Comments 111
Если использовать атмосферу на начальных этапах полёта, в качестве окислителя, думается мне, что расчёты можно будет пересмотреть, проект такого двигателя уже разрабатывается (честно не помню ссылок недавно совсем была новость о частной компании забугорной которая получила финансирование).
SABRE. Ракетный двигатель, к которому прикручен компрессор и монструозный радиатор для охлаждения атмосферного воздуха (не сжижения). Часть полёта именно он используется как окислитель. Там какие-то совсем уж фантастические заявления и цифры на тему скорости этого самого охлаждения. Очень интересно будет посмотреть на прототип, надеюсь, у них всё получится. Мне с дивана кажется, что двигатель очень сложный в плане рассчета всяческой термодинамики, чуть перегрел — эффективность падает или вообще нет горения, переохладил — тонкие каналы радиатора (которые еще и должны пропускать через себя такой огромный поток без существенного снижения скорости каким-то образом) забились льдом из атмосферы. А ведь еще и взлетать (т.е. разгоняться с 0) с этим всем нужно своими силами.
На данный момент в Колорадо они готовят высокотемпературный продувочный стенд для тестов пре-кулера. Задача стенда — подавать разогретый до 1000 градусов воздух на пре-кулер, создавая условия возникающие при полёте на 5 махах. Пре-кулер ранее тестировался, но не в таких условиях.
www.reactionengines.co.uk/reaction-engines-begins-construction-high-temperature-airflow-test-facility-colorado
www.reactionengines.co.uk/reaction-engines-begins-construction-high-temperature-airflow-test-facility-colorado
При написании данной статьи я сознательно избегал технологий, несуществующих на данный момент — «Ядерный РД с хорошей тягой к массе», «РД на топливной паре литий-водород-фтор», «Гиперзвуковой многорежимный ВРД» и т.д. По сравнению с вышеперечисленным РД на топливной паре фтор-гидразин (возможно с заменой на монометилгидразин) смотрится вполне реалистично при нынешнем «пещерном» уровне космических технологий.
Да и вообще, будущее скорее за двухступенчатой схемой, где первая автоматическая ступень с огромными крыльями и более эффективными ТРДД поднимает челнок до ~20 км и разгоняет до 0,9М ( +- те самые 300 м/с dV), после чего отстыковывается и спокойно садится на ближайший аэродром.
А если извратиться и продумать трехступенчатую схему, где вторая ступень будет с ГПВРД, разгоняющими челнок до 4М на высоте 40-50-70 км, уух.
А если извратиться и продумать трехступенчатую схему, где вторая ступень будет с ГПВРД, разгоняющими челнок до 4М на высоте 40-50-70 км, уух.
Тема с Мрией и ее зарубежными аналогами не взлетела, разве нет? Из современных участников у нас разве что SpaceShipTwo припоминается с носителем на крыльях и аэродромом.
Из современных участников у нас разве что SpaceShipTwo припоминается с носителем на крыльях и аэродромом.
Ещё есть Stratolaunch Systems с их гигантским двухфюзеляжным самолетом, скоро, кстати, он полететь должен.
Мрия не взлетела. Но то проблема не космоса, а Украины в первую очередь и России во вторую.
У капиталистов же все ок. Стратолаунч был запущен в 2017 году, к 2020 планируется коммерческое применение. И поводов сомневаться в нем пока нет.
Мрию жалко, но что поделать, если политиков мало интересует технологический прогресс. Сами их терпим — сами и виноваты (если что, я тут про вину общества в целом и никоем образом не пытаюсь задеть ваши чувства).
У капиталистов же все ок. Стратолаунч был запущен в 2017 году, к 2020 планируется коммерческое применение. И поводов сомневаться в нем пока нет.
Мрию жалко, но что поделать, если политиков мало интересует технологический прогресс. Сами их терпим — сами и виноваты (если что, я тут про вину общества в целом и никоем образом не пытаюсь задеть ваши чувства).
Будущее за двухступенчатой системой, но с бескрылой первой ступенью. Лучше сажать на двигателях первую ступень. Крылья на первой ступени плохо масштабируется и для полета на МКС придется лепить очередной шаттл.
Почему лучше?
Что значит «плохо масштабируются»?
Шаттл зачем? чем это обосновано.
Бескрылая система не позволит использовать преимущества атмосферы, поэтому больше работы должны совершить двигатели, а значит они должны быть сильно мощнее и топлива должно быть сильно больше. Причем навряд ли при бескрылой системе получится использовать ТРДД, поэтому и эффективность таких двигателей будет хуже
На мой взгляд, крылья отлично масштабируются, только инженерам и инвесторам присущ консерватизм, никто до этого ничего больше мрии и стратолаунча не собирал, поэтому страшно быть первыми, отсюда фокус смещен в сторону более класических решений. Но со временем это пройдет, надеюсь. Стратолаунч запустят, кто-то захочет такой же самолетик, только еще больше и постепенно дорастем до гигантских ступеней) Современные материалы должны позволить
Второй ступенью может быть не шаттл. Тут вопрос в том, целесообразно ли ее возвращать. Если целесообразно, то будут проектировтаь что-то шаттлоподобное. Не обязательно это будет полная копия Бурана или Space Shuttle, но общие черты будут. И в этом нет ничего плохого. Неудачи SH — только его неудачи. Новые современные (а особенно коммерческие, распил он, знаете ли и в африке распил) системы будут надежнее, легче, проще и дешевле. И естественно они будут спроектированы под конкретные задачи, а значит будут выполнять свои задачи эффективнее, в отличие от многоцелевого space shuttle, который и орбитальный угонщик и бомбардировщик и техник и грузовик и маршрутчик и швец и жнец и на дуде игрец.
Что значит «плохо масштабируются»?
Шаттл зачем? чем это обосновано.
Бескрылая система не позволит использовать преимущества атмосферы, поэтому больше работы должны совершить двигатели, а значит они должны быть сильно мощнее и топлива должно быть сильно больше. Причем навряд ли при бескрылой системе получится использовать ТРДД, поэтому и эффективность таких двигателей будет хуже
На мой взгляд, крылья отлично масштабируются, только инженерам и инвесторам присущ консерватизм, никто до этого ничего больше мрии и стратолаунча не собирал, поэтому страшно быть первыми, отсюда фокус смещен в сторону более класических решений. Но со временем это пройдет, надеюсь. Стратолаунч запустят, кто-то захочет такой же самолетик, только еще больше и постепенно дорастем до гигантских ступеней) Современные материалы должны позволить
Второй ступенью может быть не шаттл. Тут вопрос в том, целесообразно ли ее возвращать. Если целесообразно, то будут проектировтаь что-то шаттлоподобное. Не обязательно это будет полная копия Бурана или Space Shuttle, но общие черты будут. И в этом нет ничего плохого. Неудачи SH — только его неудачи. Новые современные (а особенно коммерческие, распил он, знаете ли и в африке распил) системы будут надежнее, легче, проще и дешевле. И естественно они будут спроектированы под конкретные задачи, а значит будут выполнять свои задачи эффективнее, в отличие от многоцелевого space shuttle, который и орбитальный угонщик и бомбардировщик и техник и грузовик и маршрутчик и швец и жнец и на дуде игрец.
а особенно коммерческие, распил он, знаете ли и в африке распил
Не знаем.
Не подскажете, где можно почитать про «распил» в программе Space Shuttle?
Ссылки на RT не предлагать. Заранее спасибо.
Что еще закажете? Я не с политической точки зрения пишу.
Работал инженером, необходимо было изучать много различных научных источников. И в том числе публикации НАСА, со временем стало понятно, что многие работы не имеют смысла, потому что или повторяют работы 20 летней давности или в них рассматривается «не та проблема не с той стороны» или нету важных выводов, которые бросят тень на целесообразность исследований в направлении. У китайцев другая беда — публикации часто просто перегружены формулами, иногда совсем без смысла. Индусы любят лить воду. Читал как-то статью, там заголовки, содержание и на отдельной странице автор благодарит свою семью:) Весьма трогательно. При этом, хочу заметить, я не сколько не умаляю вклад, сделанный этими державами, в последние десятилетия он гораздо выше, чем наш вклад, по крайней мере в той области, в которой я работал. Хотя у нас стараются догонять.
Работал инженером, необходимо было изучать много различных научных источников. И в том числе публикации НАСА, со временем стало понятно, что многие работы не имеют смысла, потому что или повторяют работы 20 летней давности или в них рассматривается «не та проблема не с той стороны» или нету важных выводов, которые бросят тень на целесообразность исследований в направлении. У китайцев другая беда — публикации часто просто перегружены формулами, иногда совсем без смысла. Индусы любят лить воду. Читал как-то статью, там заголовки, содержание и на отдельной странице автор благодарит свою семью:) Весьма трогательно. При этом, хочу заметить, я не сколько не умаляю вклад, сделанный этими державами, в последние десятилетия он гораздо выше, чем наш вклад, по крайней мере в той области, в которой я работал. Хотя у нас стараются догонять.
