Comments 67
>> Может быть, ко второй половине века и найдутся оптимальные решения, которые станут стандартом.
Не понимаю. Разве оптимальный метод определяется не экономической целесообразностью? Разве это не возможность идти вверх по грузоподъемности не в отношении к массе самой ракеты, а в общем? Не в создании универсального транспортного средства для космических грузо- и пассажироперевозок? Как без «посадки на двигателях» посадить хотя бы 10 тонн на поверхность Марса или тонну на Луне? Никак, по крайней мере целыми.
Как мне кажется, альтернативы реактивной посадке были актуальны до её успешного применения как эдакий костыль, proof of concept, что повторное использование ступеней возможно. Зачем же извращаться ради «наименьшего утяжеления», когда это уже доказано? Сегодня «оптимально» значит использовать ступень как можно больше раз и потери, связанные с утяжелением, уже не так критичны. Starship добьёт всех тех, кто считает иначе. Здесь как с коммерческими грузовиками. Оптимален не тот, который являясь единичным экземпляром побеждает в Дакаре, а тот, который производится на конвейере и миллион километров накатает.
Оптимален не тот, который являясь единичным экземпляром побеждает в Дакаре, а тот, который производится на конвейере и миллион километров накатает.
А зачем вам грузовик с миллионом километров если для него нет грузов?
:-)
Если внимательно посмотреть на рынок коммерческих пусковых услуг, то выяснится что он в общем-то мизерный) Емнип 6 млрд. долларов. И это не прибыль а выручка. На всех. И это при текущей стоимости пусков. При удешевлении эта сумма сожмётся еще больше.
По большому счету в космос просто нечего запускать.
Военные и национальные программы никто конкурентам не отдаст. И что остается? Связь, ДЗЗ и навигация для тех у кого нет собственных носителей. Собственно и все.
И удешевление стоимости пуска в общем-то никак не влияет на кол-во нагрузок. Их нет)
>> И удешевление стоимости пуска в общем-то никак не влияет на кол-во нагрузок. Их нет)
Спутниковый интернет (уже сегодня), масштабные, а не единичные, астрономические исследования из за пределов земной атмосферы (при цене доставке х10^-1), солнечная энергия круглые сутки и доступные среднему классу космические гостиницы (x10^-2), трансконтинентальные путешествия (x10^-3), орбитальные индустрии (x10^-4).
И выдуманное автором статьи «наименьшее утяжеление» не поможет добиться даже х10^-1. Как это можно называть оптимально…
Ну или второй пример, авиация в начале 20 века, когда она была очень опасной и дорогой игрушкой военных и единичных
И если честно, я не знаю, что хуже для хаба Космонавтика на Хабре — если он делает это, чтобы оправдать свою статью 2013 года, мол Space X всё таки оказались лидерами в повторном использовании не смотря на её, статьи, заключение, либо оказывая вполне коммерческую услугу Роскосмосу, оправдывая Рогозина, который переложил всю ответственность за провал космонавтики на указания президента:
А вообще вы невнимательно читали заключение. Смысл там «посадка на двигателях действительно требует больше массы, но это оказалось пока что неважным»
Значит правильно понял и собственно с самого начала об этом и говорю — альтернативы реактивной посадке были актуальны до её успешного применения как эдакий костыль, proof of concept, что повторное использование ступеней возможно. Вашу точку зрения здесь оправдывает только заключение в этой статье:
>> Может быть, ко второй половине века и найдутся оптимальные решения, которые станут стандартом.
Ведь действительно, если сфокусировать внимание не на росте полезной нагрузки и снижении стоимости доставки грузов на орбиту, а на том, чтобы компании между самой мерились «наименьшим утяжелением», то до второй половины века мы действительно никакого прогресса не получим. И обвинение в моем комментарии касается этого, а «платит Роскосмос» — это скорее попытка оправдать Вас, ведь богатым быть лучше, чем недальновидным.
Вы ниже привели пример с частным островом, и он актуален и здесь. По поводу острова — спрос на трансфер до этого конкретного острова не изменится, но снизится порог входа для создания более дешёвых отелей на островах, которые смогут позволить себе больше людей и, как результат, вырастет спрос на трансферы.
Столь высокая стоимость спутников сегодня связана как раз с тем, чтобы один раз его отправить на 15 лет с большим запасом топлива и запасом прочности. Если же цена на запуски радикально упадёт, то появится смысл запускать спутники на 5 лет без запаса прочности, т.к. дешевле его будет заменить:
Спутник за 200кк$ + запуск за 60кк$ = 260кк$ на 15 лет, 17,3кк$ в год
3 спутника за 50кк$ + 3 запуска за 20кк$ = 210кк$ на 15 лет, 14кк$ в год
20% не приведённой экономии. И уже есть отличный пример — Starlink, у которых цена на спутники, как предполагается, радикально ниже аналогов.
Дальше — развитие общих платформ для спутников снизит входные пороги для тех, кто их будет создавать. Ибо какая разница сколько спутник весит, если условный лишний килограмм его веса, существующий из-за универсальности платформы, несущественно изменит общую стоимость проекта при дешёвых запусках, но зато позволит сэкономить на единичном производстве подходящей платформы. И в результате рынок пусковых услуг вырастет ещё сильнее. И военные, получив возможность полностью покрыть планету своими спутниками-шпионами с ценой дешевле запуска нескольких их спутников, скорее всего, сядут на этот поезд одними из первых. А для операторов космических пусков это гарантированный поток заказов.
