Pull to refresh

Comments 21

IMHO, пока что единственное достоинство воздушного старта — возможность оперативно менять точку запуска, и, соответственно, наклонение орбиты.
Даже небольшой новозеландский Электрон со стартовой массой 12.5 тонны выводит 250 кг на НОО, а тут всего сотня кг на гораздо более сложном носителе.
Вот когда научатся разгонять дрон-носитель до нормальных 2 км/с, чтобы он мог полностью заменить первую ступень, вот тогда и посмотрим.
Тут преимущество в многоразовости. Заправил самолет и запускай новую ракету. Хоть 10 штук за день.
Так всё равно нужно 10 ракет, а параметры ракеты, которую сей агрегат запускает, мало отличаются от параметров обычных ракет лёгкого класса, стартующих прямо с земли.
Для настоящей многоразовости нужен полный аналог первой ступени, то есть разделение должно происходить на высоте 70-80 км и скорости 2-2.5 км/с.
Нужно 10 ракет второй ступени. Скорость отделения можно увеличить до 2.55М с системой MIPCC.
Всё равно надо чем-то доразогнать ракету с 0.85 до 2 км/с и поднять с 20 до 70 км прежде, чем запускать последнюю ступень.
Так что вместо двухступенчатого электрона вы получите трёхступенчатую систему, где вторая ступень практически аналогична первой ступени электрона.
Первую ступеть(самолет) будут разгонять до 2.5М с модифицированным двигателем.
2.55М (маха) это две с половиной скорости звука, всего лишь 0.85 км/с.
Тут все неоднозначно, т.к НАСА рассматривало разные варианты системы предохлаждения. В одном из вариантов удалось достичь точки M = 4, H = 24 км. Проблема в том, что в доступных материалах не указано, какой именно хладоагент используется и с каким расходом.

image

MIPCC в любом случае роняет удельный импульс. Вопрос в том, какие модификации еще нужны, чтобы достичь хотя бы M=5 и не породить монстра a-la «Скайлон»
Для полного отказа от промежуточной ступени надо, хотя бы, 6М. Это уже гиперзвук со своими проблемами.
Тут есть свои решения, отработанные еще в 60-ые годы прошлого века (X-7, X-15). Поскольку цель — разгон со сбросом нагрузки и маневром торможения/ смены курса, то время движения со скоростями M ~ 5-6 ограничено минутами, и это делает допустимым конструкции из жаропрочных сталей, в которых избыток тепла компенсируется дополнительными толщинами обшивки в местах нагрева (кстати, первая ступень BFR тоже из «голой» жаропрочки)
Это не решения данной проблемы. X-15 это ракетный самолет, то есть никакой «заменой предыдущей ступени» он быть не может, он и есть ракетная ступень. У X-7 двигатель действительно воздушно-реактивный и почти гиперзвуковой, но с ним проблема другая, он на низких скоростях не работал и сперва разгонялся до рабочей скорости твердотопливным ускорителем, то есть с точки зрения «ступени ракеты» он был бы бесполезен. Причем эта проблема так и не решена, современные гиперзвуковые двигатели все так же разгоняются до рабочей скорости ракетными двигателями.
Решения с точки зрения материалов и теплозащиты в виде «горячей» конструкции из жаропрочки (X-7) и инконеля (X-15), системы компенсации тепловых расширений и теплоизоляции (минеральный фетр Q-felt, к примеру).

+ На X-15 применялось наносимое абляционное покрытие/краска для миссий с M = 6,5 — 6,8.

Что касается двигателей — пока здесь темный лес. Решение должно лежать где-то среди двигателей комбинированного цикла (RBCC/TBCC), в 50-60-ые годы проводились разработки турбопрямоточных двигателей(XF-103, к примеру), но с появлением управляемого ракетного вооружения эти разработки свернулись (т.к по экономичности «комбинации» проигрывали классическим ТРД)
Электрон — не самая простая ракета, чего стоит хотя бы корпус из дорогого и трудоемкого углепластика. Насчет скорости — реально (ценой перехода от классического ТРД к двигателям комбинированного цикла), насчет высоты — нет (потому что выше ~ 40 км атмосфера слишком разреженная для ВРД)
Так многоразовые ракеты оказались более ресурсоэффективным и работоспособным вариантом. И у них есть главное преимущество — expandable mode, когда можно вывести больше, дальше и тяжелее просто отказавшись от спасения ступени.
Для классических ракет есть проблема спасения/транспортировки ступени с места посадки на место обслуживания. Вплоть до затратных и сложных операций подхвата в воздухе или посадки на позиционируемую платформу(привет, Фалькон). И наличие развитой аэродинамики решает как задачу посадки (с повторным заходом), так и перебазирование с аэродрома возврата на основной аэродром.

Единственный вопрос — перегоночная дальность с движком комбинированного цикла, импульс которого хуже классического ТРД
Вот, даже для ракет эта процедура дорогая. А представьте во сколько обойдётся добавление к ракете самолёта. Это намного дороже баржи в океане. Усложняется конструкция ракеты, которой надо выдерживать горизонтальный полёт, самолёт-носитель тоже дорогущий получается. Ему ведь надо 3+ маха сделать на 20+км чтобы был вообще смысл эту штуку разгонять, учитывая дельту первой ступени около 2000м/с, если сэкономить 300м/с это ничего не даст практически.

У меня большие подозрения, что эти штуки не для вывода теплых ламповых спутников лёгкого класса, сделанных кружком студентов. Их полезная нагрузка и сценарий использования очень хорошо укладывается в параметры ракет для сбития чужих спутников.

Возможность оперативно запустить ракету из нужной точки, то есть с нужным наклонением, для военных очень ценная. Но достаточный ли запас топлива у этого дрона, чтобы пролететь хотя бы 1000 км от аэродрома до места старта ракеты (9° по меридиану) и вернуться обратно после разделения.
Маленькие спутники ДЗЗ нужны всем, и студентам, и зеленым (серым/бурым/цвета хаки) человечкам. Группировки большие, срок жизни мелочи вроде Dove — порядка года, обновлять нужно часто
Смысл такого носителя для военных — готовность пуска в течение 6 часов. Но, это будет дорого, ибо нужно держать в постоянной готовности.
Воздушный старт дает несколько преимуществ:

Энергетика самолета-носителя в виде достигнутой высоты и скорости добавляется к энергетике ракеты-носителя;

Ракетная ступень начинает работу в более разреженной атмосфере, испытывает меньшее аэродинамическое сопротивление, ракетный двигатель работает с меньшими потерями на противодавление;

Самолет-носитель может доставить ракетную ступень в точку старта над океаном или малонаселенными территориями, азимут пуска меньше привязан к доступным полям отчуждения.


По моему всё кроме 3) — совершенно не оправдывает всей этой сложности. Скорость разделения — сущие проценты от первой космической, высота тоже даёт очень маленькую выгоду так как основной расход топлива — на достижения скорости.
Лучшие реализованные примеры воздушного старта — сверхлегкая РН Pegasus/Pegasus-XL (~ 20т стартового веса, 250 кг на ССО высотой в 500 км).


Если учесть, что это одна из самых дорогих ракет по стоимости вывода килограмма груза — то так себе пример.
Only those users with full accounts are able to leave comments. Log in, please.