Что значит «плохо масштабируются»?
Стратоланч сколько лет уже пилят? А это всего лишь распилили 2 самолета и сделали новую раму из карбона. Он может поднять 230 тонн, но это не полезная нагрузка, а запустить на низкую орбиту всего тонн 10. Хотите поднять 50 тонн на низкую орбиту — какого размера тогда должен быть самолет-носитель? И ступень для запуска тогда извольте перепроектировать.
ну да, всего лишь) А ракета — всего лишь бочонки с топливом и окислителем, а также консервная банка, в которой их смешивают)
8 лет от старта проекта до начала коммерческих полетов (по текущей информации из википедии) — не так уж и много. Посмотрите, какова длительность цикла разработки какого нибудь боинга 787, эирбас а350, а400, мс-21, пд-14. А тут двухфюзеляжный композитный 6 двигательный самолет, где может быть дофига проблем, хотя бы с теми же композитами, которые до сих пор вызывают споры у авиастроителей.
Мне интуитивно кажется, что увеличение пн до 50 тонн не потребует 5 кратного увеличения размеров самолета-носителя. Но он все равно должен быть гигантским. Впрочем никто пока таких проектов не ведет, поэтому не понимаю смысла в таком обсуждении. Естественно для разового поднятия 50 тонн на низкую орбиту надо использовать ракеты! Но это совсем другие задачи, которые никак не пересекаются с задачами бизнес шаттла для транспортировки людей в космос. И такое деление вполне обосновано и повсеместно. Не будете же вы газельки использовать в карьерах для транспортировки руды?
А для доставки небольших грузов самолет-носитель представляется мне очень перспективным вариантом, так как имеет кучу плюсов.
8 лет от старта проекта до начала коммерческих полетов (по текущей информации из википедии) — не так уж и много. Посмотрите, какова длительность цикла разработки какого нибудь боинга 787, эирбас а350, а400, мс-21, пд-14. А тут двухфюзеляжный композитный 6 двигательный самолет, где может быть дофига проблем, хотя бы с теми же композитами, которые до сих пор вызывают споры у авиастроителей.
Мне интуитивно кажется, что увеличение пн до 50 тонн не потребует 5 кратного увеличения размеров самолета-носителя. Но он все равно должен быть гигантским. Впрочем никто пока таких проектов не ведет, поэтому не понимаю смысла в таком обсуждении. Естественно для разового поднятия 50 тонн на низкую орбиту надо использовать ракеты! Но это совсем другие задачи, которые никак не пересекаются с задачами бизнес шаттла для транспортировки людей в космос. И такое деление вполне обосновано и повсеместно. Не будете же вы газельки использовать в карьерах для транспортировки руды?
А для доставки небольших грузов самолет-носитель представляется мне очень перспективным вариантом, так как имеет кучу плюсов.
На самом деле так как у нас фиксированные конечные параметры орбиты — то время работы движков обратно пропорционально их мощности.
И не надо забывать про гравитационные потери — мы теряем 9.8 м/с скорости каждую секунду разгона, пока не выйдем на орбиту.
Т.е. чем мощней движки — тем лучше, тут нас ограничивают перегрузки при разгоне.
И не надо забывать про гравитационные потери — мы теряем 9.8 м/с скорости каждую секунду разгона, пока не выйдем на орбиту.
Т.е. чем мощней движки — тем лучше, тут нас ограничивают перегрузки при разгоне.
зависимость там далеко не линейная. И вы не совсем правильно понимаете ускорение свободного падения. Ракета теряет из-за того, что ей надо какое то время подниматься вертикально, постепенно переходя в горизонтальный полет. Потери самолета в основном зависят от лобового сопротивления, которое невелико, особенно на маленьких скоростях полета, а действие гравитации нивелируется использованием атмосферы для создания подъемной силы. Конечно же на это все потребуется топливо. Но несравнимо меньше, чем для ракеты-носителя, которая первое время просто вкачивает тонны топлива в секунду вниз. Причем скорость истечения реактивной струи у самолетных двигателей гораздо меньше, а диапазон дросселирования сильно выше, что ооочень сильно сказывается на эффективности их работы.
Нет, это слишком мало — всего 10% по высоте и 3% по скорости.
Вот первая ступень Ф9 — это уже близко к оптимуму. Но ей недостаёт аэродинамического торможения при сходе с орбиты (что хотят реализовать в BFS)
Вот первая ступень Ф9 — это уже близко к оптимуму. Но ей недостаёт аэродинамического торможения при сходе с орбиты (что хотят реализовать в BFS)
10 % атмосферы, плотность которой в 10 раз больше плотности остальной атмосферы. 3 процента скорости, набираемые именно в тех условиях, в которых аэродинамическое сопротивление максимально, а удельный импульс минимален. При этом самолеты и их двигатели по ресурсу и эффективности далеко ушли от ракетных двигателей, в т.ч. и благодаря использованию атмосферы, которая ракетам только мешает. А значит экономия не только на топливе, но и на межполетных интервалах и обслуживании. Также экономия на инфраструктуре. Если бы все эти факторы не играли бы роли, то мы летали бы исключительно на водороде, отправляя тысячи тонн в космос ежегодно
Я, к сожалению, не нашел никакой информации по полетам. Если у вас есть зависимости расхода топлива, тяги, наклона ракеты и тп от высоты и полета, времени полета для классических ракет, то с удовольствием бы проанализировал их.
Я, к сожалению, не нашел никакой информации по полетам. Если у вас есть зависимости расхода топлива, тяги, наклона ракеты и тп от высоты и полета, времени полета для классических ракет, то с удовольствием бы проанализировал их.
Ну тут не надо забывать, что все нынешние проекты (включая стратоланч) — это пилотируемые самолёты, что требует совсем другого уровня безопасности.
У Маска Ф9 сгорел на старте — и хрен с ним, а самолёт гробанётся — весь проект накрыться может.
Что касается экономии на инфраструктуре — кран для того чтобы ракету на самолёт вешать ещё тот агрегат
Профили полёта тут есть i.redd.it/8mwqvbd2n5py.png
У Маска Ф9 сгорел на старте — и хрен с ним, а самолёт гробанётся — весь проект накрыться может.
Что касается экономии на инфраструктуре — кран для того чтобы ракету на самолёт вешать ещё тот агрегат
Профили полёта тут есть i.redd.it/8mwqvbd2n5py.png
Не совсем понял, в чем цель статьи.
SSTO без ВРД создать можно, это давно всем известно, и приблизительно ясно, какие будут характеристики у железки. Проблема только в эффективности, поэтому до сих пор ничего и не взлетело, и копают в сторону воздушного старта и экзотических двигателей (а не просто обычного ракетного на более эффективной топливной паре). Не понимаю, почему в статье как панацея приводится именно фтор.
SSTO без ВРД создать можно, это давно всем известно, и приблизительно ясно, какие будут характеристики у железки. Проблема только в эффективности, поэтому до сих пор ничего и не взлетело, и копают в сторону воздушного старта и экзотических двигателей (а не просто обычного ракетного на более эффективной топливной паре). Не понимаю, почему в статье как панацея приводится именно фтор.
Композитный SSTO теперь, в 2010-х годах, можно создать без проблем — только не все еще это осознали. А вот создать компактный, не больше бизнес джета, SSTO по-прежнему огромная проблема — в данной статье как раз делается попытка ее решить.
Только двухступенчатая система (Falcon / BFR) всё равно получается эффективнее, потому что на суборбитальную ступень нужно меньше теплозащиты, а тяжёлые двигатели для старта с поверхности не нужно вытаскивать на орбиту.
Не спорю, но двухступенчатая схема предполагает достаточно дорогое и сложное стартовое сооружение, которое смогут позволить себе только очень богатые люди. Для старта же одноступенчатого космолета достаточно небольшой рампы и посадить его можно будет в обычном аэропорту. После перевозки на обычном грузовике ставим его, с помощью небольшого крана, обратно на рампу и ждем следующего полета.
Экономия на спичках. Учитывая, что вы ваш космолет собрались делать из углепластика, использую экзотические фтор-гидразиновые движки… Которые еще нужно адаптировать под конкретную задачу… Такой космолет не будет стоить дешевле авиалайнера.«Самый маленький самолет Boeing модификации 737-700 обойдется в $80,6 млн. по ценам 2015 года.» Следовательно затрату на инфраструктуру по сравнению с ценой будут смешные. А самое интересное в этой схеме… Выйти на орбиту, это хорошо, но нужно еще иметь топливо, чтобы погасить скорость для возврата.