Дальше — экономически оправданным будет вновь повышение срока службы спутников за счет развития технологий, но это сокращение пусковых услуг уже будет компенсировано новым космическим спросом, о котором я писал выше.
График спроса и предложения, к сожалению, неправильно преподают в университетах, от того и такие проблемы с пониманием таких простых тенденций. А стоит сопоставить его с точкой безубыточности для производства разных объемов продукции, как сразу многие тенденции станут понятны. Производство уникальных продуктов имеет высокую стоимость и соответствующий спрос, в то время как конвейерное производство даёт более низкую стоимость под намного больший спрос. Долгое время на космическом рынке не было никого, кто мог бы сложившийся паритет нарушить, но сейчас, наконец, можно ждать радикальных изменений. Конкуренция развивает экономику.
Это сейчас. Только представьте, что будет, когда стоимость полёта будет уже не 20кк$, а 6кк$. Карта звёздного неба в режиме онлайн во всех спектрах перестанет быть мечтой астрономов! При 2кк$ — неделя в космосе обойдётся дешевле упомянутого Вами Banwa Private Island и роверы для исследования других планет станет проще послать десятком, с риском потери 3-4, но по стоимости дешевле, чем отправка одного сегодня, а при 200к$ города при выборе источника энергии на перспективу начнут рассматривать орбитальные солнечные фермы, делясь ночью энергией с побратимами на другом полушарии, а путешествия на другие планеты перестанут быть фантастикой.
Конечно, эти 200к$, 2кк$ — уже не на ракетах существующего класса будут достигаться, чтобы по цене пуска считать, просто привёл к ним по стоимости килограмма на орбиту, чтобы в это будущее заглянуть. И есть ненулевая вероятность, что многое из этого мы увидим в ближайшие 20-30 лет.
Опять же не стоит забывать про прорывы в отдельных областях связанных с космосом, которые мы сегодня даже представить не можем и которые могут нагрузить ракеты на любом из этих этапов достаточно, чтобы ускорить дальнейшее развитие.
Могу, конечно, и ошибаться. Причём очень сильно. Но по мне, лучше всё таки верить в такое будущее и что оно рядом, чем жить и рассуждать тем настоящим, которое имеем сегодня.
>> А созвездие дешёвых шпионов точно скоро захотят, чтобы нудоль и лазерные ослеплялки потеряли смысл.
Запретить военным мы это ну никак не запретим, но есть ведь и плюсы — при съемке высокого качества и продвинутом машинном обучении станет довольно просто находить потерявшихся людей, зная часть открытого маршрута передвижения. И при уже понесённых капитальных затратах это будет не так дорого.
При удешевлении эта сумма сожмётся еще больше.наоборот. при удешевлении сумма всегда растет, т.к. приходят новые покупатели
Belking удивляется: " Как без «посадки на двигателях» посадить хотя бы 10 тонн на поверхность Марса или тонну на Луне?"
Так смелее надо быть. И Вы сможете посадить 14 тонный лунный модуль на Луну, опираясь на струю ракетного двигателя (одного), в 1969 году.
Опыт подобного в аппарате "Pixel" меньше одной тонны впервые в мире смогло сделать "Армадилло" на Земле, под видеокамеру не раньше 2006 года.
Возвращаясь к статье, похвалю честность автора, который прямо сообщает, что настоящие инженеры считают по другому.
Ну во первых автор считал "запасы", а инженеры-ракетчики считают "расходы" топлива на ту или иную затею.
Во- вторых фраза "торможение для прицеливания в баржу расходует гораздо больше топлива, чем может показаться" вообще странным. У нас на первой работе трудились специалисты, которые в 41 году направляли реактивные снаряды по площадям и по отдельным танкам противника. Никто и подумать не мог, что для того, чтобы ракета попала в танк (или баржу) её надо "тормозить". Инженер или техник или офицер скажут, что ракету надо "навести" на цель. А вот если бы автор написал "навести на баржу", тогда по тексту ему бы пришлось пояснять, на что потратил Маск топливо при наведении первой ступени РН на баржу. И как это снизило массу полезной нагрузки РН.
В отношени полноты обзора сообщу, что я ещё в 1994 году подготовил инженерную записку организации спасения первой ступени РН "Протон" методом захвата тяжелым транспортным самолетом.
Цель — буксировка и захоронение ступени в экологически безопасном месте на российской территории. Экономическая целесообразность — снижение в разы экологического платежа Республике Казахтан за пуски РН с Байконура. Тогда платили 200 млн. долл. США в год.
К сожалению платила Россия, поэтому специалисты РКК "Энергия" были не при чём.
очень грубо говоря, баржи Маска ставятся примерно там, куда ступень бы и так прилетела по баллистической траектории (исключение — траектории с возвратом к точке старта, но и там затраты на управление — мизер по сравнению с затратами на изменение скорости)
Конечно механическая работа руки пилота самолета мнотысячекратно меньше механической работы двигателя самолета.
