|
Автор
|
Тема: Многоразовые носители SLI
|
Oleg Lazouttchenko
unregistered
|
отправлено 29-07-2002 02:00
Сразу про КВРБ: дровишки с сайта Хруничева, www.khrunichev.ru/internet.www/history/kvrb.htm
Ещё: повторюсь, я не представляю проект на обсуждение Госкомиссии, я лишь пытаюсь продемонстрировать возможность создания АРК с приличной ПН на базе существующих аппаратов.
Теперь по порядку.
1. Подвеска
"...имхо она окажется тяжелее, чем снятое БРЭО". Численно это можно как-нибудь выразить? Сколько, по-вашему, будет весить балка и сколько - снимаемое БРЭО?
2. Заправка на лету
"...заливать керосин в ракету на лету". А что, чем плохо? Почему в самолёт можно, а в ракету, закреплённую под этим же самолётом - нет?
"...85 тонн таким способом никак не получится". Да, тут я лажанулся. Получится 27% от 85 тонн, а это всего лишь 23 тонны.
"плюс вес заправочного оборудования, расход топлива на время процесса, вобщем овчина выделки не стоит". Самолёт всё равно дозаправлять надо, значит, расход топлива на время процесса некритичен. И что, масса заправочного оборудования сопоставима с 23 тоннами?!? Это ж из чего оно сделано, из осмия?
3. "Ракетный" разгон самолёта
"лишнее" топливо целесообразнее залить туда, а не в самолёт". Проверим?
При скорости разделения 1000м/с потребная масса РН 139,5т; при 611м/с - 157,7т. Разница в 389м/с и 18,1т. Зальём эти 18,1т в самолёт. Они сгорят за (18100/418,56)=43,24с. За это же время в ТРДДФ сгорит 43,24*62,(3)=2695,3кг керосина. Пусть по окончании этого процесса сразу происходит разделение, т.е. режим "суперфорсаж" отключается и дальше СН летит на крейсерском режиме в течении двух часов (в случае необходимости за эти два часа его всегда можно дозаправить). Расход топлива на крейсерском режиме можно посчитать из ТТХ: продолжительность полета без дозаправки топливом в воздухе — 15 часов, запас топлива - 148т, итого 9,87т/час, на 2 часа полёта нужно 19,73т. Итак, масса самолёта до запуска ЖРД: (117+19,73)+2,695+139,5+18,1=297,025т; после окончания - (117+19,73)+139,5=276,23т. ХС = 5947*ln(297/276,23)=431м/с. С учётом потерь (скажем, 10%) будет 388м/с. Да, действительно, на один м/с меньше. А если сэкономить на массе СН? Хотя бы пять тонн? И сократить запас остающегося топлива - не на два, а на полтора часа? Получится 447, с потерями - 402м/с. Уже выигрыш. А более тяжёлая РН, кстати, и более тяжёлого подвеса потребует, и часть резерва массы будет "съедена". Так шта-а, неубедительно, товарищ Старый!  Думаю, что для действительно весомого подтверждения той или иной точки зрения требуется значительно более тщательный расчёт, нежели чем мои любительские выкладки.
4. Стыковка ступеней
"насколько я понимаю это означает оснащение раздвижным насадком". Нет. Сопловой насадок даст ещё ~50м/с (первоисточник - НК №8'2000, стр.36 статья о "Воздушном старте").
"Между тем два сопла по 1.3м и так не вписываются по вертикали в заявленый вами размер 2.5 метра". Ну-у... расположив их по диагонали квадрата со стороной 2,5 метра, мы получим расстояние между соплами 11 см при расстоянии между соплами и обрезом по 10 см. Не знаю, правда, достаточно ли этого.
"С полутора метрами водородного двигателя совсем плохо". Это да. Значит, увеличим сечение второй ступени в районе хвоста до... впритык получается 2697, м-м-м... ну, скажем, до 2800мм (или всей РН, это заодно укоротит баки более чем на 4 метра).
"Есть шанс обгореть при возвращении". Ну и подниму я левую руку Отстреливаемый сопловой оконечник спасёт нас от такой жуткой опасности...
"Пусть ферма. Куда она будет деваться после разделения?" Куча вариантов:
а). Ферма крепится ко второй ступени. После разделения отстреливается и подтягивается тросиком к "спине";
б). Ферма суть две телескопических штыря, после разделения втягиваемых в недра первой ступени;
в). Ферма крепится к первой ступени, отстреливается после набора, скажем, 6000м/с и сгорает в атмосфере.
