Набоб. То есть Сноб, который отличается от понятия "жлоб" Он прекрасно понимает, что нет смысла спорить с "аффлингами", хотя возможно, что где то и врет. Но даже здесь он создает "черную дыру", воронку для вопросов. На эту тему прекрасный фильмец "Порог шума" про создание НЛО.
Но боюсь, что проблема совсем в другом. Проблему о чудо-оружии впервые поставил Адольф Гитлер (и слава Творцу, завершил (и не сделал) благодаря усилиям разных стран и разведок).
Думаю, наша задача совершенно в другом, как это придумать и коммерциализировать, что совершенно трудная и невероятная по свое сложности задача, не меньше, чем Манхеттенский Проект. Как создать новые рабочие места и экологические ниши для бизнеса, в том числе. Из за чего и началась это война. Но думаю, что невыполнимых задач нет, иначе современному человеку придется признать, что он тупиковая ветвь развития.
На мой взгляд, самое слабое место сайта СтримФлоф, что именно мирного применения Космос и не имеет.
Rokot> Проблемы всегда в деталях.
"Концепция" в которой не проработаны очевидные детали это "сырьё", которого полно в сети.
Rokot> Как мне показалось, что нет. Просто СтримФлов это индийский махараджа, Набоб.
От мысли "какой я умный" сразу невольно дуреешь, это надо учитывать.
Streamflow сделал ставку на двигатель, однако есть другой очевидный путь развития, который пока не имеет теоретических ограничений, - улучшение весового качества конструкции.
Если типичную массу пустого современного самолёта 40% от взлётной уменьшить раза в два, то из него получится вполне годная ракета, даже лучше тех, что сейчас есть.
Когда меня заинтересовал детонационный двигатель, кстати, Streamflow-у было лень развивать эту тему, я решил оценить "насколько овчинка стоит выделки", - полёт с низкой тягой даёт большие потери и в качестве "бонуса" ещё и вызывает нагрев конструкции как при спуске с орбиты или хуже.
В результате я понял, что на скорости около 8 махов надо уже лететь со скоростным напором около 10 тонн на квадратный метр, иначе аппарат получается безобразно огромным.
"Концепция" в которой не проработаны очевидные детали это "сырьё", которого полно в сети.
Rokot> Как мне показалось, что нет. Просто СтримФлов это индийский махараджа, Набоб.
От мысли "какой я умный" сразу невольно дуреешь, это надо учитывать.
Streamflow сделал ставку на двигатель, однако есть другой очевидный путь развития, который пока не имеет теоретических ограничений, - улучшение весового качества конструкции.
Если типичную массу пустого современного самолёта 40% от взлётной уменьшить раза в два, то из него получится вполне годная ракета, даже лучше тех, что сейчас есть.
Когда меня заинтересовал детонационный двигатель, кстати, Streamflow-у было лень развивать эту тему, я решил оценить "насколько овчинка стоит выделки", - полёт с низкой тягой даёт большие потери и в качестве "бонуса" ещё и вызывает нагрев конструкции как при спуске с орбиты или хуже.
В результате я понял, что на скорости около 8 махов надо уже лететь со скоростным напором около 10 тонн на квадратный метр, иначе аппарат получается безобразно огромным.
Это сообщение редактировалось 07.02.2013 в 06:26
Честно говоря, не понимаю, куда катится тема.
Lamort> Вы таким образом сделали "всё наоборот", - полёт в атмосфере с большим ускорением и высоким скоростным напором вместо медленного разгона обычной ракеты.
В плотных слоях атмосферы при моей циклограмме разгона как раз не намного большие аэродинамические нагрузки будут.
Энергичный старт уменьшает гравитационные потери. А относительно небольшая скорость после него уменьшает аэродинамические. И главное при таком старте бустеры и первую ступень просто вернуть к стартовому комплексу. И сами бустеры, расчитанные на 10 секунд тяги, и первая ступень будут невелики. И их межполетное обслуживание будет делом простым, совсем не тягомотиной с "Шаттлами".
Вторая ступень начнет работать на 40 км высоты, то есть сразу ЖРД с высотным соплом, небольшая скорость в начале разгона, то есть аэродинамические нагрузки малы. При достаточной энерговооруженности (2 в начале работы, за счет дросселирования или глушения части двигателей не более 4 в конце) гравитационные потери малы. К концу работы вторая ступень поднимает РН на высоту более 100 км и разгоняет до 6 км/с. Далее работа самого РБ или КК.
Lamort> Вы таким образом сделали "всё наоборот", - полёт в атмосфере с большим ускорением и высоким скоростным напором вместо медленного разгона обычной ракеты.
В плотных слоях атмосферы при моей циклограмме разгона как раз не намного большие аэродинамические нагрузки будут.