Конечно Вы скорее всего, не сможете вообразить, что работа по зависанию ракеты над поверхностью земли в течении десяти минут соизмерима с работой вывода её на орбиту.
Ниже Mike_soft пишет: сегодня в 13:04 "Установившая скорость ступени в плотных слоях атмосферы — порядка 280 м/сек.".
Но понять не может, что именно эти 280 метров секунд и будет гасить описанное средство посадки.
Трудно таким объяснять, зачем в степях Казахстана под зону падения арендуются сотни квадратных километров "примерно там. куда ступень и так бы прилетела по баллистической траектории"
какая «механическая работа руки пилота»? «затраты (потери) на управление» — это потери работы, совершаемой двигателем, из-за несовпадения вектора тяги и оси ЛА.
Какие «зависания над поверхностью в течение 10 минут»? где, в каком горячечном бреду, вы такое видели?
именно эти 280 метров секундДа — именно эта скорость и гасится на последнем этапе посадки. На это и расходуется от 6 до 11 тонн топлива.
Трудно таким объяснять, зачем в степях Казахстана под зону падения арендуются сотни квадратных километров «примерно там. куда ступень и так бы прилетела по баллистической траектории»— нормальные люди понимают разницу между управляемым спуском (когда ступень ориентирована к потоку, ее ориентация и направление полета поддерживается газовыми и решетчатыми рулями), и «беспорядочно падающей» ступенью, которая в каждый момент времени ориентирована к потоку случайным образом, на которую воздействую ветры на разных высотах и т.п. — что и приводит к отклонениям от «идеальной баллистической кривой»
Не хотите рассматривать авиационные средства возврата ступени РН?
Вы сконцентрированы на ЛА, то есть только на ракетном способе посадки?
Вы полагаете, что "Затраты(потери) на управление — это потери работы, совершаемой двигателем, из-за несовпадения вектора тяги и оси ЛА"?
То есть ЖРД с управляемым вектором тяги Вам неизвестны?
Не нравится Вам зависание. Открываем единственную советскую книгу посвященную посадке на Луну, опираясь на реактивную тягу ракетного двигателя, автора Шунейко и читаем "спуск с постоянной вертикальной составляющей скорости". Легче двигателю не будет.
Вы пользуетесь понятием "управляемый спуск". Надеюсь понятие "управляемый подъём" будет вами понято.
А ведь ЖРД уже на ФАУ-2 работает на активном участке траектории именно в режиме управляемый подъём.
И если РН снабжен двигателем с управляемым вектором тяги, то какие затраты на управление Вы можете себе вообразить.
Ладно, закончила РН Активный участок траектории первой ступени отбросила её и она полетит по "Идеальной баллистической траектории". Пока не войдет в плотные слои атмосферы. И не важно есть на ней решетки или нет до верхних слоев атмосферы первая ступень "Протона" и "Фолькона" летят с одинаковой точностью.
Вот после входа в верхние слои атмосферы ступень "Фолькона" начинает управляться, а ступень "Протона" "ориентирована к потоку случайным образом, на которую воздействуют ветры на разных" поэтому и улетает произвольным образом на сотню километро?
Вы действительно в это верите?
Вы наверное не знаете про такое понятие как аэродинамическое качество.
Я Вам по рабоче- крестьянски объясню: аэродинамическое качество — это отношение дальности планирования к высоте с которой указанное планирование началось.
У шарика — 0, у Лайнера — 18-25. У трубы первой ступени "Протона" беспорядоченно вращающегося от 0 до 3-х на дозвуке.
Далеко ли улетит от идеальной баллистической кривой первая ступень "Протон"?
Максимум 30 километров.
Зачем же зоны падения первой ступени столь громадные?
Это естественно Вам неизвестно.
Мне конечно неудобно отсвечивать дурость, ибо по жизни я как раз и рассчитывал зоны падения РН "Протон" для размещения на космодроме "Плесецк" в своей части.
Вы сильно удивитесь, но здесь большее влияние оказывают не "ветры" и не вращение ступени, а гарантийные запасы топлива, первой и последующих ступеней, а также запас по температуре камеры сгорания.
Для расчета надо знать формулу Циолковского, Ньютона и уметь диференцировать.
Как известно не только завсегдатаи Хабра Mike_soft, но и инженеры РКК "Энергия" не всегда умеют считать формулу Циолковского. У меня на памяти случай, когда потеряли спутник Глонасс и люди сидели под угрозой тюрьмы, за неумение использования формул калужского мыслителя.
К сожалению и Вы и автор статьи и большинство инженеров по детски смотрят на задачу, которую решил Илон Маск в 21 веке.
Не хотите рассматривать авиационные средства возврата ступени РН?— почему же? для определенных ситуаций это может быть решением. а может и не быть. по крайней мере, дальше проектов пока дело не пошло.
Вы сконцентрированы только на ракетном способе посадки?просто в данном случае обсуждается конкретный способ посадки, и даже его конкретная реализация имени Маска.