Как бы в проекте сама собой подразумевается полная многоразовость, так что даже огромную цену за челнок можно отбить, совершая множество полетов. Естественно позволить себе это смогут только богатые люди. Если же создавать космолет для бедных, придется волей-неволей изобретать «магические» с сегодняшней точки зрения технологии, по сравнению с которыми освоение фтора покажется сущим пустяком:)) Про возврат с орбиты я уже написал ниже.
Шаттл был многоразовым. Помогло? С учетом того, что по бустерам (официальных цифр до сих пор нету, кстати) выходили в 0. Многоразовость != нулевые затраты на межполётное обслуживание, напомню, у Space-X сейчас цель, к которой они упорно стремятся — именно сокращение времени и материальных затрат на это самое обслуживание, как-то медленно двигаются, внезапно. Может, не всё так просто?
Можно сделать возвращаемую SSTO-систему на пару человек, сомнений нет. Только это будет очень дорого, далеко за гранью рациональности. Ну и по размерам, приведенным в статье, у меня огромные сомнения. Тот же МАКС, в котором использовались обожаемые автором двигатели с фтором, использовал воздушный старт и сбрасываемый топливный бак. Сбрасываемым его сделали в первую очередь из-за того, что для возврата с орбиты пришлось бы его усиливать, вписывать в корабль, использовать гораздо больше теплозащиты. В итоге масса корабля сильно увеличивается, нужны двигатели с большей тягой/расходом топлива, нужно больше топлива…
Можно сделать возвращаемую SSTO-систему на пару человек, сомнений нет. Только это будет очень дорого, далеко за гранью рациональности. Ну и по размерам, приведенным в статье, у меня огромные сомнения. Тот же МАКС, в котором использовались обожаемые автором двигатели с фтором, использовал воздушный старт и сбрасываемый топливный бак. Сбрасываемым его сделали в первую очередь из-за того, что для возврата с орбиты пришлось бы его усиливать, вписывать в корабль, использовать гораздо больше теплозащиты. В итоге масса корабля сильно увеличивается, нужны двигатели с большей тягой/расходом топлива, нужно больше топлива…
На МАКСе не планировали использовать фтор — там был керосиновый двигатель, который в процессе полета плавно становился водородным. Придумано это было с единственной целью — уменьшить размер корабля. С этой же целью я выбрал фтор в качестве окислителя — не потому что я его «люблю», а потому что только с ним получается сократить размер челнока и отказаться от сбрасываемых баков или каких-либо других элементов. Естественно многоразовость с фтором проблематична, но это уже инженерная, а не физическая проблема.
Да, с МАКС перепутал, действительно.
>получается сократить размер челнока и отказаться от сбрасываемых баков или каких-либо других элементов.
Такие утверждения нужно обосновывать. Пока даже по приведенному и очень упрощенному варианту с Шаттлом огромные вопросы.
Вы считали массу и дельту МАКС с набортным баком и всеми сопутствующими переделками? Не думаю. Зато я уверен, что этим занимались люди, которые готовили проект, и отделяемый бак там не просто так появился.
>Естественно многоразовость с фтором проблематична, но это уже инженерная, а не физическая проблема.
Теоретически можно использовать карманный фонарик в качестве двигателя для межзвездного зонда. Практически — никто не будет заниматься такой ахинеей. Улавливаете?
>получается сократить размер челнока и отказаться от сбрасываемых баков или каких-либо других элементов.
Такие утверждения нужно обосновывать. Пока даже по приведенному и очень упрощенному варианту с Шаттлом огромные вопросы.
Вы считали массу и дельту МАКС с набортным баком и всеми сопутствующими переделками? Не думаю. Зато я уверен, что этим занимались люди, которые готовили проект, и отделяемый бак там не просто так появился.
>Естественно многоразовость с фтором проблематична, но это уже инженерная, а не физическая проблема.
Теоретически можно использовать карманный фонарик в качестве двигателя для межзвездного зонда. Практически — никто не будет заниматься такой ахинеей. Улавливаете?
Во времена разработки МАКСа еще не умели делать углепластиковые баки для криогенных топлив, тем более для жидкого водорода. Если пересчитать с использованием современных материалов, то от сбрасываемого бака наверняка можно отказаться.
Межзвездный зонд это как раз таки проблема физики — нужен двигатель и с огромной тягой и с огромным у.и., чтобы проект не вышел за пределы продолжительности жизни тех, кто его запускает. Существует очень мало лазеек, чтобы создать такой двигатель.
Межзвездный зонд это как раз таки проблема физики — нужен двигатель и с огромной тягой и с огромным у.и., чтобы проект не вышел за пределы продолжительности жизни тех, кто его запускает. Существует очень мало лазеек, чтобы создать такой двигатель.
Пересчитайте, если вдруг у вас есть все необходимые данные и знания для этого. Пока выходит так, что средняя плотность какого-нибудь девайса из углепластика менее чем в 2 раза меньше, чем у алюминиевых сплавов. И там еще есть ограничения по структуре, прочность углепластиков очень зависит от того, какие нагрузки и как прилагаются, с металлами проще.
Так и сейчас всё в стадии эспериментов как бы. Даже в небольших баках углепластик используется только для усиления конструкции.
Не надо кидаться пустыми заявлениями, приводя реальность к желаемому.
Во времена разработки МАКСа еще не умели делать углепластиковые баки для криогенных топлив, тем более для жидкого водорода
Так и сейчас всё в стадии эспериментов как бы. Даже в небольших баках углепластик используется только для усиления конструкции.
Не надо кидаться пустыми заявлениями, приводя реальность к желаемому.
Многоразовость не всегда дает экономию. По крайней мере все компоненты делать многоразовыми не целесообразно. В вашей схеме не хватает дешевых твердотопливных бустеров, или как вариант относительно не дорогого сбрасываемого топливного бака. Опять же двухступенчатая схема на много эффективней. Про дорогую стартовую площадку — она и в вашем варианте потребуется. Вы собираетесь заливать токсичное топливо просто на лужайке? Даже если отказаться от него и использовать жидкий кислород и не токсичную пару… В ракету заливают жидкий кислород практически до самого старта, так как он имеет свойство очень быстро испарятся… Следовательно потребуется мини завод для постоянного производства этого самого жидкого кислорода. Сколько он будет стоить?
Нет, совсем не предполагает. Можно посмотреть на стартовое сооружение для Р-16 — просто стальная «табуретка» с газорассекателем. А тяга движков 225 тонн, однако.
Очень вольный подход к цифрам (по мановению руки орбитер стал в 2 раза легче, появились баки в каргобее при этом), и, эээ, растяжимое понятие о компактности. И самое обычное, безмерно упрощенное rocket equation, без даже приблизительного рассчета всяких сопутствующих потерь. Посчитайте исключительно по нем те же Аполлоны, даже лунный модуль, т.е. без атмосферы — цифры не сойдутся, получится больше дельты. Пару лет назад проверял с рассчетами в maple на данных из selected mission weights, цифры, если не изменяет память, расходились на пару сотен м/с.
Вот тут например очень упрощенный рассчет потерь на гравитацию, при этом внутри еще две функции, g в зависимости от расстояния от центра планеты и, главное, угол между вектором тяги двигателя и местным вектором гравитации (Федосьев В. И., Синярев Г. Б., Введение в ракетную технику, если я не напутал свои старые записи):
А атмосферые потери, значительные, вообще до сих пор считают на симуляциях, насколько мне известно, когда ищут оптимальную траекторию. Там очень сложный матан.
Топливо, которое сможет утащить шаттл без внешнего бака не считал сам, лень.
Самое близкое, что было — МАКС, но там воздушный старт (впрочем, на маленькой скорости), были вопросы с двигателями, и сам проект далеко не ушел, вполне возможно, что в процессе вскрылось бы еще проблемы.
Проблема таких систем, в целом, в том, что получается огромный носитель при смешной ПН, а если еще и хотим возвращаться с орбиты, а не с суборбиталки, получается совсем уж неприлично всё. И при уменьшении размеров носителя масса пн должна уменьшаться еще быстрее (есть такая зависимость, эмпирическое правило, если угодно, см. сверхлегкие носители например).
Вот тут например очень упрощенный рассчет потерь на гравитацию, при этом внутри еще две функции, g в зависимости от расстояния от центра планеты и, главное, угол между вектором тяги двигателя и местным вектором гравитации (Федосьев В. И., Синярев Г. Б., Введение в ракетную технику, если я не напутал свои старые записи):
А атмосферые потери, значительные, вообще до сих пор считают на симуляциях, насколько мне известно, когда ищут оптимальную траекторию. Там очень сложный матан.
Топливо, которое сможет утащить шаттл без внешнего бака не считал сам, лень.
