Комментарии 121
А можно узнать чем лучше/хуже оказался запуск с самолета, а не с земли?
Сэкономили? узнали что-то новое? Есть цифры?
Сэкономили? узнали что-то новое? Есть цифры?
Сэкономили?
Ну, как минимум 11 км плюс порядка 600 mph горизонтальной скорости. Imho, вполне OK.
Интересно, как там у Маска дела? Вроде, собирался попытаться запустить ракету в этом месяце… Пора бы!
На январь перенесли.
Вопрос в массе которую необходимо поднять до границы атмосферы. С некоторой массы носитель становится очень монструозным. Не говоря уже о его стоимости, стоимости обслуживания, и что в случае катастрофы его могут больше и не строить.
Что это на картинке?
источник
В последние годы существования СССР в конструкторских бюро им. А.Н.Туполева и О.К.Антонова разрабатывалась сверхтяжелая полностью многоразовая авиационно-космическая система в составе двухфюзеляжного самолета-носителя, проектируемого на основе агрегатов самого крупного в мире самолета Ан-225, и туполевского воздушно-космического самолета. Мы с нашим давним партнером — 3D-дизайнером Владимиром Некрасовым решили воспроизвести этот уникальный проект, воссоздав его трехмерный компьютерный облик. В процессе работы мы настолько увлеклись, что в нашей 3D-модели у самолета-носителя получилось на шесть двигателей больше, чем должно было быть — 24 вместо 18:
Авиационно-космическая система с воздушно-космическим самолетом ОКБ Туполева и самолетом-носителем с «правильным» количеством (18 штук) и расположением двигателей выглядит так:
… что убедительно доказывает, что Kerbal Space Program был придуман и разработан в СССР! Шах и мат!
С трудом верю, что это чудо выдержало бы посадку.
А ей не нужно садиться целиком
White Knight Two же как-то выдерживает. Хотя оно в размерах, наверное, всё же поменьше.
Какая часть чуда? Самолет-носитель или космоплан?
Кстати, вот странно что схема «воздушного старта» вовсю используется, но никто не пробует «воздушный спуск» с «подхватом» спускаемого аппарата (или возвращаемых ступеней, например) самолетом-носителем. Технологически это вряд ли сложнее чем сажать ступень на факеле на морскую платформу в качку.
Кстати, вот странно что схема «воздушного старта» вовсю используется, но никто не пробует «воздушный спуск» с «подхватом» спускаемого аппарата (или возвращаемых ступеней, например) самолетом-носителем. Технологически это вряд ли сложнее чем сажать ступень на факеле на морскую платформу в качку.
Наша песня хороша, начинай сначала. В комментариях под любым постом про SpaceX эта тема снова и снова поднимается. Не надоело?
Подхват спускаемого аппарата применялся в США при испытаниях Martin X-23 PRIME в 1966-1967 годах
Кажется применялся и после 2000 но неудачно.
Кажется применялся и после 2000 но неудачно.
Я что-то слышал про подхват парашютирующего аппарата вертолётом. Вроде как даже получалось. Но парашют для ступени — это тяжелее, чем запас топлива на торможение. А беспарашютную ловить — это за гранью добра и зла.
Gambit
Самолеты специального подразделения ВВС США (6594-е авиакрыло) подхватывали такие капсулы, спускающиеся на парашюте, прямо в полете, начиная с высоты приблизительно 15000 футов (~4,6 км) над Тихим океаном в районе Гавайских островов. За стропы парашюта лебедка втягивала возвращаемую капулу в грузовую кабину самолета.
Естественно, носитель. Там по месту соединения двух самолетов будут колоссальные нагрузки на излом и скручивание все время.
Прочнисты и аэродинамики свой хлеб последние 50 лет не зря кушают. В АДТ заранее можно получить все нагрузки, в CAD-ах можно заранее посчитать потребные прочностные характеристики. Потом всё запроектировать, построить и спокойно летать.
del.
Самолет поднимается опираясь на крыло, а разгоняется турбореактивными двигателями, что на порядки экономичнее, подъема, опираясь на факел.