Вы полагаете, что «Затраты(потери) на управление — это потери работы, совершаемой двигателем, из-за несовпадения вектора тяги и оси ЛА»Ну как бы вам сказать… не только я так полагаю. Например, раз уж вы начали Шунейко цитировать — почитаем Шунейко:
Несовпадение вектора тяга двигательной установки с вектором скорости полета ракеты приводит к потерям на управление. (гл.1 пар.1.3) Могу процитировать из Левантовскго, из Аппазова или из Сихарулидзе… странно, что пейсатель инженерных записок этого не знает (в принципе, на этом можно было бы и закончить)
читаем «спуск с постоянной вертикальной составляющей скорости». Легче двигателю не будет.а зачем нам в данном случае «спуск с постоянной скоростью»? скорость гасится двумя импульсами — при входе в плотные слои до определенного уровня, и непосредственно при посадке -до нуля.
Что такое «аэродинамическое качество» — я знаю не из «рабоче-крестьянских объяснений», а из учебников — это «отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению»
Мне конечно неудобно отсвечивать дурость, ибо по жизни я как раз и рассчитывал зоны падения РН «Протон» для размещения на космодроме «Плесецк» в своей части.а разве Протоны пускались с Плесецка? когда? Уж не врете ли вы насчет своей деятельности?
Уметь цитировать — это хорошо, отсутствие понимания написанного и цитируемого — это данность.
Вчера про энергозатраты ЖРД на спуск первой ступени в заданную точку Mike_sort пишет: "Наведение (затраты на управление) — это мелочи по сравнению с затратами на торможение".
И цитаты приводит из учебников и Шунейко, но не понимает, что все затраты на управление первой ступени "Сатурна-5", "Протона", "СпейсИкса" не зависят от того, будет ли спасаться первая ступень или нет. То есть абсолютно.
По завершении активного участка полета первой ступени начинается пассивный участок полета. И абсолютно по фигу сколько на активном участке полета было израсходовано энергии ЖРД на управление.
В отношении мысли Mike_sort: " баржи Маска ставятся примерно там, куда ступень бы и так прилетела по баллистической траектории."
На Луну Mike-sort мог бы поставить баржи.
На Земле баллистическая траектория будет искривлена сопротивлением воздуха, который окружает нас. Любителю доставать цитаты из интернета Mike-sort полезно знать, что вокруг Земли есть атмосфера.
Например Mike_sort пишет сегодня в 21.54: "скорость гасится двумя импульсами — при входе в плотные слои до определенного уровня, и непосредственно при посадке -до нуля."
Наверное это цитата, не вызвавшая мысли у её напечатавшем, чтобы написать " плотные слои атмосферы".
Похоже, что движение аппаратов в атмосфере для Miki_sort не понятно.
Поэтому он и предлагает: "скорость гасится двумя импульсами — при входе в плотные слои до определенного уровня, и непосредственно при посадке -до нуля".
Понимал бы, что атмосфера гасит скорость, то не стал бы утверждать что для спуска первой ступени обязательно нужен первый импульс.
И опять же приведя правильную, в общем то, цитату определения аэродинамического качества, Mike_sort не сможет понять, что при любом вращении и кувыркании первая ступень РН "Протон" не улетит дальше 30 километров от планируемой точки падения. Планируемой с учетом траектории пассивного учаска и с учетом аэродинамического торможения.
Завершая развеивать заблуждения и лагуны образования Mike_sort сообщу, что после распада СССР и ухода Байконура заграницу космическая отрасль обсуждала пути восстановления космической автаркии СССР на территории России.
Одно из направлений минимизации затрат предусматривало вариант завершения строительства стартов РН "Протон", которое было заброшено в 79-е годы в районе Плесецка.
Для расчета возможности использования действующих зон падения и землеотвода новых зон падения в РКК "Энергия" был подготовлен соответсвующий документ.
Как стало позже известно, Роскосмос не позволил разместить старты РН "Протон" в Плесецке. Результат известен. У России нет перспектив ни по продолжению коммерческого производства и запуска РН "Протон" и отсутсвует перспектива разработки ПН "Ангара" для коммерческого использования.
Понимал бы, что атмосфера гасит скорость, то не стал бы утверждать что для спуска первой ступени обязательно нужен первый импульс.— если бы «расчетчик полей падения» умел считать — он бы смог посчитать нагрузки на спасаемую ступень без снижения скорости первым импульсом. а если бы умел хотя бы просто читать — прочитал бы про историю отработки фалкона, и о том, что без entry burn'а ступень разрушалась при входе в плотные слои атмосферы.
И цитаты приводит из учебников и Шунейко, но не понимает, что все затраты на управление первой ступени «Сатурна-5», «Протона», «СпейсИкса» не зависят от того, будет ли спасаться первая ступень или нет. То есть абсолютно.— при выведении — естественно, не зависят. а вот при спасениии ступени — зависят. Тем более, некий идиот Foveator 20 апреля 2020 в 20:13 писал:
еще ему бы пришлось пояснять, на что потратил Маск топливо при наведении первой ступени РН на баржу. И как это снизило массу полезной нагрузки РННа что ему и ответили, что затраты на наведение на баржу (затраты на управление) малы по сравнению затратами на торможение.
В общем, если такие вот писали «технические записки по спасению» — ничего удивительного в том, что Роскосмос загибается. Если в компании рабротают идиоты — компания обязательно зангибается. Впрочем, не удивлюсь, если Foveator вышвырнули даже из структур Роскосмоса за профнепригодность (если он вообще там когда-либо работал)
Mike_sort пишет: "если бы «расчетчик полей падения» умел считать — он бы смог посчитать нагрузки на спасаемую ступень без снижения скорости первым импульсом".