г). Ферма крепится к первой ступени, и сгорает в пламени работающих ЖРД первой ступени
"Весить она сколько будет?" А я откуда знаю? Оценочно - как переходник между 2 и 3 ступенями РН "Союз-У" (массы примерно те же). Какова его масса, не знаю, но судя по трубчатой конструкции она невелика.
5. Звуковой барьер
"с МАКСИМАЛЬНОЙ боевой нагрузкой на ВНЕШНЕЙ подвеске ни один из них не преодолевает звукового баръера...Почему Ту-160 должен быть исключением?" Контрпример - МиГ-31. С конформно подвешенными ракетами он вполне себе преодолевает звуковой барьер, и даже, если можно так выразиться, почти трижды - максимальная скорость на перехвате (иначе зачем она?) до М=2,83.
"размещая ПН на внешней подвеске не следует рассчитывать на то, что скорость будет расти". При прочих равных - бесспорно. А мои фразы "ясно ведь, что со штатными НК-321 такую скорость не разовьёшь", "выведением двигателей на режим суперфорсажа, когда ресурс приносится в жертву тяге", "включением ЖРД первой ступени ракеты" пролетели мимо глаз, да?
6. Про аэродинамику
"два бака диаметром 2.3 метра. Длина их как минимум 10 метров (12 с учётом днищ)". Если внимательно прочитать то, что первоначально было написано на www.profer.ru/tu160, видно, что длина их (с учётом днищ) у первой ступени 9,6м и у второй 7,9м.
"Сзади двигательный отсек, всё линной 18 метров". Ну пусть не 18, а 18,5 Это всё не аргументы - нет _принципиальных_ возражений, есть обычные придирки. Это я так, помнится, свои первые курсовики по начерталке сдавал - "вот здесь наклон шрифта больше ГОСТа", "а вот здесь выносная линия толще, чем нужно" и так далее
"Вобщем или он будет шире чем 2.5х5.5 метра, или из него будет торчать крыло". 2,5х5,0, а не 5,5. Напоминаю: "Аэродинамическая компоновка ступени аэродинамическая компоновка и принципы управления аналогичны КА ЭПОС". Крыло может быть и сложенным, не так ли?
"Ох и тяжело бцдет воздуху протиснуться между этими конструкциями". Ну и не надо - как и межступенную ферму, затянуть щели полиэтиленом.
7. ХС
"двести прийдётся изыскать... гравитационные потери тоже надо учесть. Думаю минимум метров 300 в секунду наберётся... чтобы уверенно выйти на приличную орбиту нужно изыскать гдето ещё 500 метров в секунду". Па-автаряю: "С учётом различных неидеальностей и статистики применения вторых и третьих ступеней РН, КПД нашей второй ступени будет примерно 0,95". По крайней мере, КПД, вычисленный по ХС третьей ступени РН "Союз-У" именно таков, а условия полёта третьей ступени "Союза-У" и второй ступени нашего агрегата почти идентичны - в обоих случаях набираемая ХС=3600..3650м/с, а значит, и угол тангажа и всё остальное тоже совпадают. Ничего нигде не надо изыскивать, там и так с запасом (где-то метров сто).
8. О ПН в целом
Ого, мы уже обсуждаем целевую нагрузку?
"1 Вместо Союза/Прогресса возить на станцию народ и грузы"
Угу.
"...кабина для экипажа, система стыковки, спасения, ряд служебных. В 4 тонны едва укладывается".
В какие ещё 4 тонны? Я же приводил весовую сводку - всё перечисленное оборудование занимает 4500кг. 4 тонны - это чистая ПН, причём БЕЗ массы экипажа.
"2 Вместо Янтаря шпионить"
Угу.
"Для шпионского аппарата требуется система электроснабжения... и запас топлива... При 4-х тоннах останется место и на саму аппаратуру". Плюс те 4,5 тонны, которые "всё перечисленное оборудование" - в шпионе ведь не нужна СЖО и катапультные кресла, не так ли?
"3 Вывозить на орбиту средней руки спутнички по 2-3 тонны" - "отпадает, таких аппаратов вроде не наблюдается".