В тоже время самолёт в течение гораздо более длительного времени испытывает лобовое сопротивление, и коэффициент лобового сопротивления у него хуже, чем у ракеты. Поэтому неочевидно, что по топливу выходит плюс, а не минус.
Ох… даже не знаю, как Вам в таком случае возразить… с чего начать…
Ладно, давайте без аэродинамики вовсе попробуем: если ракеты по топливу выгоднее, почему для перемещений на большие расстояния используются невыгодные самолеты? Ведь авиакомпании — сугубо коммерческие предприятия.
Ладно, давайте без аэродинамики вовсе попробуем: если ракеты по топливу выгоднее, почему для перемещений на большие расстояния используются невыгодные самолеты? Ведь авиакомпании — сугубо коммерческие предприятия.
Тут ответ простой. Преимущества ракеты появляются только если требуется достичь очень большой скорости. На малых скоростях она проигрывает самолёту, а на большие — нет платёжеспособного спроса (см. Конкорд).
Т.е. на малых скоростях аэродинамическое сопротивление ракеты выше? Или по какой причине по вашему мнению ракета проигрывает самолету на малых скоростях?
Нет, на малых скоростях ракетный двигатель малоэффективен. У ракетного самолёта были те же проблемы.
И в чем же именно проявляется «неэффективность» ракетного двигателя на малых скоростях?
В малом КПД по сравнению с другими типами двигателей. КПД (если измерять в СО связанной с точкой старта) растёт по мере приближения скорости полёта к скорости истечения струи.
Любой реактивный двигатель создает тягу за счет придания скорости некоторой массе «рабочего тела». На этот разгон расходуется энергия. Тяга пропорциональна произведению массы разогнанного на скорость разгона, а энергия пропорциональна произведению массы разогнанного на квадрат скорости разгона. Поэтому энергетически выгоднее набирать тягу за счет роста массы рабочего тела и снижения скорости его истечения. У ракетных двигателей количество рабочего тела сильно ограничено и для создания тяги его скорость приходится делать большой. Обычные же авиационные двигатели берут рабочее тело в основном из атмосферы и потому легко оптимизируются на намного меньшие и потому более выгодные энергетически скорости. По этой причине, кстати, «плазменных двигателей» которые так любят фантасты скорее всего не будет никогда — при большем удельном импульсе КПД у них еще хуже и требует совершенно нереалистичных источников питания и не менее нереалистичных систем охлаждения.
Ракетные движки зато хорошо себя проявляют на больших скоростях. Конечная скорость рабочего тела = скорость ракеты — скорость истечения. Лишняя энергия затрачивается именно на эту конечную скорость, а по мере роста скорости ракеты она уменьшается и при скорости ракеты равной скорости истечения рабочего тела приходит к нулю — вся энергия уходит на разгон ракеты. Мало того, энергия на разгон ракеты может браться как из химической энергии топлива так и — что совершенно неочевидно :) — из кинетической энергии топлива (килограмм горючего разогнанного до 8 км/c несет в себе гораздо больше второго чем первого). Со скорости порядка 2 км/сек этот фактор начинает у ракетного двигателя доминировать, тогда как у авиационного где 90% рабочего тела достается из окружающей среды и такой энергии в себе не несет он проявляется куда меньше.
Дальше все упирается в коэффициенты аэродинамического сопротивления и массу двигателя и топливных баков которые порождают кучу дополнительных эффектов поверх этих общих рассуждений.
Ракетные движки зато хорошо себя проявляют на больших скоростях. Конечная скорость рабочего тела = скорость ракеты — скорость истечения. Лишняя энергия затрачивается именно на эту конечную скорость, а по мере роста скорости ракеты она уменьшается и при скорости ракеты равной скорости истечения рабочего тела приходит к нулю — вся энергия уходит на разгон ракеты. Мало того, энергия на разгон ракеты может браться как из химической энергии топлива так и — что совершенно неочевидно :) — из кинетической энергии топлива (килограмм горючего разогнанного до 8 км/c несет в себе гораздо больше второго чем первого). Со скорости порядка 2 км/сек этот фактор начинает у ракетного двигателя доминировать, тогда как у авиационного где 90% рабочего тела достается из окружающей среды и такой энергии в себе не несет он проявляется куда меньше.