В авиации и ракетостроении под расчетом "нагрузок" обычно понимают расчёт скоростного напора, действующего на возвращаемые из верхних слоёв атмосферы самолеты (Х-15), ступени ракет (РН "Протон", "Союз") и спускаемые аппараты (КА "Восток", "Восход", "Союз", "Аполлон", "Буран").
По памяти он равен половине произведения плотности атмосферы на квадрат скорости. Разные самолеты и ракеты рассчитываются на разные скоростные напоры при эксплуатации. Например Ан-2 выдерживает меньшие скоростные напоры, а МиГ-21 большие.
Для Miki_sort рекомендую почитать в сети, что кроме "нагрузки" важным разрушающим фактором будет "температура торможения". Это температура нагрева конструкции самолета, летательного аппарата или метеорита набегающей на него атмосферой (помянем покойного Шкарбана доброй памятью).
Нагрев, или например разрушение теплозащитного покрытия (в Шаттле) приводит к ослаблению конструкции и снижению величины разрушающего конструкцию конкретного аппарата скоростного напора.
Но отсутствие образования не позволяет Mike_sort понять, что для расчета зон падения первой ступени РН "Протон" не надо рассчитывать траекторию, обеспечивая сохранность конструкции при входе в плотные слои атмосферы. Вопрос повторного использования первых ступеней "Протон" не стоял. Стояла задача огораживания зон падения от попадания в неё посторонних людей.
Если Mike_sort "прочитал бы про историю отработки фалкона, и о том, что без entry burn'а ступень разрушалась при входе в плотные слои атмосферы", то будь он образованным не стал бы всем внушать, что только двухимпульсная схема посадки первой ступени РН возможна.
Эта схема да была единственно возможна в книжке Шунейко и при посадке АМС на Луну, но даже для спускаемого аппарата "Восток", да и для "Бурана" двухимпульсная схема посадки необязательна. ДЕлай прочнее и термозащищеннее и будет тебе счастье.
Ну да это местное заблуждение похоже связанное с тем, что Mike_sort много читал Шунейко, Сихурулидзе и научных сотрудников задушившегося от их лжи, как я понимаю, Келдыша.
Потому и несет как мантру обязательность двухимпульсной траектории снижения.
Умом не понимаешь, почитай в сети, КА "Восток" ,"Восход", "Аполлон-9", "Шаттл", "Буран".
Как аргументацию для оскорбления Mike_sort приводит собственное предложение, с которым он влез в обсуждение статьи "Пусть расцветают сотни многоразовых ракет".
Mike_sort: "На что ему и ответили, что затраты на наведение на баржу (затраты на управление) малы по сравнению затратами на торможение."
Мысль бота проста и не незамутнена осознанием прочитанного и самим же написанного.
Прочитал, запомнил и бережно отказывается понимать написанное другими и даже самим собой зацитированное.
Поэтому цитируя пишет: "Как это снизило массу полезной нагрузки РН" не понимая.
Ему невдомёк, что сумма затрат работы ЖРД на управление первой ступени трёх ступенчатой РН, затрат работы ЖРД на управление второй ступени и затрат работы ЖРД на управление третьей ступени при выведении ПН на заданную орбиту с заданной точностью, значительно меньше суммы затрат работы ЖРД на управление первой ступени трёх ступенчатой РН, затрат работы ЖРД на управление второй ступени и затрат работы ЖРД на управление третьей ступени при выведении сначала ПН на траеторию попадания в заданную точку посадки (баржу, вертолет/самолет подхвата) с заданной точностью, а затем на выведение ПН уже на траекторию попадания на заданную орбиту с заданной точностью.
Перейду наличностии, но не так конечно как путинские школьники, а в советской традиции, когда человек-человеку не волк.
Mike_sort, научишся складывать затраты работы ЖРД на управление каждой из трёх ступеней ракетаносителя — пиши,
научишся рассчитывать работу аэродинамического сопростивления стабилизированной первой ступени на атмосферном участке снижения -пиши.
Не научишься, но прочитаешь где про такое написано -пиши.
Найдешь массовую сводку РН "Протон" в отрытой печати -пиши
Mike_sort, научишся складывать затраты работы ЖРД на управление каждой из трёх ступеней ракетаносителя — пиши,
Вы реально идиот? (впрочем, вопрос, конечно, риторический) зачем мне для посадки _первой_ ступени нужны потери на управление других ступеней, да еще на этапе выведения? Еще раз, для особо тупых, напомню — мы тут обсуждаем не вывод на орбиту, а управляемый спуск первой ступени.
Какая связь между посадкой на луну (в отсутствие атмосферы), и посадкой ступени?
Да, считали не только аэродинамические нагрузки, но и температурные. Именно для снижения обоих и используется первый импульс.
научишся рассчитывать работу аэродинамического сопростивления стабилизированной первой ступени на атмосферном участке снижения -пиши.
Не научишься, но прочитаешь где про такое написано -пиши.
Т.е. в не умеете «расчитывать работу аэродинамического сопртивления на атмосферном участке снижения»? ну так неудивительно, что вас выперли за профнепригодность (если вы когда-то вообще там были).