Повторюсь: "Если ступени РН будут обычными, немногоразовыми, то при той же стартовой массе РН масса ПН составит 12,5т для разделения на скорости 1000м/с и 10,0т для 650м/с" - по-моему, на такие массы ПН можно найти спрос.
9. "не было бы баков"
"Откуда взялся вес на внешний корпус, теплозащиту, крылья, шасси, рули и прочая...?" Из весовой сводки МАКСа. Его размерность очень близка (длина 19,3м), значит, и массы соответствующих узлов будут близки.
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 11:49
Тест:
Ief = Isp(1 – X/P)
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 11:51
2Старый: действительно, видимо единственная принципиальная возможность резко увеличить удельный импульс ракетного двигателя – это применять метастабильный атомарный водород. Однако никаких способов, экономично получать и сохранять его достаточно высокую концентрацию, нет. И даже если когда-либо такой способ появится, неизвестно какова будет масса соответствующей аппаратуры, какой у нее будет расход энергии, и какова будет масса источников этой энергии. В любом случае, я думаю, получится что-то совсем не похожее на обычный химический ракетный двигатель. И почему нужно ждать 50 лет, а может – вечность? На эти вопросы, конечно, никто не сможет ответить. Серьезно можно рассчитывать на те технологии, которые уже существуют, и такие технологии, обеспечивающие дешевый доступ на орбиту, есть. А ждать, когда золотая рыбка решит старику все проблемы, на мой взгляд, бесперспективно.2hcube2000: Ваши предложения, исключая совершенно нереальный вариант X-33 с ВРД, в принципе соответствуют двухступенчатому АКС, первая ступень с ВРД которого использует существующие типы двигателей с дозвуковым горением. В этом случае переход на ракетный режим должен происходить при числе Маха не более 7. Только не надо пытаться взять откуда-то готовые подсистемы. На мой взгляд, наиболее проработанным вариантом такого АКС является немецкий Зенгер. Немцы не менее 10 лет с немецкой аккуратностью и тщательностью разрабатывали такой аэрокосмический носитель, причем все его подсистемы разрабатывались для него специально. В итоге, они пришли к выводу, что даже если и выдержать проектные параметры, стоимость вывода единицы полезной нагрузки все равно будет недостаточно привлекательна, чтобы оправдать создание носителя. Проект был закрыт. По этой программе опубликовано очень много полезной и важной информации. О проекте Зенгер и о его уроках можно говорить долго, но сейчас лучше прейдем к простейшим (нулевого уровня) математическим моделям многоразовых носителей.
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 12:00
Тест
[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 12:07
Тест[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).] [Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 12:10
Хотел создать эликсир молодости, а получилась прекрасная замазка для окон.
Из записок начинающего алхимика
2all
1. Одноступенчатый ракетный многоразовый носитель типа Venture Star: орбитальная скорость – 7.8 км/с, потери гравитационные, на управление, аэродинамические – при стартовой тяговооруженности 1.3 – 1.4 составляют около 20% от орбитальной скорости (при вертикальном старте), то есть 1.6 км/с, затраты на возвращение, приведенные к стартовой массе) – 0.1 км/с (малая масса аппарата при обратном полете и горизонтальная посадка на ВПП без использования ВРД). Выигрыш от вращения Земли при восточных азимутах старта в средних широтах примем 0.2 км/с. Таким образом, характеристическая скорость операции u = 9.3 км/с. Удельный импульс водородно-кислородного ракетного двигателя изменяется от, примерно, 3.5 км/с у земли, до 4.5 – 4.7 км/с в вакууме. Средний по траектории удельный импульс Isp двигателя с центральным телом или типа аэроспайк будет несколько повыше, чем у классического двигателя с колоколообразным соплом, и составит около 4.2 км/с. Следовательно, по формуле Циолковского получим, что отношение массы конструкции ms и полезной нагрузки mp к стартовой массе m0 будет: (ms + mp)/m0 = 0.11. Таким образом, для того чтобы такой носитель выводил на орбиту 2% от стартовой массы, относительная масса его конструкции должна составлять 0.09 от стартовой. Чуть более высокий коэффициент конструктивного совершенства s = 12.5 на водородно-кислородной ступени был достигнут более 35 лет назад (ступень S-IVB), однако только на одноразовой. Теперь, если считать, что на верхней половине траектории разгона потерь нет (небольшие потери на управление приблизительно компенсируются вращением Земли), а удельный импульс двигателя – Isp = 4.6 км/с, то с помощью формулы Циолковского легко определить, что эффективный удельный импульс Ief на нижней половине траектории (до скорости 4 км/с) будет равен 2.9 км/с.