Дальше все упирается в коэффициенты аэродинамического сопротивления и массу двигателя и топливных баков которые порождают кучу дополнительных эффектов поверх этих общих рассуждений.
Самолет выигрывает, потому что берет окислитель (кислород) и рабочее тело (азот) из атмосферы.
Космическим ракетам приходится тащить все с собой.
Крылатые ракеты с прямоточными двигателями эффективнее самолетов на сверх- и гиперзвуковых скоростях.
Космическим ракетам приходится тащить все с собой.
Крылатые ракеты с прямоточными двигателями эффективнее самолетов на сверх- и гиперзвуковых скоростях.
Я это знаю, я пытаюсь у товарища Zenitchik выяснить его точку зрения.
А вообще вы лихо разделили воздух на окислитель и рабочее тело. Или вы считаете, что кислород и продукты сгорания не являются рабочим телом?
А вообще вы лихо разделили воздух на окислитель и рабочее тело. Или вы считаете, что кислород и продукты сгорания не являются рабочим телом?
А на дозвуке — двухконтурный ВРД эффективнее, чем одноконтурный. Потому что у всех типов реактивных двигателей общие трудности с КПД на малых скоростях.
А на ещё бОльших скоростях — ракеты с ракетными, а не прямоточными двигателями начинают выигрывать даже в атмосфере, за счёт независимости двигателя от степени сжатия набегающего потока воздуха.
Крылатые ракеты с прямоточными двигателями эффективнее самолетов на сверх- и гиперзвуковых скоростях.
А на ещё бОльших скоростях — ракеты с ракетными, а не прямоточными двигателями начинают выигрывать даже в атмосфере, за счёт независимости двигателя от степени сжатия набегающего потока воздуха.
На малых скоростях нужны крылья, чтобы компенсировать ускорение свободного падения. На больших скоростях вылезает квадрат из формулы E=0.5mv^2.
Вы всегда так загадочно изъясняетесь?
Не люблю многословия, но ок.
Считаем энергетику полёта бескрылой ракеты. Пока не достигнута первая космическая скорость, чтобы противостоять силе тяжести не имея опоры ракета использует реактивную тягу. То есть, чтобы просто оставаться на месте надо жечь топливо, и много.
Поэтому ракете надо двигаться как можно быстрее. Пусть мы хотим пролететь 6000 км за полчаса; тогда средняя скорость должна быть ~10 Мах. Но это значит, что кинетическая энергия будет больше в 100 раз, а чтобы эту энергию получить надо сжечь топливо. Так менее загадочно?
Считаем энергетику полёта бескрылой ракеты. Пока не достигнута первая космическая скорость, чтобы противостоять силе тяжести не имея опоры ракета использует реактивную тягу. То есть, чтобы просто оставаться на месте надо жечь топливо, и много.
Поэтому ракете надо двигаться как можно быстрее. Пусть мы хотим пролететь 6000 км за полчаса; тогда средняя скорость должна быть ~10 Мах. Но это значит, что кинетическая энергия будет больше в 100 раз, а чтобы эту энергию получить надо сжечь топливо. Так менее загадочно?
«почему для перемещений на большие расстояния используются невыгодные самолеты? Ведь авиакомпании — сугубо коммерческие предприятия. „
Наверное по тем причинам, что
1. Ракеты обычно не сажают, жалкие остатки от того, что было ракетой, если там есть живые космонавты, сажают на парашюте. Для пассажирского транспорта это неприемлимо.
2. Даже гиперзвуковые самолеты не прижились в пассажирском транспорте вообще. Потому что пассажир не готов ни к перегрузкам ни к переходу на сверхзвук. А вы говорите про ракеты, с ее ускорениями.