Вообще, складывается впечатление, что Foveator — это «ведущий конструктор межпланетных кораблей Бацура»
Я же Вас предупредил, что Вы не понимаете то, что Вы же цитируете.
Напоминаю, что Mike_sort в сообщении 22.07.2020 в 7.32 процитировал: "И как это снизило массу полезной нагрузки РН".
Вы сами расширили вопросы для обсуждения.
Вот Вам дядя и объяснил.
То что в мозг Вам не зашло — извините, Вы пользуетесь интернетом без практики.
Борясь с отвращением процитирую Mike_sort: "Еще раз, для особо тупых, напомню — мы тут обсуждаем не вывод на орбиту,".
Вот интересно будет автору статьи "Пусть расцветают сто многоразовых ракет" узнать, что речь идет не о наиболее дешевом способе вывода полезной нагрузки на орбиту Земли, а о чем то другом."
Вот и Илон Маск бы удивился.
Дальше Mike_sort демонстрирует, что не понимает прочитанное в статье, пишет: "Да, считали не только аэродинамические нагрузки, но и температурные. Именно для снижения обоих и используется первый импульс."
В Статье автор статьи "Пусть расцветают сто многоразовых ракет" раскрыл реальность конкретного Фалькона: "В реальности ступень Falcon 9 тормозит до трех раз — первое включение выводит ее на траекторию посадки, второй раз двигатели включаются, чтобы снизить тепловую нагрузку .."
Другой вопрос, что автор при самостоятельном рассчете в посте 2013 года предположил, что для спуска достатечен один импульс -посадочный. Это теория. Практика, учитывающая все компромисы американских конструкторов СпейсИкс, привела к трехимпульсному запуску ЖРД первой ступени после разделения ступеней.
Но к счастью для Mike_sort он не способен держать в памяти всю информацию обсуждаемой статьи "Пусть расцветают сто многоразовых ракет".
«В реальности ступень Falcon 9 тормозит до трех раз — первое включение выводит ее на траекторию посадки, второй раз двигатели включаются, чтобы снизить тепловую нагрузку ..»
Другой вопрос, что автор при самостоятельном рассчете в посте 2013 года предположил, что для спуска достатечен один импульс -посадочный. Это теория. Практика, учитывающая все компромисы американских конструкторов СпейсИкс, привела к трехимпульсному запуску ЖРД первой ступени после разделения ступеней.
трехимпульсный — не «запуск ЖРД», а «схема посадки». Причем трехимпульсная она — только в случае реализации схемы посадки с возвратом к месту старта (например, как было в случае посадок боковых ступеней фалькон-хэви, или в пуске CRS-20). В случае посадки на платформу — схема посадки двухимпульсная.
Mike_sort пишет:Это прикол какой-то? Вы не можете правильно имя пользователя озвучить?
Оуу, да там не просто сложно что-то скопировать, там тупо переход на личности и тупо оскорбления. Ух.
В отношени полноты обзора сообщу, что я ещё в 1994 году подготовил инженерную записку организации спасения первой ступени РН «Протон» методом захвата тяжелым транспортным самолетом.
А можно поподробнее об этом рассказать? Ну если это не ДСП? Ну или не секретно?
Тексты инженерных записок естественно оставлены мною при увольнении на РКК "Энергия" в личных тетрадях. Текст по памяти не содержит секретного или коммерческого тайного контента. Новых технических решений мною не раскрывалось.
Естественно в глубине памяти мною припрятаны несколько изобретений для реализации узких вопросов.
Часть отличительных признаков авиационного перехвата падающих ступеней раскрыта в статье "Пусть расцветают сто многоразовых ракет", в которой описывается технология "Подхвата".
Цель раскрытая в моей записке — обеспечение сокращения оплаты аренды зон падения космодрома Байконур с 200 млн. долл. США в год в сторону снижения.
Способ сокращения зон падения — подхват спускающейся аэродинамически стабилизированной первой ступени РН "Протон" в воздухе транспортным самолетом, буксировка его и сбрасывание в заранее подготовленный водоём с дезактивирующими ингридиентами.
Буксировка, ввиду высокой массы первой ступени РН, предполагалась со снижением.
Новые технологии — аэродинамическая стабилизация первой ступени и способ загарпунивания ступени РН с самолета. Кроме того, требуется разработка маневра параллельного сближения самолета со спускающейся ступенью на скорости в 280 м/с.
Работа предполагала кооперацию естественно РКК "Энергия", Центра имени Хруничева.
Научное руководство ЦАГИ, ЦНИИМАШ, ЛИИ им. Громова. Срок окупаемости один-два года.
С расстояния последующего знания отмечу, что мною была недооценена негативная роль Роскосмоса, руководящего денежным потоком из бюджета РФ в пользу Республики Казахстан.
Также мною была недооценена роль алгоритма управления траекторий выведением многоступенчатых МБР и РН на разброс зон падения первой ступени.
Позже я понял, что необходимым условием повышения кучности падения первой ступени РН, является разработка такого алгоритма управления траекторией выведения, при котором отдельно оптимизируется траектория первой ступени с последующей корректировкой алгоритма управления второй и последующих ступеней.