Самое близкое, что было — МАКС, но там воздушный старт (впрочем, на маленькой скорости), были вопросы с двигателями, и сам проект далеко не ушел, вполне возможно, что в процессе вскрылось бы еще проблемы.
Проблема таких систем, в целом, в том, что получается огромный носитель при смешной ПН, а если еще и хотим возвращаться с орбиты, а не с суборбиталки, получается совсем уж неприлично всё. И при уменьшении размеров носителя масса пн должна уменьшаться еще быстрее (есть такая зависимость, эмпирическое правило, если угодно, см. сверхлегкие носители например).
Перечитайте статью, все потери уже учитываются в цифре 9,4 км/с. Если отклонение и будет, то вряд-ли превысит пару сотен м/с, «дожать» которые относительно легко — тирания ракетного уравнения действует в обе стороны! Про облегчение орбитера тоже все расписано в статье — на мой взгляд это вполне реально.
Нет, это вы перечитайте комментарий.
Угу, так же как и уменьшить массу орбитера в 2 раза. Повторюсь: очень вольный подход к цифрам. Про атмосферу вообще ничего не сказано почему-то. Из таких «мелочей» в итоге набегают цифры, заставляющие сильно изменять железо.
Если отклонение и будет, то вряд-ли превысит пару сотен м/с, «дожать» которые относительно легко
Угу, так же как и уменьшить массу орбитера в 2 раза. Повторюсь: очень вольный подход к цифрам. Про атмосферу вообще ничего не сказано почему-то. Из таких «мелочей» в итоге набегают цифры, заставляющие сильно изменять железо.
по слухам, ЯПВРД тестировали используя заменитель на электроэнергии, сколько в него можно впихнуть?
мне с дивана кажется что дело в цене и в желании а не в физической возможности корабля, если бы в эти технологии человечество вкладывало бабла не меньше чем в футболы и олимпиады сделали бы давно
мне с дивана кажется что дело в цене и в желании а не в физической возможности корабля, если бы в эти технологии человечество вкладывало бабла не меньше чем в футболы и олимпиады сделали бы давно
и, вуаля, получаем 500 м/c — и на орбиту вышли и 100 м/с на маневрирование осталось
Это, конечно, великолепно. А сойти с орбиты как? Ждать пока само упадет? :-)
Я порекомендую автору данной фантазии поднакопить денюжек, и съездить на экскурсию на мыс Канаверал, в Кеннеди Спейс Сентер, и своими глазками посмотреть (правда, придется «экстра» доплатить), что из себя представляет стартовый комплекс Space Shuttle. После этого, думаю, безудержная фантазия автора с наивными детскими подсчётами «не хватает 500 м/сек» и «запустить на бэкярде», обуздается автоматически ;)
P.S. Nothing personal ;)
P.P.S. У нас, в Штатах, есть популярная (в узких кругах) поговорка «It's not a rocket science!», вы наверняка ее слышали, но, видимо, не задумывались, почему и отчего она возникла, и что же такого «сложного» в этой «rocket science»? ;)
P.S. Nothing personal ;)
P.P.S. У нас, в Штатах, есть популярная (в узких кругах) поговорка «It's not a rocket science!», вы наверняка ее слышали, но, видимо, не задумывались, почему и отчего она возникла, и что же такого «сложного» в этой «rocket science»? ;)
Данная статья родилась как мысленный эксперимент «Можно ли на нынешних технологиях слетать в космос так, как это показывают в sci-fi» и не пытается обосновать «надежность»,«простоту эксплуатации» или там «экономическую целесообразность» предлагаемой системы.
Не обязательно в Штаты ехать. Можно съездить на экскурсию по запуску Союзов — там тоже всё вполне смотрится своими глазами. Провести аналогию для орбитра больших трудов не составит.
Союзы не очень удачная аналогия с их устаревшими стартовыми столами и процедурами запуска — тогда уж лучше посмотреть на запуски Falcon'ов. Но я вообще против сравнений с чьим-либо опытом — так как люди склонны ошибаться, а их знания устаревать. Лучше мыслить из первых принципов, чтобы понять что возможно, а что нет.
Помнится с советское время была статья в журнале «Наука и жизнь» об эксперименте по получению металлического водорода В экспериментальном плане первый успех, связанный с водородом, был достигнут, когда в феврале 1975 года группа ученых под руководством Леонида Верещагина из Института физики высоких давлений СССР получил водород в металлическом состоянии. При температуре 4,2 К (температура кипения гелия) в тонком слое водорода, подвергнутым с помощью алмазных наковален давлению около 300 ГПа, ученые наблюдали уменьшение электрического сопротивления водорода в несколько миллионов раз, что служило свидетельством перехода в металлическое состояние.
Интересно как будет вести себя топливная пара кислород — металлический водород?
Интересно как будет вести себя топливная пара кислород — металлический водород?
EmDrive сегодня
Увидел это рядом с названием темы и подумал, что статья об использовании двигателей EmDrive в ракетах для граждан. А это ник автора статьи. Интересно, что нового пишут об исследованиях "невозможного двигателя"?
Думаю вопрос с EmDrive можно раз и навсегда закрыть за 10000000$. Выделить 5000000$, чтобы спроектировать и построить ведро, пригодное для эксплуатации в космосе и еще за 5000000$ заказать ракету Electron. Но зачем, как говорится, тратить 10 лямов на науку, когда можно спустить на яхты и любовниц?:))
Нового? Вроде бы ~год назад слышал, что в последних экспериментах было показано, что "тяга" регистрировалась из-за нагрева измеряющих приборов ЭМИ.
lenta.ru/news/2018/01/16/emdrive
lenta.ru/news/2018/04/09/emdrive
например
То есть можно уверенно утверждать, что как средство получения прибыли эта штука точно работает :)
Но авторитетность источника, ну, вы понимаете :) глубже не гуглил.
lenta.ru/news/2018/04/09/emdrive
например
То есть можно уверенно утверждать, что как средство получения прибыли эта штука точно работает :)
Но авторитетность источника, ну, вы понимаете :) глубже не гуглил.
Ютуб. Single-Stage to Orbit в Kerbal Space Program, с модами Real Solar System и Realism Overhaul. Человек сделавший его утверждает что все детали реальные и уже используемые, без SABRE и фтора.
Стартовая масса 1900т, полезная нагрузка 20т.
Наиболее спорно выглядящая деталь, тепловой щит, хотя в таких массах и размерах наверно можно что-то сделать. Ну и посадка вышла чуть более жесткой чем допустимо для выживания двигателей, но это мелочи. Парашюты тоже сомнительные, похоже стандартные парашюты КСП.
Это единственное видео на трубе, с таким сочетанием модов, где летает ССТО.
Наиболее спорно выглядящая деталь, тепловой щит, хотя в таких массах и размерах наверно можно что-то сделать. Ну и посадка вышла чуть более жесткой чем допустимо для выживания двигателей, но это мелочи. Парашюты тоже сомнительные, похоже стандартные парашюты КСП.
Это единственное видео на трубе, с таким сочетанием модов, где летает ССТО.
Бред. Ок, сделать большую SSTO не проблема, даже запас по дельте заложить для деорбита и может быть посадки можно. Но нагрузка получится смешная.
А вот надувные хитшилды, все концепты, предполагали очень большую площадь при очень небольшой массе СА, т.е. он бы просто не успевал перегреться, и большие нагрузки испытывал бы недолго.
Если делать — только с «классической» теплозащитой, как у концептов из 90-х и корабля из мультиков Маска (у которого, разумеется, две ступени, и даже при этом огромные топливные баки).
А вот надувные хитшилды, все концепты, предполагали очень большую площадь при очень небольшой массе СА, т.е. он бы просто не успевал перегреться, и большие нагрузки испытывал бы недолго.
Если делать — только с «классической» теплозащитой, как у концептов из 90-х и корабля из мультиков Маска (у которого, разумеется, две ступени, и даже при этом огромные топливные баки).
Только его разработка даже в KSP "took forever", а в реальности оно загнётся на стадии эскизов.
Надо просто на Луну перебираться жить, там с этим проще. 1700 м/с — и привет лунному орбитальному отелю. Или 2500 м/с+ 3 дня + атмосферное торможение — и привет земному орбитальному отелю :)
Думаю космические бизнес-джеты будут утроены по принципу ракет от Blue Origin. Корабль будет делиться на 2 части: разгонную ступень, садящуюся самостоятельно на место старта, и орбитер. Нет никакого смысла тащить с собой первую ступень на орбиту.
EmDrive->
?
1.RS-68A в отличие от RS-25(SSME) или РД-0120, представляет собой двигатель открытого цикла без дожигания генераторного газа с двумя независимыми турбинами.
Вы не сможете повышать давление в КС конкретно для этого ЖРД вот «просто так».