3. Самолет не может полететь в космос. Ему нужна атмосфера под крыло, и кислород из воздуха для работы движка. Ракета все несет с собой, это лишний вес, зато может в космос.
Наверное по тем причинам, что
1. Ракеты обычно не сажают, жалкие остатки от того, что было ракетой, если там есть живые космонавты, сажают на парашюте. Для пассажирского транспорта это неприемлимо.
2. Даже гиперзвуковые самолеты не прижились в пассажирском транспорте вообще. Потому что пассажир не готов ни к перегрузкам ни к переходу на сверхзвук. А вы говорите про ракеты, с ее ускорениями.
3. Самолет не может полететь в космос. Ему нужна атмосфера под крыло, и кислород из воздуха для работы движка. Ракета все несет с собой, это лишний вес, зато может в космос.
Зато у самолета бесплатный окислитель, который он берет буквально из воздуха и который не надо везти с собой.
Посмотрите дальность истребителей с вертикальным взлетом и с обычным.
Як-38 тратил примерно 2/3 запаса топлива только на взлёт.
Ну и вики:
Як-38 тратил примерно 2/3 запаса топлива только на взлёт.
Ну и вики:
Кроме того, в режиме висения и переходных режимах СВВП в целом неустойчивы, подвержены боковому скольжению, большую опасность в эти моменты представляет возможный отказ подъёмных двигателей. Такой отказ нередко служил причиной аварий серийных и экспериментальных СВВП. Также к недостаткам можно отнести значительно меньшую в сравнении с самолётами обычной схемы грузоподъёмность и дальность полёта СВВП, большой расход топлива на вертикальных режимах полета, общую сложность и дороговизну конструкции СВВП, разрушение покрытий взлётно-посадочных площадок горячим газовым выхлопом двигателей.
Экономия в том, что самолет не является замкнутой системой — импульс он берет из окружающего воздуха. Ракета же получает импульс только от сгорающего топлива, которое также нужно разгонять, от чего объем необходимого топлива растет экспонционально от характеристической скорости ЛА.
Дп, конечно берёт импульс из набегающего воздуха… вот только отрицательный.
(Стоит быть аккуратнее в формулировках.)
Господам минусующим читать следующий комментарий
Это не отменяет того, что импульс воздуха — отрицательный. Как Вам уже сказали, нужно аккуратнее формулировать.
Если это было бы так, то винтовые самолеты даже не сдвинулись бы с места.
Где логика? Винт получает импульс за счёт ОТБРАСЫВАЕМОГО воздуха, и этот импульс превосходит по абсолютной величине отрицательный импульс получаемый им от НАБЕГАЮЩЕГО воздуха.
Чем больше скорость относительно воздуха, тем труднее этого добиться.
Поэтому сперва исчезают винты, потом уменьшается степень двухконтурности, потом потроха двигателя начинают упрощаться в сторону уменьшения объёма работы с набегающим воздухом, и в конце концов, происходит полный отказ от использования атмосферы.
Чем больше скорость относительно воздуха, тем труднее этого добиться.
Поэтому сперва исчезают винты, потом уменьшается степень двухконтурности, потом потроха двигателя начинают упрощаться в сторону уменьшения объёма работы с набегающим воздухом, и в конце концов, происходит полный отказ от использования атмосферы.
> Винт получает импульс за счёт ОТБРАСЫВАЕМОГО воздуха, и этот импульс превосходит по абсолютной величине отрицательный импульс получаемый им от НАБЕГАЮЩЕГО воздуха.
Правильно, и это противоречит вашим же словам:
> > Это не отменяет того, что импульс воздуха — отрицательный. Как Вам уже сказали, нужно аккуратнее формулировать.
Так что давайте-ка сами по-аккуратнее с формулировками.
Правильно, и это противоречит вашим же словам:
> > Это не отменяет того, что импульс воздуха — отрицательный. Как Вам уже сказали, нужно аккуратнее формулировать.
Так что давайте-ка сами по-аккуратнее с формулировками.
>Правильно, и это противоречит вашим же словам:
Импульс воздуха отрицательный в системе координат самолёта.