Исходные данные для такого расчета — массовая сводка РН "Протон" и граничные характеристики ЖРД естественно имели закрытый характер и потому оставлены в моей рабочей тетради при увольнении.
Цель мого сообщения — ликвидация детского восхищения внешними ништяками СпейсИкс Илона Маска, которое преобладает в сети и в рецензируемой статье, и недооценка технологии повышения точности падения первой ступени, без решения которой все ништяки, упомянутые в статье "Пусть расцветают сто многоразовых ракет" и в моей инженерной записке 1994 года, не имеют практичяеского смысла.
Может имеет смысл развернуть его в статью?
Мне больше по душе стиль патента.
Но руки не доходят найти массовую сводку РН "Протон" в Интернете.
Если кто даст открытую ссылку на массовую сводку этой РН и на телеметрические данные десятка запусков старенького "Протона" (до внедрения СООБ) — буду благодарен.
Я пока перевожу в стиль патента мои сведения о левой картинке
http://www.buran.ru/htm/spirit.htm?utm_source=warfiles.ru
Патент на двигательные установки этой маленькой, но шустрой ракетки уже был получен на РКК "Энергия" (я в группе крутых соавторов) НПО "Энергомаш" даже одну испытала на стенде, но военного заказа у РКК "Энергия" больше нет, поэтому премию за этот патент мне прекратили платить еще при Ельцине. А это было так приятно, раз в год приезжать на мою первую работу для получения одного месячного оклада, встречать коллег — ракетчиков.
После краха производства спутников в Подлипках вообще нет повода посещать это предприятие.
Сейчас планирую идеи, не реализованные в этой маленькой ракетке, переложить на использование в баллонах автомобильных двигателей в мирных целях. Письменное разрешение от текущего работодателя на собственное патентование уже получил.
Остается проблема — недостаток свободного времени и недостаток знаний свойств реальных смесей газов при нестационарных процессах.
Как на парашюте посадить хотя бы 10 тонн на поверхность Марса или тонну на Луне? Никак.
Потенциал планирующих парашютов ещё не раскрыт. Они бывают со сравнимым аэродинамическим качеством с жёсткими крыльями (~13 единиц на посадочных скоростях), при этом в несколько раз меньше по площади чем круглые парашюты, а значит и меньше по массе. Посадочные характеристики у них намного лучше, чем применение любых закрылков и предкрылков на жёстком крыле. Для Луны конечно никак, для Марса ограниченно, а вот на Земле достичь вертолетной посадки в точку со сравнимой вертикальной скоростью, измеряемой сантиметрами в секунду, на планирующем парашюте вполне возможно.
Это конечно должна быть динамическая "птичья" посадка, поэтому потребует разработки соответствующих алгоритмов. Но есть и плюс — активная посадка позволит значительно улучшить характеристики планирующего парашюта, так как даже лучшие современные парапланы сильно загрублены ради пассивной безопасности.
Зачем они нужны эти парашюты? Вот реально, как вы будуте их в океан сажать, на авианосец?
Зачем на авианосец? Впрочем, без разницы, можно и на него. Представьте гибрид между swoop skydive:
https://www.youtube.com/watch?v=2l0enyg0Xi0
И чем-то вроде Deathblade с удлинением 13 единиц:
https://www.youtube.com/watch?v=dRsgQI05nTU
Собственно, на существующих технологиях, без всякой свистопляски, для посадки 10 тонн с удельной нагрузкой 7 кг/м2 и удлинением 10 потребуется крыло размером 120 х 12 м, которое будет весить около 50 кг (плюс стропы, в сумме будет где-то под 70-100 кг). Неплохо, да?
При этом удельную нагрузку можно легко повышать до 20 кг/м2, а ткань из высокомодульного полиэтилена (дайнемы) или вектрана может быть 10 г/м2 вместо текущих парашютных 35 г/м2. То есть, вся система для посадки 10 тонной ступени может весить порядка 50 кг.
Планирующий парашют это самая легкая система посадки из всех возможных. Потому что в ней все элементы работают на растяжение. И при этом посадить можно в точку с околонулевыми горизонтальной и вертикальной скоростью. А значит не требуется шасси и усиление конструкции ракеты.
И вы забыли систему управления парашютом и второй парашют для сверхзвука(а ступень войдет в плотные слои на сверхзвуке).
Да и само крыло 120м это далеко за пределами испытанных образцов.
Ну, какая-то переделка конечно потребуется. Я имел ввиду усиление почти не требуется по сравнению с классической самолетной посадкой на шасси. Тросы можно закрепить распределенно на корпусе, например. И сажать не на твердую землю, а на сетку. А потом уже медленно ее опускать.
Да и само крыло 120м это далеко за пределами испытанных образцов.
Ну, уже были испытания купола площадью 700 м2 для X-38. Это всего в два раза меньше требуемых 1400 м2 в приведенном примере выше. Эта технология масштабируется почти линейно.
https://www.nasa.gov/centers/dryden/multimedia/imagegallery/X-38/EC99-44923-140.html
Но по ссылке очень древнее крыло. Его аэродинамическое качество от силы 3-4 единицы, а масса переутяжелена в десятки раз. За это время прогресс ушел далеко вперед. Сейчас появились однослойные суперлегкие планирующие парашюты с аэродинамическим качеством под 8 прямо сейчас, а в пределе до 12-13 единиц.