Нет там «запаса». Давление в нём проектное много меньше чем в РД по закрытой схеме.
Придётся всю группу ТНА и арматуру переделывать, и саму камеру. А это масса.
2.Вам не много даст повышение давления в КС (для пары Н2+О2), а будет стоить дорого и «тяжело»
Зависимость расчетного удельного импульса для топлива Н2—О2 от давления в камере
Стехиометрия и характер дают больше
… но реализация(стоимость)
Расчёты для одноступечатой ракеты (что бы достичь 1 КС на одной ступени), для химических двигателях… ну они вообще вряд ли полезны
не бывает баков с нулевой массой: на каждый килограмм дополнительного топлива необходимо примерно 100 грамм «железа» или композита.
из этой
таблички видно,
что гравитационные потери это основной вред «одноступенности».
F=G* m1*m2/r^2
И «взлететь» на одной ступени (используя химический РД) можно только так:
Но технически это (сброс массы тары, после освобождения тары от компонентов топлива) неосуществимо…
Но давление в камере сгорания у него далеко не рекордное. Подняв его до 200 атм. и выше, вполне возможно получить у.и. 430 с. (RS-25 и РД-0120 имеют у.и. 453-455 с., но они заточены скорее под вакуум и потери на противодавление у них будут больше)
?
1.RS-68A в отличие от RS-25(SSME) или РД-0120, представляет собой двигатель открытого цикла без дожигания генераторного газа с двумя независимыми турбинами.
Вы не сможете повышать давление в КС конкретно для этого ЖРД вот «просто так».
Нет там «запаса». Давление в нём проектное много меньше чем в РД по закрытой схеме.
Придётся всю группу ТНА и арматуру переделывать, и саму камеру. А это масса.
2.Вам не много даст повышение давления в КС (для пары Н2+О2), а будет стоить дорого и «тяжело»
Зависимость расчетного удельного импульса для топлива Н2—О2 от давления в камере
Стехиометрия и характер дают больше
… но реализация(стоимость)
Жидкий водород обычно применяется на верхних ступенях крупных ракет, где его применение особенно выгодно из-за высокого удельного импульса. Низкая плотность, являющаяся недостатком водорода, мало сказывается на общей эффективности ракетной системы в том случае, если водород применять для верхних ступеней.
Расчёты для одноступечатой ракеты (что бы достичь 1 КС на одной ступени), для химических двигателях… ну они вообще вряд ли полезны
не бывает баков с нулевой массой: на каждый килограмм дополнительного топлива необходимо примерно 100 грамм «железа» или композита.
из этой
таблички видно,
что гравитационные потери это основной вред «одноступенности».
F=G* m1*m2/r^2
И «взлететь» на одной ступени (используя химический РД) можно только так:
— после сжигания 1 кг топлива нужно выкидывать те 100 грамм бака, которые его содержали
Но технически это (сброс массы тары, после освобождения тары от компонентов топлива) неосуществимо…
RS-68 я упомянул только потому, что не знаю других водород-кислородных двигателей предназначенных для первых ступеней. RS-25 и РД-0120 хоть и запускались с земли, но фактически были двигателями второй ступени с перерасширенными соплами и напрямую сравнивать их вакуумный у.и. с РД-170 и РД-264 было бы неправильно. Естественно гипотетический водородник на вакуумный у.и. 430 с. был бы двигателем закрытого цикла или открытого цикла с клиновоздушным соплом, но его я не упомянул из-за «сырости» данной технологии.
Что касается экономики, то естественно эксплуатация аппарата, каждый запуск которого был бы экологической катастрофой, не была бы дешевой. В статье только говорится о теоретической осуществимости компактного одноступенчатого космолета на существующих технологиях и ничего больше.
А вот по массе баков вы почему-то не упомянули, что она сильно зависит от плотности топлива и у.и. Таким образом чтобы максимально облегчить баки нужно выбрать топливо и с хорошей плотностью, и с хорошим у.и. Самое подходящее, что я нашел, это топливная пара фтор-гидразин. Буду рад, если вы предложите лучший вариант.
Что касается экономики, то естественно эксплуатация аппарата, каждый запуск которого был бы экологической катастрофой, не была бы дешевой. В статье только говорится о теоретической осуществимости компактного одноступенчатого космолета на существующих технологиях и ничего больше.
А вот по массе баков вы почему-то не упомянули, что она сильно зависит от плотности топлива и у.и. Таким образом чтобы максимально облегчить баки нужно выбрать топливо и с хорошей плотностью, и с хорошим у.и. Самое подходящее, что я нашел, это топливная пара фтор-гидразин. Буду рад, если вы предложите лучший вариант.
RS-68 я упомянул только потому, что не знаю других водород-кислородных двигателей предназначенных для первых ступеней.
Маршевый двигатель Mitsubishi LE-7 японской H-II (H2)( на видео LE-7A, автор ролика ошибся, назвав его LE-5B-2)
РД-0120
RS-25
РД0146, РД0146Д (тоже безгенераторный)
RL-10 (правда это не 1ые ступени)
RS-25 и РД-0120 хоть и запускались с земли, но фактически были двигателями второй ступени с перерасширенными соплами
Это без разницы. Есть стандартное исполнение(J-2)
а есть для «земли», первые ступени: проект Lunex/Nova
что она сильно зависит от плотности топлива и у.и.
Знаю, помню.
Берём цирконий, берилий, имеем обалденную плотность, имеет отличный Iуд…
печаль… дорого ( образование шлаков, по сравнению с ценой будут мелкой проблеммой)
Самое подходящее, что я нашел, это топливная пара фтор-гидразин.
Спасибо не надо.
Сага о ракетных топливах-обратная сторона медали
Буду рад, если вы предложите лучший вариант.
Мое мнение:
иметь на халяву атмосферу (подъемная сила, сила архимеда), причём состоящую из окислителя (в том числе)
Kм=(dmок./dt)/(dmг../dt), т.е. отношение массового расхода окислителя к массовому расходу горючего.
а его (окислителя) всегда больше требуется.
И НЕ ИСПОЛЬЗОВАТЬ ЭТОТ ДАР?
Ну это как прилететь на титан и не использовать углеводороды и метан его атмосферы, а тащить с собой керосин/гидразин…
Ну это как прилететь на титан и не использовать углеводороды и метан его атмосферы, а тащить с собой керосин/гидразин…
Абсолютно уверен, что именно так не один десяток лет делать и будут.
Абсолютно уверен, что именно так не один десяток лет делать и будут.
-с начала… нужно долететь
-если ничего не изменится(по РД), уверяю вас так и будет
ЗЫ.
Можно ли запрыгнуть в свой космический корабль и покинуть Землю?
можно.
2х ступенчатая система.
1ая ступень «арендная»- аэроступень (20 км, 2500 км/ч), возвращаемая.
2ая ступень, челнок, с комбинированной ДУ( О2 на «халяву»Ю только уо не использует)
Проект Rascal от DARPA — воздушный старт по заявке US Air Force
UFO just landed and posted this here
>Чтобы упростить все дальнейшие расчеты, давайте представим что космолет должен быть в размерах орбитера системы Спейс-шаттл.
Вот сама такая постановка вопроса уже вызывает недоумение.
«Давайте представим что для поездки на дачу к бабушке нам обязательно нужен БЕЛАЗ...»
Вот сама такая постановка вопроса уже вызывает недоумение.
«Давайте представим что для поездки на дачу к бабушке нам обязательно нужен БЕЛАЗ...»
Спейс-шаттл удобен, так как по нему есть огромное количество информации и у него огромный грузовой отсек. Вы всегда можете отмасштабировать систему в меньшую или большую сторону — главная цель была доказать осуществимость концепции как таковой. Да и челнок без огромного бака и ускорителей видится логичным следующим шагом в развитии космических технологий.
Если уж рассматривать реализуемость персонального космического корабля чисто теоретически — почему бы не рассмотреть вариант корабля с жидким водородом в качестве рабочего тела с множеством наземных лазеров в качестве источника энергии?
По этой концепции удельный импульс получается в районе 900 с., но плотность жидкого водорода составляет смехотворные 0,07 г/см3. Таким образом в грузовой отсек 45 тонного шаттла влезет всего 21 тонна водорода, а его ΔV=900*9,81*ln(66/45)=3380 м/с. Чтобы выйти на орбиту придется сильно раздувать челнок в размерах, чего в данной статье я и хотел избежать. Те же самые расчеты относятся и к тепловому ЯРД — даже если их низкая тяга к весу будет преодолена, все равно компактный космолет с ними не получится.