Двигатель получает от воздуха отрицательный импульс, а потом использует воздух, чтобы получить положительный. Куда уж аккуратнее?
Импульс воздуха отрицательный в системе координат самолёта.
Двигатель получает от воздуха отрицательный импульс, а потом использует воздух, чтобы получить положительный. Куда уж аккуратнее?
Т.е. совокупный импульс все-таки положительный (по крайней мере для случая, когда самолет ускоряется)? ;)
Ну да. Но приобретён он не за счёт импульса воздуха (он этому даже мешает), а за счёт работы двигателя. Скажем, окислитель в баках имеет нулевой импульс, и оказывается эффективнее в том числе поэтому.
Самолёт многоразовый.
2% высоты и ~4% скорости? И сколько расходов на эксплуатацию самолета и RnD всего проекта? И это при том, что такие проекты изначально ограничены грузоподъемостью самолетов.
Единственная ниша для таких систем — запуск микро- и нано-спутников. Впрочем, с современной миниатюризацией, ниша совсем не маленькая.
Единственная ниша для таких систем — запуск микро- и нано-спутников. Впрочем, с современной миниатюризацией, ниша совсем не маленькая.
Почему 2%? Как минимум, 10%, притом самой плотной.
А затраты на эксплуатацию самолета, думаю, не выше, чем на строительство и эксплуатацию космодрома (а, скорее всего, существенно ниже). Плюс (правда, не уверен, что это было использовано, но ничто не мешает использовать) выведение по наименее энергетически затратной траектории.
Как мне кажется, очень перспективное направление.
А затраты на эксплуатацию самолета, думаю, не выше, чем на строительство и эксплуатацию космодрома (а, скорее всего, существенно ниже). Плюс (правда, не уверен, что это было использовано, но ничто не мешает использовать) выведение по наименее энергетически затратной траектории.
Как мне кажется, очень перспективное направление.
«Ну, как минимум 11 км плюс порядка 600 mph горизонтальной скорости. Imho, вполне OK.»
Я не могу навскидку оценить что дешевле — ракета с нуля, или ракета с самолета-носителя, которому самому нужно немало обслуживания, плюс его посадка, плюс пилоты, плюс взлетная полоса, а не полигон для вертикального запуска…
Как можно выяснить экономию в деньгах?
Я не могу навскидку оценить что дешевле — ракета с нуля, или ракета с самолета-носителя, которому самому нужно немало обслуживания, плюс его посадка, плюс пилоты, плюс взлетная полоса, а не полигон для вертикального запуска…
Как можно выяснить экономию в деньгах?
Зато минус космодром (аэродромов много, можно выбрать удобный для запуска на конкретную орбиту).
Затея однозначно имеет смысл, если у вас (в смысле, у вояк вашей страны) уже есть тяжелый бомбардировщик и баллистическая ракета, которую он умеет запускать.
Затея однозначно имеет смысл, если у вас (в смысле, у вояк вашей страны) уже есть тяжелый бомбардировщик и баллистическая ракета, которую он умеет запускать.
Самолет — давным-давно массовый вид транспорта. Аэропортов — сотни. Самолетов — тысячи. Они — многоразовые. Причем очень многоразовые — ресурс самолета — десятки тысяч часов налета и взлетов-посадок. И межполетное обслуживание несколько часов по сравнению с несколькоразовыми ракетами того же Маска, у которых между пусками проходят месяцы.
Так что чисто по горючему может разница даже в минус, но, с учетом того, что не нужен окислитель, не нужны одноразовые (или несколькоразовые) двигатели, не нужны отдельные стартовые комплексы и т.п., итоговая разница для легких грузов должна быть в пользу воздушного старта.
Так что чисто по горючему может разница даже в минус, но, с учетом того, что не нужен окислитель, не нужны одноразовые (или несколькоразовые) двигатели, не нужны отдельные стартовые комплексы и т.п., итоговая разница для легких грузов должна быть в пользу воздушного старта.