Я говорил про что-то вроде этого:
https://www.youtube.com/watch?v=6QuWyeuxu3M
Такая система будет в несколько раз легче и компактнее применяемых сейчас круглых парашютов.
P.S. Я не утверждаю, что надо делать именно так. Посадка на штатных двигателях как у Falcon выглядит конструктивно намного проще, а цена топлива там вроде менее 1% от стоимости ракеты. Но если речь о самой легкой и экономичной системе для возвращения и мягкой посадки, то альтернативы нормальному современному планирующему парашюту просто нет. Чисто по физике процесса.
Для Луны конечно никак
Почему никак? Достаточно бросить этот самый парашют в нужном направлении с достаточной скоростью, и тогда можно и на Луне с его помощью приземлиться :)
2)бак тоже стоит денег. И судя по отрывочным сведениям о первой ступени Ф-9 — стоят примерно столько же, сколько двигатели. И если есть возможность получить, скажем, для пятикратного использования ступень ценой в 20мегабаксов, а цена топлива для возврата — 100 килобаксов — то вопрос «дешевизны» становится весьма спорным.
Какова точность вывода ступени на парашюте в точку рандеву? 100 м? 500 м?
каков радиус подхвата вертолета мимолетящих целей?
а опасность какая, если летящая мимо ступень намотаетсвой парашют на винт вертолета?
или парашют не раскроется и ступень по вертолету вдарит?
Ступень снижается долго, можно подойти с нужного ракурса и даже сделать несколько заходов в случае неудачи с первой попытки.
Вертолет заходит сзади-сверху, опасность минимальна.
В случае нераскрытия парашюта ступень будет идти по другой траектории и промахнется мимо района подхвата.
В феврале 1969 года В-12 поднял 31 030 кг полезной нагрузки на высоту 2910 м. 6 августа 1969 — В-12 поднял груз в 44 205 кг на высоту 2255 м, установив мировой рекорд грузоподъёмности для вертолётов, который не побит до сих пор
Из серийных — Ми-26 поднимает 20 тонн, а сухая масса первой ступени Falcon 9 ~ 22,2 т., так что ничего такого уж нереального здесь нет, хотя вряд ли кто-то будет так заморачиваться… но ведь Stratolaunch же построили
Ну и кроме того основное количество запуски спейсов идут над океаном, причем еще и делается маневр чтобы не так далеко улетала ступень. И то сажают в 300 км от берега, это что еще авианосец подогнать, чтобы сам вертолет потом сесть мог.
У Stratolaunch есть вполне определенный рынок, если идея выгорит. Разработка гигантского вертолета, сильно усложнит и удорожит систему. Вертолет же тоже обслуживать нужно будет, помимо разработки.
У Stratolaunch есть вполне определенный рынок, если идея выгорит.
Какой такой рынок? Диапазон выводимых нагрузок на конкретном носителе определяет на какую часть рынка претендовать. У Stratolaunch до сих пор нет ракеты-носителя. Они думали, что достаточно сделать большой самолёт и полезная нагрузка сама полетит в космос.
Вот вы всерьез думаете, что люди задумавшие этот проект, вложили в него кучу бабла, построили гигантский самолет, проводят испытания, и тут такой Nordosten «дураки, у вас же ракеты-носителя нет». А они такие: «блин, как мы сами не догадались — нужно сворачиваться»…
А вы пожалуйста почитайте про Stratolaunch, если не осведомлены — это даже не Blue Origin которая разрабатывает и создаёт свои системы.
Компания наняла Scaled Composites чтобы сшить два Боинга 747.
Насчёт ракет-носителей — сначала они хотели договориться об использовании ракеты от SpaceX, но в 2012 те отказали, потому что нужно было переделывать конструкцию и добавлять открытки на ступень.
После этого наняли OrbitalATK, создать Pegasus II трехступенчатая РН где первые две ступени твердотопливные, по сути модификация бустеров шаттла, а третья жидкостная. С третьей ступенью возникли проблемы и всё заглохло в 2015.
Дальше были предложения использовать Pegasus XL по 3 штуки за раз — потому что они мелкие (всего 23 тонны) для самолёта, способного поднимать 250 тонн. Что пыталась решить компания? Правильно, удешевить вывод на орбиту. Это полный провал, потому что Pegasus XL стоит $25 млн штучка (есть цифры даже до 40), а выводит только 443 кг на НОО.
Зависит от того куда садиться, и с какой высоты. Поэтому и такой разброс.
для посадки с возвращением — по флайтклабу порядка 60 тонн, по другим источникам — в районе 50
Воздушный подхват тоже вариант так себе, нужен парк ыертолётов, как минимум два, на случай поломки первого, и опять же затраты на содержание наземной части плюс привязка к лётной погоде.
Эх… я по началу подумал о варианте без парашюта.
Но вот потом задался вопросом — «а что если не ловить сеткой с вертолетами, а на этом же вертолете доставить парашют, который будет цепляться за ракету для последующего раскрытия?» (по аналогии с любителями выпрыгнуть из самолета без парашюта чтоб потом его поймать в полете).
Пусть расцветают сто многоразовых ракет