2. Было показано, что наиболее эффективным является носитель с ВРД, у которого переход на ракетный режим происходит на середине траектории (vc = 4 км/с, Mc = 12.5). Специально разработанный турбокомпрессорный двигатель обеспечивает разгон носителя примерно до M = 5.5, далее работает скрэм в режиме сверхзвукового горения. Удельный импульс силовой установки при M = 0 – 5.5 изменяется от 55 до 40 км/с. Средний удельный импульс на этом участке траектории будет около 45 км/с. Хорошую оценку удельного импульса скрэма дает формула:
Isp = kQ/v,
где k – его пропульсивный коэффициент (к.п.д. процесса преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию струи), v – скорость полета, Q – удельная теплота сгорания горючего. Пропульсивный коэффициент скрэма k с достаточно консервативными характеристиками в рассматриваемом диапазоне чисел Маха составит около 0.55 – 0.45, в среднем – 0.5. Удельная теплота сгорания водорода – 120 МДж/кг, скорость звука на высотах полета на этом режиме – 320 м/с. При v = 2 км/с Isp = 30 км/с, при v = 4 км/с Isp = 15 км/с, среднее значение Isp = 22.5 км/с. Вследствие того, кривая Isp(M) – вогнутая, более точное среднее значение – Isp = 20 км/с. С учетом того, что участок разгона на скрэме составляет около 0.55 скоростного диапазона, средний удельный импульс для всего разгона на ВРД будет около 31 км/с. Типичное значение эффективного удельного импульса Ief = Isp(1 – X/P), где X – аэродинамическое сопротивление аппарата, а P – тяга его двигателей, составит около половины от Isp при стартовой тяговооруженности P0/m0g = 0.6 (g – ускорение свободного падения). Это означает, что в среднем по траектории тяга в два раза будет превышать аэродинамическое сопротивление. Существенно меньшие уровни тяги – это малоэффективный разгон, существенно бОльшие – слишком громоздкие и тяжелые двигатели, воздухозаборники и сопла. Таким образом, для АКС на нижней половине траектории – Ief = 15.5 км/с. По формуле Циолковского при v = 4 км/с с учетом затрат на взлет и маневр кабрирования перед включением РД (по 0.02 от m0) получаем, что отношение массы АКС в момент перехода на ракетный режим к стартовой составит mc/m0 = 0.73 (для водородно-кислородного ракетного аппарата отношение масс в этот момент будет около 0.25). a. Двухступенчатый АКС: после маневра кабрирования от его первой ступени отделяется ракетная вторая ступень типа Venture Star уменьшенного размера, а первая ступень возвращается в точку старта. В отличие от ракетных ступеней она уже имеет все необходимое для обратного полета, ей только нужно немного топлива (около 0.02 от m0). Относительная масса ее конструкции в соответствии с разработками консервативных немцев в программе Зенгер составит ms/m0 = 0.40 от стартовой массы носителя. Таким образом, относительная масса второй ступени в момент разделения может быть не меньше m2/m0 = 0.31. При эффективном удельном импульсе Ief = 4.6 км/с, характеристической скорости операции u = 3.9 км/с (0.1 км/с – на возвращение), и относительной массе конструкции автоматической ракетной ступени ms/m2 = 0.15, что в полтора–два раза больше, чем у исходного варианта Venture Star, имеем относительную массу полезной нагрузки второй ступени mp/m2 = 0.28. При этом для всего носителя в целом mp/m0 = 0.09. b. Одноступенчатый АКС: mc/m0 = 0.73, на ракетном режиме Ief = 4.6 км/с, u = 3.9 км/с, относительная масса конструкции такая же, как у двух ступеней первого варианта АКС (на самом деле, она будет, естественно, больше) ms/m0 = 0.45, и mp/m0 = – 0.14. Таким образом, полезная нагрузка у него может быть только отрицательная, и одноступенчатый АКС не может быть создан на рассматриваемом техническом уровне. Существенно более точная математическая модель первого уровня (которая опубликована в открытой печати), а также численные модели второго уровня в целом подтверждают приведенные выше оценки. Таким образом, увеличение эффективного удельного импульса на нижней половине разгонной траектории примерно в 5 раз вследствие использование атмосферного воздуха при оптимально двухступенчатой схеме АКС, несмотря на увеличение его относительной массы конструкции в 5 раз, может привести к увеличению полезной нагрузки также в 5 раз по сравнению с аппаратом типа Venture Star. При этом следует отметить, что и коэффициент конструктивного совершенства второй ступени был принят в 1.7 раза ниже. Небольшое ухудшение характеристик приводит к невозможности создания многоразового ракетного носителя, и к сравнительно слабому снижению полезной нагрузки оптимального АКС.