В некотором роде это старая идея. Конструкторы с самого начала думали о том чтобы добраться на крыльях или воздушных шарах до границы атмосферы, и оттуда стартовать ракетой. И периодически к этй идее возвращаются. Но оказалось запускать сразу с земли технически проще, чем с самолета.
Опять химию прогуливали в школе? Неучи. Дело в том что ракета несет с собой и горючее и окислитель. Если мы вообразим ракету использующую на сегодня (и практически вообще) самую перспективную пару водород +керосин, то при теплоте сгорания водорода около 120МДж/кг(такая цифра потому что охлаждение смеси в дюзах до температуры конденсации паров воды представляется технически нереализуемым). то мы получим что по уравнению реакции на 1 кг водорода надо везти на ракете 8 кг кислорода. Итого 9 кг. Делим 120 на 8+1. Получаем что ракета из 1кг топлива может получить максимум 13,3 МДж. Для пары керосин+ кислород(приближенно его формулу можно считать (СН2)n, отсюда и считаем потребное количество кислорода), теплоту сгорания около 43МДж/кг, получится 9,7 МДж/кг для смеси горючее+окислитель. При этом теплота сгорания сухих берёзовых дров 15МДж/кг. Но кислород из воздуха. Самолет берёт окислитель из воздуха — это дикая экономия расходов на подъём, некоторый разгон и главное — пробитие почти всего слоя атмосферы. Учтите, что двигатель реактивный поэтому эффективность его работы при давлении 1 атмосфера и 0,1 атмосферы существенно различается. Это тоже большая экономия.
водород+кислород, а не водород+керосин, вы имели в виду?
Для пары водород+кислород =13,3МДж/кг, для пары керосин+кислород =9,7МДж/кг. Таки керосин чаще применяют в космонавтике. Если не считать нелетающих Энергий, Шаттлов и Сатурнов 5.
О-о-о перечитал. Да, самая перспективная из разумных пар это водород +кислород, да Вы правы. Есть ещё в наших условиях безумная, но более энергетически выгодная пара фтор+водород, хотя вряд ли разница будет очень велика.
фтор+водород
****а экологии
открою страшную тайну: есть еще самый эффективный коктейль из испытанных фтор-литий-водород и самый эффективный в теории кислород-бериллий-водород
остаточные знани из детского увлечения ракетостроением: есть ещё бор (почти не токсичный и почти как алюминий дешовый, в отличии от берилия) в качестве возможного компонента ракетного топлива, но оксид бора, продукт горения, вязкая сопля при рабочих температурах будет портить геометрию сопел, а фторид бора хотя и газ но будет портить экологию, да и фтор слишком активный и вероятнее всего будт проблемы конструирования системы подачи окислителя в камру схорания.
Самолет берёт окислитель из воздуха
Самолёт берёт ещё и большую часть рабочего тела из воздуха, так как энергия сгорания топлива идёт на раскручивание турбины, а не на непосредственно создание реактивной тяги.
1. Ваши расчеты конечно верны, только стоимость топлива и окислителя в ракетах едва ли составляет даже 2% от всего запуска. Экономия на спичках.
2. В плотных слоях атмосферы скорость ракеты еще относительно невелика, поэтому аэродинмические расходы в общем «бюджете» запуска также невелики. Кроме того аэродинамика ракеты по-определению лучше чем у самолета.
2. В плотных слоях атмосферы скорость ракеты еще относительно невелика, поэтому аэродинмические расходы в общем «бюджете» запуска также невелики. Кроме того аэродинамика ракеты по-определению лучше чем у самолета.
Я не про стоимость говорил, а про удельный импульс. Энергию, другими словами. А тут разница драматическая — в 4-9 раз. Самолет несёт на себе только горючее, потому у него очень высокая энергоёмкость. Ракета все несет с собой. При этом если мы оптимизируем сопло для работы в вакууме оно будет иметь значительно меньшую эффективность, при атмосферном давлении. Посмотрите на запуски того жк Фалькона, как меняется факел по мере подъёма.