Но почему бы не подвесить к шаттлу внешний бак с водородом — ведь шаттл на это рассчитан? Пустой бак будет очень лёгким, его можно аккуратно приземлить при помощи управляемого парашюта, и использовать повторно, при условии, что в грузовом отсеке шаттла также будет водород, который даст нам дополнительные ΔV=3380 м/с, а бак будет аэродинамически гасить скорость 4,3 км/с. И для персональных полётов нужен шаттл скромных размеров, соответственно, и бак тоже не будет таким гигантским.
ИМХО, только в фантастике и только с термоядерной горелкой. В плотных слоях атмосферы выступает как грелка для прямоточного двигателя с воздухом в роли рабочего тела. На высоте 40 километров реактор открывается и выпускается уже термоядерный факел.
Криогенная первая ступень Ариан-5 «Evolution» весит 189 тонн заправленная, 14 тонн пустая, и при этом имеет удельный импульс 431,2 с (4,23 км/с).
Не сложно подсчитать, что deltaV у неё 11 км/с!
Если добавить к ней 7 т полезной нагрузки, она всё равно выйдет на орбиту.
Правда есть проблема: тяга её двигателя меньше стартового веса… В норме используются твёрдотопливные ускорители, что нас не устраивает. Но можно ещё пару Vulcain 2 впихнуть. Это добавит 3,4 т к сухой массе, снизив полезную нагрузку до 3,6 т.
Итого получаем, что SSTO вполне реально сделать при 100% использовании серийных компонентов.
Только вот добавление боковых ускорителей и второй ступени повышает цену раза так в полтора, а грузоподъёмность — в шесть…
Не сложно подсчитать, что deltaV у неё 11 км/с!
Если добавить к ней 7 т полезной нагрузки, она всё равно выйдет на орбиту.
Правда есть проблема: тяга её двигателя меньше стартового веса… В норме используются твёрдотопливные ускорители, что нас не устраивает. Но можно ещё пару Vulcain 2 впихнуть. Это добавит 3,4 т к сухой массе, снизив полезную нагрузку до 3,6 т.
Итого получаем, что SSTO вполне реально сделать при 100% использовании серийных компонентов.
Только вот добавление боковых ускорителей и второй ступени повышает цену раза так в полтора, а грузоподъёмность — в шесть…
Проблема в том, что у автора ракета буквально летит в пустоте. Гравипотери с сопротивлением атмосферы не учитываются, не говоря уже о куче менее сущетвенных вещей.
Считал для лунных миссий пару лет назад, просто чтобы проверить, ибо на Луне нет атмосферы, и доступны очень точные данные по массе взлетного модуля на поверхности и на орбите, и даже угол между вектором тяги и вектором гравитации на разных участках полета гуглится (такую информацию редко выкладывают).
За кофе накидал приблизительные значения для SSTO автора.
Считал для лунных миссий пару лет назад, просто чтобы проверить, ибо на Луне нет атмосферы, и доступны очень точные данные по массе взлетного модуля на поверхности и на орбите, и даже угол между вектором тяги и вектором гравитации на разных участках полета гуглится (такую информацию редко выкладывают).
За кофе накидал приблизительные значения для SSTO автора.
Почему автор не прав, и его сферическая ракета летит в пустоте. Ссылка на упомянутый выше учебник там есть.
Попробуем провести быстрые рассчеты. Затраты на управление считать не будем, они будут минимальны, а с аэродинамическими все непросто, тоже выкинем, т.к. очень сложная математика, зависит от аэродинамики носителя, скорости (если вдруг у нас на старте слишком большое ускорение, то в плотных слоях мы потеряем очень много), и еще кучи факторов, о которых я даже не подозреваю, считается через симуляцию, когда ищут оптимальную траекторию. Они существенны, но основная часть — именно гравитационные потери. Для нас главное, что никакой помощи при подъеме SSTO такой схемы атмосфера не окажет, и будет только мешать.
Мне, к сожалению, не удалось найти точный профиль вывода Шаттла, с углами, так что придется задавать функцию «на глаз». А ведь в реальности все не ограничивается 90 градусами, и есть всякие интересные штуки, вроде shuttle roll maneuver (что важно, учитывая расположение двигателей). Принимаем 8982 м/с идеальной дельты, которые получил автор, за истину, хотя, повторюсь, очень оптимистичная оценка.
8982 — 1400 != орбита.
Чтобы понять, насколько всё сложно, можно также почитать это, например, если хочется простыми словами и сразу — страница 26 «Введения в ракетную технику» и далее.
Таким образом, обычная формула Циолковского, которую использовал автор, не учитывает такие вещи как гравитационные и тем более аэродинамические потери, которые являются слишком существенными, чтобы их игнорировать и оказывают огромное влияние на проектирование РН. Такое, что ради их оптимизации начальный участок траектории полета, проходящий в плотных слоях атмосферы, стараются сделать как можно короче (хотя в плане гравитационных потерь вертикальный полёт не выгоден), а дальнейшую траекторию рассчитывают путем симуляций. Формула Циолковского в чистом виде может дать нам только идеальную дельту, которая ни при каких условиях не может быть равна реальной при старте с планеты.
Очень круто было бы увидеть комментарии специалиста. Прикидки весьма приблизительные, и знаний у меня — три семестра матанализа и «ракетные» учебники, до которых удалось дорваться, мог еще что-то не учесть.
Попробуем провести быстрые рассчеты. Затраты на управление считать не будем, они будут минимальны, а с аэродинамическими все непросто, тоже выкинем, т.к. очень сложная математика, зависит от аэродинамики носителя, скорости (если вдруг у нас на старте слишком большое ускорение, то в плотных слоях мы потеряем очень много), и еще кучи факторов, о которых я даже не подозреваю, считается через симуляцию, когда ищут оптимальную траекторию. Они существенны, но основная часть — именно гравитационные потери. Для нас главное, что никакой помощи при подъеме SSTO такой схемы атмосфера не окажет, и будет только мешать.
Мне, к сожалению, не удалось найти точный профиль вывода Шаттла, с углами, так что придется задавать функцию «на глаз». А ведь в реальности все не ограничивается 90 градусами, и есть всякие интересные штуки, вроде shuttle roll maneuver (что важно, учитывая расположение двигателей). Принимаем 8982 м/с идеальной дельты, которые получил автор, за истину, хотя, повторюсь, очень оптимистичная оценка.
Задаем функцию.
500 секунд до MECO, поворачиваем в первые 1.5 минуты и считаем гравитационные потери по нашей формуле, g поставим константой, не сильно повлияет на таких высотах. Получаем около 1400 м/с гравипотерь. Согласуется со средними цифрами по палате. 
Четвертый столбец, км/с.
8982 — 1400 != орбита.
Чтобы понять, насколько всё сложно, можно также почитать это, например, если хочется простыми словами и сразу — страница 26 «Введения в ракетную технику» и далее.
Таким образом, обычная формула Циолковского, которую использовал автор, не учитывает такие вещи как гравитационные и тем более аэродинамические потери, которые являются слишком существенными, чтобы их игнорировать и оказывают огромное влияние на проектирование РН. Такое, что ради их оптимизации начальный участок траектории полета, проходящий в плотных слоях атмосферы, стараются сделать как можно короче (хотя в плане гравитационных потерь вертикальный полёт не выгоден), а дальнейшую траекторию рассчитывают путем симуляций. Формула Циолковского в чистом виде может дать нам только идеальную дельту, которая ни при каких условиях не может быть равна реальной при старте с планеты.
Очень круто было бы увидеть комментарии специалиста. Прикидки весьма приблизительные, и знаний у меня — три семестра матанализа и «ракетные» учебники, до которых удалось дорваться, мог еще что-то не учесть.
С какого потолка вы взяли 8982? o_O
У автора deltaV 9400 — 1400 = 8000 м/с. Это даже чуть выше орбитальной скорости на высоте 200 км, но с учётом аэродинамических потерь получаем как раз примерно её.
У автора deltaV 9400 — 1400 = 8000 м/с. Это даже чуть выше орбитальной скорости на высоте 200 км, но с учётом аэродинамических потерь получаем как раз примерно её.
Дико извиняюсь, считал для t=440 секунд, подставляя в старый воркшит для лунного модуля.
Получилось 1689 м/с для 500 секунд.
Получилось 1689 м/с для 500 секунд.
С учетом таких гравипотерь посмотрим на реальные скорости на разных орбитах.
8900-1400 — около 7500 м/с. Это орбита 200х200 в лучшем случае. Без аэродинамических потерь и всяких «мелочей». Даже если мы доберем 400 м/с, как это делает автор, вряд ли удастся компенсировать такие значения. В статье взяты очень средние значения потерь на выводе, их не считали, и получили то, что хотел увидеть.
А ведь в реальности и профиль вывода сложнее, и ракета вряд ли бы получилось такой совершенной.