Энергичный старт уменьшает гравитационные потери. А относительно небольшая скорость после него уменьшает аэродинамические. И главное при таком старте бустеры и первую ступень просто вернуть к стартовому комплексу. И сами бустеры, расчитанные на 10 секунд тяги, и первая ступень будут невелики. И их межполетное обслуживание будет делом простым, совсем не тягомотиной с "Шаттлами".
Вторая ступень начнет работать на 40 км высоты, то есть сразу ЖРД с высотным соплом, небольшая скорость в начале разгона, то есть аэродинамические нагрузки малы. При достаточной энерговооруженности (2 в начале работы, за счет дросселирования или глушения части двигателей не более 4 в конце) гравитационные потери малы. К концу работы вторая ступень поднимает РН на высоту более 100 км и разгоняет до 6 км/с. Далее работа самого РБ или КК.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
Полл> Честно говоря, не понимаю, куда катится тема.
Lamort>> Вы таким образом сделали "всё наоборот", - полёт в атмосфере с большим ускорением и высоким скоростным напором вместо медленного разгона обычной ракеты.
Полл> В плотных слоях атмосферы при моей циклограмме разгона как раз не намного большие аэродинамические нагрузки будут.
Намного больше, вы быстро разгоняетесь как раз до области максимальных напоров, - окрестность скорости звука, после чего снижаете тяговооруженность, "чтобы подольше так лететь".
Помимо просто аэродинамических нагрузок возникнут и проблемы с управляемостью.
Полл> Энергичный старт уменьшает гравитационные потери. А относительно небольшая скорость после него уменьшает аэродинамические. И главное при таком старте бустеры и первую ступень просто вернуть к стартовому комплексу. И сами бустеры, расчитанные на 10 секунд тяги, и первая ступень будут невелики. И их межполетное обслуживание будет делом простым, совсем не тягомотиной с "Шаттлами".
Гравитационные потери будут на всём участке когда траектория полёта близка к вертикальной, а тяговооруженность мала, - вы не "положите" траекторию с тяговооруженностью 1 и относительно низкой скоростью.
Что касается возвращения ускорителей на старт, - каким образом они будут приземляться?
Полл> Вторая ступень начнет работать на 40 км высоты, то есть сразу ЖРД с высотным соплом, небольшая скорость в начале разгона, то есть аэродинамические нагрузки малы. При достаточной энерговооруженности (2 в начале работы, за счет дросселирования или глушения части двигателей не более 4 в конце) гравитационные потери малы. К концу работы вторая ступень поднимает РН на высоту более 100 км и разгоняет до 6 км/с. Далее работа самого РБ или КК.
Полл, "кривой" это метод, "так никто не делает" в данном случае верно.
Зачем, например, вам тяговооруженность второй ступени 2, даже при тяговооруженности около 1 гравитационные потери на второй ступени уже весьма малы по той причине, что траектория уже пологая.
Lamort>> Вы таким образом сделали "всё наоборот", - полёт в атмосфере с большим ускорением и высоким скоростным напором вместо медленного разгона обычной ракеты.
Полл> В плотных слоях атмосферы при моей циклограмме разгона как раз не намного большие аэродинамические нагрузки будут.
Намного больше, вы быстро разгоняетесь как раз до области максимальных напоров, - окрестность скорости звука, после чего снижаете тяговооруженность, "чтобы подольше так лететь".
Помимо просто аэродинамических нагрузок возникнут и проблемы с управляемостью.
Полл> Энергичный старт уменьшает гравитационные потери. А относительно небольшая скорость после него уменьшает аэродинамические. И главное при таком старте бустеры и первую ступень просто вернуть к стартовому комплексу. И сами бустеры, расчитанные на 10 секунд тяги, и первая ступень будут невелики. И их межполетное обслуживание будет делом простым, совсем не тягомотиной с "Шаттлами".
Гравитационные потери будут на всём участке когда траектория полёта близка к вертикальной, а тяговооруженность мала, - вы не "положите" траекторию с тяговооруженностью 1 и относительно низкой скоростью.
Что касается возвращения ускорителей на старт, - каким образом они будут приземляться?
Полл> Вторая ступень начнет работать на 40 км высоты, то есть сразу ЖРД с высотным соплом, небольшая скорость в начале разгона, то есть аэродинамические нагрузки малы. При достаточной энерговооруженности (2 в начале работы, за счет дросселирования или глушения части двигателей не более 4 в конце) гравитационные потери малы. К концу работы вторая ступень поднимает РН на высоту более 100 км и разгоняет до 6 км/с. Далее работа самого РБ или КК.
Полл, "кривой" это метод, "так никто не делает" в данном случае верно.
Зачем, например, вам тяговооруженность второй ступени 2, даже при тяговооруженности около 1 гравитационные потери на второй ступени уже весьма малы по той причине, что траектория уже пологая.
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 21.02.2009
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 21.02.2009
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