Там где-то выигрыш раза в два по топливу в ракете. То есть она меньше гораздо может быть, легче. И, как следствие — топлива нужно еще меньше. :)
Дело не в стоимости топлива, а в его весе и экспоненциальном росте этого самого веса.
Ну точных цифр явно нет, однако в целом суть концепции «Воздушный старт» более-менее описана тут — Воздушный старт
В характеристической скорости экономится примерно 12%. Решение подходит только для небольших спутников. Более подробно можете посмотреть тут.
зато можно и прямо с экватора запускать, и космодром не нужен
До него еще нужно долететь и/или иметь там оборудованную полосу
Носитель — модифицированный авиалайнер, в него вполне можно налить топлива, чтоб хватило до нужной точки.
Вот только они не летают к экватору чтобы запускать.
И очень хочется посмотреть как строящийся гигантский Воздушный старт будет летать к экватору чтобы оттуда запускать.
И очень хочется посмотреть как строящийся гигантский Воздушный старт будет летать к экватору чтобы оттуда запускать.
Потребуется — долетят. Тот же Б777 вполне способен.
А какой смысл в экваториальной низкой орбите?
С экватора удобно запускаться на любую орбиту, кроме полярных и ретроградных. Линейная скорость вращения Земли на экваторе максимальна, ускорение свободного падения — минимально (из-за приплюснутой формы планеты на экваторе как-бы гора высотой 21 км)
Для научных и коммерческих запусков можно договориться с какой-нибудь Индией, Бразилией, Венесуэллой или там Кубой об аренде аэродрома.
Очень интересно, сколько тонн такая конструкция может вывести на НОО, и сколько стоит одна тонна.
450 кг, стоимость пуска составляет от 20 до 55 млн $
Спасибо, точно, википедия же. Даже в русской есть.
Pegasus, в пересчете на килограмм выводимого полезного груза — самая дорогая в мире ракета — примерно в 3-4 раза дороже Space Shuttle и в 15-20 раз дороже российского “Союза-2”.
http://zelenyikot.livejournal.com/49055.html
Очень интересно узнать технические подробности самого запуска
Есть у кого-то информация? Способ запуска действительно новый и интересный, ждём подробностей.
Есть у кого-то информация? Способ запуска действительно новый и интересный, ждём подробностей.
Интересно, прорабатывали ли в НАСА вариант с B1 в роли носителя. И вывести смог бы на 8000м выше, и разогнать быстрее, да и вообще работа для него привычнее…
Хммм… экономия за счет Эффекта Оберта?
Я так понимаю, что этот тип запуска решает проблемы инфраструктуры (как написал YDR).
Ракету могут быть вполне типовыми. Самолеты — есть и много. Не нужно никаких специальных космодромов, кабель-мачт, и т.п… В идеальном варианте — мне надо запустить зачем-то спутник, ООО «Рога и копыта» продает мне стандартную ракету (да, увы, китайского производства), нужного размера (S,M, L, XL, ...), я звоню в «Аэрофлот», покупаю билет на одно ракето-место, ставлю свой спутник в ракету и прикрепив ракету на крышу авто отвожу в Шереметьево. Вежливые и аккуратные сотрудники принимают груз и сидя в ресторане с видом на летное поле с чашечкой кофе (да за 300 руб) я наблюдаю за взлётом самолета.
Ракету могут быть вполне типовыми. Самолеты — есть и много. Не нужно никаких специальных космодромов, кабель-мачт, и т.п… В идеальном варианте — мне надо запустить зачем-то спутник, ООО «Рога и копыта» продает мне стандартную ракету (да, увы, китайского производства), нужного размера (S,M, L, XL, ...), я звоню в «Аэрофлот», покупаю билет на одно ракето-место, ставлю свой спутник в ракету и прикрепив ракету на крышу авто отвожу в Шереметьево. Вежливые и аккуратные сотрудники принимают груз и сидя в ресторане с видом на летное поле с чашечкой кофе (да за 300 руб) я наблюдаю за взлётом самолета.