8900-1400 — около 7500 м/с. Это орбита 200х200 в лучшем случае. Без аэродинамических потерь и всяких «мелочей». Даже если мы доберем 400 м/с, как это делает автор, вряд ли удастся компенсировать такие значения. В статье взяты очень средние значения потерь на выводе, их не считали, и получили то, что хотел увидеть.
А ведь в реальности и профиль вывода сложнее, и ракета вряд ли бы получилось такой совершенной.
А 8900 откуда?..
Из статьи же. У него очень совершенная ракета и взяты (из статьи на вики, видимо) минимально возможные, оторванные от конкретного корабля значения потерь.
Вы её вообще как читали?.. Вот прямо в самом начале статьи:
Дополню за автора: а ещё она включает 0,4 км/с скорости вращения Земли, так что в отсутствии гравитационных и прочих потерь ракета разогналась бы до 9,8 км/с, но эти потери «съедают» 2 км/с, остаётся как раз орбитальная скорость на высоте 200 км — 7,8 км/с.
предположим, что мы живем во Флориде и летим строго по восточному направлению на круговую орбиту высотой 200x200 км. Тогда потребная ΔV составит 9,4 км/с. Эта цифра включает в себя как набор необходимых 7,8 км/с орбитальной скорости, так и преодоление аэродинамических, гравитационных потерь, потерь на управление и, что будет особенно удобно при дальнейших расчетах, потерь на противодавление (ракетные двигатели на уровне моря работают менее эффективно, чем в вакууме)
Дополню за автора: а ещё она включает 0,4 км/с скорости вращения Земли, так что в отсутствии гравитационных и прочих потерь ракета разогналась бы до 9,8 км/с, но эти потери «съедают» 2 км/с, остаётся как раз орбитальная скорость на высоте 200 км — 7,8 км/с.
Только с гравитацией, все значения автора.
Мне кажется, очевидно, что автор притянул результат за уши, беря максимально возможный уи, необоснованно облегчая корабль в 2 раза (размещая при этом топливные баки внутри), и минимальную цифру потерь из гугла. Например, весь объем грузового отсека у него — топливо, что невозможно технически.
Вы насчитали 7,3 км/с конечной скорости при deltaV без потерь 8985 м/с.
А у автора на 400 м/с больше!
Более того, ещё 400 м/с даёт вращение Земли, которое вы почему-то в упор не замечаете даже после того, как я вам на него прямо указал.
Итого получаем 8,1 км/с конечной скорости, если считать только гравитационные потери. А нам достаточно 7,8 км/с, т.е. ещё есть 300 м/с запаса на аэродинамические и прочие потери.
А у автора на 400 м/с больше!
Как нам добрать необходимые 400 м/с? Можно вспомнить, что на шаттле есть маневровые двигатели с у.и. в 316 с. и ΔV 300 м/с, но этого все равно недостаточно, да и маневрировать в космосе нужно. Но эти 300 м/с приводятся для шаттла с 29,5 тоннами в грузовом отсеке! Без них будет как раз 400 м/c — можно выйти на орбиту
Более того, ещё 400 м/с даёт вращение Земли, которое вы почему-то в упор не замечаете даже после того, как я вам на него прямо указал.
Итого получаем 8,1 км/с конечной скорости, если считать только гравитационные потери. А нам достаточно 7,8 км/с, т.е. ещё есть 300 м/с запаса на аэродинамические и прочие потери.
Получилась цифа, едва-едва позволяющая выйти на очень низкую орбиту. Почему я считаю, что этого решительно недостаточно, и автор подогнал результат под желаемый?
1. Самое главное — масса. Сухая меньше в 2 раза. Это нереальное значение, никакое уменьшение крыльев не поможет. Возьмем для примера Дримлайнер: около 40% композитов позволили сэкономить 20% массы самолёта. Давайте будем отталкиваться именно от этой доли композитов в конструкции, т.к. сделать всё из них просто невозможно, есть двигатели, определенные части планера, оборудование, да что угодно. Пусть будет 50%, получаем 67.5 тонн, что уже само по себе ставит крест на хитром плане.
2. Баки. Больших композитных баков не существует, всё что есть до сих пор в разработке. VentureStar передает привет. И, самое главное, почему-то весь объем грузового отсека заполнен топливом, чего просто не может быть, никак, есть сами баки, есть простарнство между ними, даже если делать общую стенку, не получится столько увезти.
3. Никаким образом не затронута тема двигателей, эффективность которых будет «гулять» в зависимости от высоты, и довольно значительно. Снова обращаемся к VentureStar и его решениям. С обычным «с полки» ничего не получится. Кстати, у автора этот самый двигатель очень эффективный.
Вывод: автор сгладил углы, чтобы получить то, что хотел получить, да еще и потери на выводе взял с потолка. Дельты не хватит.
P.S: откопался график с приблизительными углами на времени:
1. Самое главное — масса. Сухая меньше в 2 раза. Это нереальное значение, никакое уменьшение крыльев не поможет. Возьмем для примера Дримлайнер: около 40% композитов позволили сэкономить 20% массы самолёта. Давайте будем отталкиваться именно от этой доли композитов в конструкции, т.к. сделать всё из них просто невозможно, есть двигатели, определенные части планера, оборудование, да что угодно. Пусть будет 50%, получаем 67.5 тонн, что уже само по себе ставит крест на хитром плане.
2. Баки. Больших композитных баков не существует, всё что есть до сих пор в разработке. VentureStar передает привет. И, самое главное, почему-то весь объем грузового отсека заполнен топливом, чего просто не может быть, никак, есть сами баки, есть простарнство между ними, даже если делать общую стенку, не получится столько увезти.
3. Никаким образом не затронута тема двигателей, эффективность которых будет «гулять» в зависимости от высоты, и довольно значительно. Снова обращаемся к VentureStar и его решениям. С обычным «с полки» ничего не получится. Кстати, у автора этот самый двигатель очень эффективный.
Вывод: автор сгладил углы, чтобы получить то, что хотел получить, да еще и потери на выводе взял с потолка. Дельты не хватит.
P.S: откопался график с приблизительными углами на времени:
Что автор написал антинаучную фантастику — это никто не спорит.
Но это никак не отменяет того факта, что опровергая его, вы сами не удосужились даже внимательно прочесть написанное им (считаете, что автор получил deltaV 8982 м/с, в упор не замечая, что он пишет про 9,4 км/с), а расчёты сделали столь же плохо (считаете одни факторы до долей метра в секунду, и при этом просто забываете про сотни метров в секунду от других факторов).
Но это никак не отменяет того факта, что опровергая его, вы сами не удосужились даже внимательно прочесть написанное им (считаете, что автор получил deltaV 8982 м/с, в упор не замечая, что он пишет про 9,4 км/с), а расчёты сделали столь же плохо (считаете одни факторы до долей метра в секунду, и при этом просто забываете про сотни метров в секунду от других факторов).
Только вращение земли забыл. Дельта от OMS (мини-версии фтор-гидразиновых, однако, вот так вот легко и просто) это в итоге просто смешно, на фоне нарисованных характеристик, даже если она будет больше 300m/s.
Совсем другой порядок цифр же, позволяющий утвреждать, что не взлетит.
считаете одни факторы до долей метра в секунду
Совсем другой порядок цифр же, позволяющий утвреждать, что не взлетит.
В каком месте порядок цифр другой?.. В ваших расчётах получается, что недостаёт всего нескольких сотен метров в секунду. Как раз тех, что от вращения Земли и от системы орбитального маневрирования.
Сделайте свои расчёты для реального Шаттла — и он у вас точно также «не взлетит», т.к. без вращения Земли и системы орбитального маневрирования (она включалась сразу после выключения маршевых двигателей для довыведения корабля) у него тоже не хватает скорости для орбитального полёта.
Вот если бы вы подсчитали, какую реальную минимальную массу может иметь Шаттл, сделанный с широким применением композитов, и оказалось, что это далеко не 45 тонн — тогда да, вы точными расчётами опровергли бы автора. Но вы в своих расчётах принимаете как данность все его утверждения!
Сделайте свои расчёты для реального Шаттла — и он у вас точно также «не взлетит», т.к. без вращения Земли и системы орбитального маневрирования (она включалась сразу после выключения маршевых двигателей для довыведения корабля) у него тоже не хватает скорости для орбитального полёта.
Вот если бы вы подсчитали, какую реальную минимальную массу может иметь Шаттл, сделанный с широким применением композитов, и оказалось, что это далеко не 45 тонн — тогда да, вы точными расчётами опровергли бы автора. Но вы в своих расчётах принимаете как данность все его утверждения!
Перечитайте.
Цифра даже со значениями автора получилась «впритык» и для очень низкой орбиты, как только посчитали реальные потери на выводе. И все начало рассыпаться.