[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).] [Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).] [Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).] [Это сообщение редактировал streamflow (изменено 30-07-2002).]
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 12:14
Достаточно просто оценить и основные абсолютные размеры и массы АКС.[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).] [Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).] [Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 14:46
2Shin: нельзя ли уничтожить три моих постинга от 29.07 со словом "тест", чтобы не загромождать топик попусту?
|
Старый
Member
|
отправлено 29-07-2002 14:48
Поток, подтвердите, так ли я понял, это что, у воздушно-реактивного двигателя эффективный УИ ВСЕГО в ТРИ раза выше, чем у кислородно-водородного ЖРД?
|
ИванИваныч
unregistered
|
отправлено 29-07-2002 15:38
streamflow > Таким образом, увеличение эффективного удельного импульса на нижней половине разгонной траектории примерно в 5 раз вследствие использование атмосферного воздуха при оптимально двухступенчатой схеме АКС, несмотря на увеличение его относительной массы конструкции в 5 раз, может привести к увеличению полезной нагрузки также в 5 раз по сравнению с аппаратом типа Venture Star. Великолепно!
Полностью согласен. Venture Star по сравнению с АКСами это просто отстой.
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 15:56
Старый>Поток, подтвердите, так ли я понял, это что, у воздушно-реактивного двигателя эффективный УИ ВСЕГО в ТРИ раза выше, чем у кислородно-водородного ЖРД?При M от 0 до 5.5 - в среднем более, чем в 22.5/2.9 = 7.75 раз, при M от 5.5 до 12.5 - менее, чем в 10/2.9 = 3.4 раза, а в среднем - примерно в 5 раз больше. При хороших ВРД.
[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 15:58
ИванИваныч>Великолепно!
Полностью согласен. Venture Star по сравнению с АКСами это просто отстой.Я рад, спасибо.
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 15:59
ИванИваныч>Великолепно!
Полностью согласен. Venture Star по сравнению с АКСами это просто отстой.Правда, вторая ступень - это и есть Venture Star соответствующего масштаба.
|
streamflow
Member
|
отправлено 29-07-2002 16:16
В борьбе с индексами (отвык писать с помощью специальных знаков) допустил небольшую ошибку в расчете масс. Поэтому вношу исправление, хотя более точные расчеты давали именно 10% полезной нагрузки.[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 29-07-2002).]
|
Старый
Member
|
отправлено 29-07-2002 19:21
quote:
Изначально отправлено streamflow:
Хорошую оценку удельного импульса скрэма дает формула:
Isp = kv/Q,
где k – его пропульсивный коэффициент (к.п.д. процесса преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию струи), v – скорость полета, Q – удельная теплота сгорания горючего. Пропульсивный коэффициент скрэма k с достаточно консервативными характеристиками в рассматриваемом диапазоне чисел Маха составит около 0.55 – 0.45, в среднем – 0.5. Удельная теплота сгорания водорода – 120 МДж/кг, скорость звука на высотах полета на этом режиме – 320 м/с. При v = 2 км/с Isp = 30 км/с, при v = 4 км/с Isp = 15 км/с, среднее значение Isp = 22.5 км/с. Вследствие того, кривая Isp(M) – вогнутая, более точное среднее значение – Isp = 20 км/с.
(изменено 29-07-2002).]
Слабо у меня с математикой. Ничего не понимаю в формулах. Вроде бы в этой формуле
Isp = kv/Q,
v стоит в числителе, и таким образом увеличение v должно увеличивать и УИ. А в результатах - наоборот. Как это? Опять же Q в знаменателе. Это что, при Q стремящейся к нулю, УИ должен стремиться к бесконечности? Или эта черта - не дробь? Или я уже воще?
| |