Бгг, у Шаттла, в отличие от, все зависит от нагрузки и высоты орбиты. Импульс на скругление всегда будет выдавать OMS, просто из-за ограничений на дросселирование SSME, но он может быть разным. У автора же пустой корабль, со всегда одинаковой взлетной массой едва дотягивает до орбиты, даже если топлива оставить только на спуск.
Для этого нужен штат инженеров с документацией (что не мешает автору просто сказать, что он будет в 2 раза легче), придется пересчитывать весь корабль. Остается только экстраполировать реальные конструкции, даже предназначенные для меньших перегрузок.
Как только мы начнем заменять старательно подогнанные автором цифры на что-то хотя бы немного реалистичное, будут уже тысячи м/с. Например с сухой массой 67 тонн лишимся 1.5 км/с.
Цифра даже со значениями автора получилась «впритык» и для очень низкой орбиты, как только посчитали реальные потери на выводе. И все начало рассыпаться.
Сделайте свои расчёты для реального Шаттла — и он у вас точно также «не взлетит»
Бгг, у Шаттла, в отличие от, все зависит от нагрузки и высоты орбиты. Импульс на скругление всегда будет выдавать OMS, просто из-за ограничений на дросселирование SSME, но он может быть разным. У автора же пустой корабль, со всегда одинаковой взлетной массой едва дотягивает до орбиты, даже если топлива оставить только на спуск.
Вот если бы вы подсчитали, какую реальную минимальную массу может иметь Шаттл, сделанный с широким применением композитов,
Для этого нужен штат инженеров с документацией (что не мешает автору просто сказать, что он будет в 2 раза легче), придется пересчитывать весь корабль. Остается только экстраполировать реальные конструкции, даже предназначенные для меньших перегрузок.
В каком месте порядок цифр другой?
Как только мы начнем заменять старательно подогнанные автором цифры на что-то хотя бы немного реалистичное, будут уже тысячи м/с. Например с сухой массой 67 тонн лишимся 1.5 км/с.
Цифра даже со значениями автора получилась «впритык» и для очень низкой орбиты, как только посчитали реальные потери на выводе
Так цифра и должна быть впритык для очень низкой орбиты! Автор же и закладывал высоту 200 км — меньше некуда.
У автора же пустой корабль, со всегда одинаковой взлетной массой едва дотягивает до орбиты
У автора корабль не для вывода грузов на орбиту, а для баловства богатых бизнесменов. А от того взлётная масса его меняется в диапазоне ±30 кг, в зависимости от того, насколько плотное брюхо отрастил данный конкретный владелец корабля.
Как только мы начнем заменять старательно подогнанные автором цифры на что-то хотя бы немного реалистичное, будут уже тысячи м/с
Совершенно верно. А вы с чего начали?.. Цитирую вас, если уже забыли:
«С учетом таких гравипотерь посмотрим на реальные скорости на разных орбитах.
8900-1400 — около 7500 м/с. Это орбита 200х200 в лучшем случае. Без аэродинамических потерь и всяких «мелочей». Даже если мы доберем 400 м/с, как это делает автор, вряд ли удастся компенсировать такие значения. В статье взяты очень средние значения потерь на выводе, их не считали, и получили то, что хотел увидеть.
А ведь в реальности и профиль вывода сложнее, и ракета вряд ли бы получилось такой совершенной.»
Причём с какого потолка вы взяли 8900 до сих пор остаётся загадкой.
Больших композитных баков не существует
Прототип уже был сделан и испытан SpaceX.
Ещё в 90х годах проводили работы по гиперзвуковому двигателю. Сейчас, похоже, уже есть какие-то прототипы гиперзвуковых двигателей на боевых ракетах. Недолго осталось ждать когда гиперзвуковые двигатели будут ставить на самолёты, а там уже и до космических ракет «рукой подать». Как только это произойдёт, одноступенчатый многоразовый ракета-носитель с комбинированной силовой установкой будет реализован!!!
Комбинированная силовая установка — это ракетный + гиперзвуковые реактивные двигатели (окислитель воздух).
Комбинированная силовая установка — это ракетный + гиперзвуковые реактивные двигатели (окислитель воздух).
Двухступенчатый (1 ступень с гпврд, 2 с обычным ЖРД) всё равно выведет больше.
К тому же у 2хступенчатой остаётся шанс совершить RTLS ABORT и сохранить 2 ступень и полезную нагрузку в случае отказа двигателей первой.
Согласен, уже такой проект предлагался: «МАКС 2000» Лозино-Лозинского, только носитель был дозвуковой самолёт «Мрия» (Ан-225). Но, и у ЖРД сильно ограничен рабочий ресурс из-за «уноса» конструктивного вещества из критического сечения двигателя реактивной струёй.
Вообще, сейчас ещё наши технологии не готовы к использованию многоразовых ракет-носителей без текущего ремонта многократно! Вот и Илон Маск, что-то боится продолжать запуски б/ушных 1 ступеней своего Фэлкона 9. Было использование только 2 раза, как мне помнится, 1 ступеней Фэлкона 9.
Вообще, сейчас ещё наши технологии не готовы к использованию многоразовых ракет-носителей без текущего ремонта многократно! Вот и Илон Маск, что-то боится продолжать запуски б/ушных 1 ступеней своего Фэлкона 9. Было использование только 2 раза, как мне помнится, 1 ступеней Фэлкона 9.
Забыл добавить небольшое уточнение: при условии старта по самолётному!
Как только это произойдёт, одноступенчатый многоразовый ракета-носитель с комбинированной силовой установкой будет реализован!!!
Как только это произойдёт, одноступенчатый многоразовый ракета-носитель с комбинированной силовой установкой будет реализован!!!
Думал, в статье будет раскрыт в том числе и вопрос, через сколько инстанций надо пройти, что бы согласовать свой "вылет". Представьте, вот вы в тихую собрали ракету, сели и стартанули. Через сколько прилетит "ответочка"? Или уже недогонит? Какие страшные глаза будут у военных, когда они увидят на своих радарах НЛО?
Art3: «Какие страшные глаза будут у военных, когда они увидят на своих радарах НЛО?»
Да, это большая проблема не только у военных, но и у МЧС, а также может быть у всей страны!
Поэтому, полёты в космос, в принципе, не могут быть переданы частнику без контроля соответствующих органов!
Да, это большая проблема не только у военных, но и у МЧС, а также может быть у всей страны!
Поэтому, полёты в космос, в принципе, не могут быть переданы частнику без контроля соответствующих органов!
Тогда уж проще реализовать DH-1 — две ступени, первая садиться на место старта, вторая рядом попозже (стартовая масса комплекса 140 т). Две тонны полезной нагрузки, проектная стоимость агрегата 100-150 млн. баксов. Топливо — жидкий метан и кислород на первой степени + жидкий водород+кислород на второй.
Самое то для мажоров
Самое то для мажоров
А существовали ли проекты, в которых ракету перед запуском двигателей разгоняли посильнее и "выстреливали" ей вверх, а дальше уже на двигателях.
Что то типа длинного тоннеля hyperloop с пониженным давлением, по которому ракету разгоняют магнитным полем.
Может быть еще актуально выход тоннеля из которого ракета будет вылетать сделать как можно выше, на горе.
Проекты-то есть.
Только вот окупаемость — когда начнут стрелять хотя бы раз в день. А пока получается запуск ракеты с космодрома раз в месяц.
Только вот окупаемость — когда начнут стрелять хотя бы раз в день. А пока получается запуск ракеты с космодрома раз в месяц.
Был проект даже водородной пушки от НАСА в качестве основного разгонного блока — водород играл роль рабочего тела, разогрев от мощного электрического разряда. И нужны были грузопотоки на орбиту в десятки тонн в день для окупаемости этого сооружения за обозримое время
А существовали ли проекты, в которых ракету перед запуском двигателей разгоняли посильнее и «выстреливали» ей вверх, а дальше уже на двигателях.
Да, существовали прикидочные расчёты этого варианта, но там возникли трудности по надёжности запуска двигателей и безопасности космонавтов. Также, возникли трудности по реализации разгонного участка (получалась длина в десятки километров). Если использовался электромагнитный ускоритель, то возникала проблема экранирования экипажа от магнитных возмущений.
В общем итоге: много трудноразрешимых проблем взамен первых ступеней РН, поэтому это направление не получило развитие!
Да, существовали прикидочные расчёты этого варианта, но там возникли трудности по надёжности запуска двигателей и безопасности космонавтов. Также, возникли трудности по реализации разгонного участка (получалась длина в десятки километров). Если использовался электромагнитный ускоритель, то возникала проблема экранирования экипажа от магнитных возмущений.
В общем итоге: много трудноразрешимых проблем взамен первых ступеней РН, поэтому это направление не получило развитие!
Sign up to leave a comment.
Можно ли запрыгнуть в свой космический корабль и покинуть Землю?