Ох, не это я хотел прочесть под катом, как и многие здесь, имхо. Думал что автор все же опишет больше процесс таких выводов и профит от этого направления, реально опишет перспективы этого вида запусков, и т.д. В итоге — пара строк о механизме запуска и куча воды про важные спутники, нифига к заголовку не имеющие. И по коментам видно — народ заинтересовался темой, про спутники никто не обсуждает, а тема в заголовке не раскрыта. Шейм он ю! >;[
Попробую подсчитать в упрощенном случае по формуле Циолковского. Нужно разогнаться до 8 км/с, самолет дает 300м/с, удельный импульс 470. Идеальная одноступенчатая ракета
В первом случае разгоняемся до 8км/с с земли, отношения (масса начальная)/(масса конечная) = 17, то есть до скорости в 8км/с доберется 1/17 массы ракеты.
В втором случае разгоняемся до 7700м/с с дозвукового самолета скоростью 300м/с. Отношения (масса начальная)/(масса конечная) = 16.3, то есть до скорости в 8км/с доберется 1/16.3 массы ракеты.
Третий случай, с сверхзвукового самолета 800м/с. Отношения (масса начальная)/(масса конечная) = 15.3, то есть до скорости в 8км/с доберется 1/15.3 массы ракеты.
Слишком огрубил, выигрыш 17/16.3 = 1.043 на 4.3% больше груза в 2 случае и 17/15.3 = 1.111 на 11.1% больше груза в 3 случае. Надо учесть атмосферные потери.
В первом случае разгоняемся до 8км/с с земли, отношения (масса начальная)/(масса конечная) = 17, то есть до скорости в 8км/с доберется 1/17 массы ракеты.
В втором случае разгоняемся до 7700м/с с дозвукового самолета скоростью 300м/с. Отношения (масса начальная)/(масса конечная) = 16.3, то есть до скорости в 8км/с доберется 1/16.3 массы ракеты.
Третий случай, с сверхзвукового самолета 800м/с. Отношения (масса начальная)/(масса конечная) = 15.3, то есть до скорости в 8км/с доберется 1/15.3 массы ракеты.
Слишком огрубил, выигрыш 17/16.3 = 1.043 на 4.3% больше груза в 2 случае и 17/15.3 = 1.111 на 11.1% больше груза в 3 случае. Надо учесть атмосферные потери.
Удельный импульс неправильно взял, надо было 335 для керосин кислорода, 428 водород кислород, 470 без проверки с вики вытащил со статьи о формуле Циолковского
Выигрыш атмосферного старта только за счет лучшей начальной скорости оказался очень неполным.
Начальная скорость выше * выше тяга и удельный импульс двигателей за счет низкого давления атмосферы * меньше потери на сопротивление воздуха * слегка меньше потери на гравитацию. Из-за логарифмической природы формулы Циолковского эти выигрыши умножаются
Начальная скорость выше * выше тяга и удельный импульс двигателей за счет низкого давления атмосферы * меньше потери на сопротивление воздуха * слегка меньше потери на гравитацию. Из-за логарифмической природы формулы Циолковского эти выигрыши умножаются
Разогнаться нужно до 9.6 км/с (1.5 уйдет на набор высоты и сопротивление воздуха)
Недавно немного поразмышлял на эту тему: предположим мы планируем заменить воздушным стартом первую ступень. У обычного носителя она составляет около 2\3 массы всего носителя. Если ускорение равно 3g, то на поддержание веса носителя в гравитационном поле Земли уйдет 1\4 веса первой ступени. Остальное топливо уйдет на ускорение. В реальности все немного сложнее, ведь ускорять надо еще и массу неотработанного топлива
Получается, что воздушный старт может сэкономить прибл. 1\3 массы первой ступени. Для Союза это будет 70 тонн.
К сожаление усложнение, удорожание и резкое уменьшение надежности пока не дают возможности реализовать воздушный старт.
Получается, что воздушный старт может сэкономить прибл. 1\3 массы первой ступени. Для Союза это будет 70 тонн.
К сожаление усложнение, удорожание и резкое уменьшение надежности пока не дают возможности реализовать воздушный старт.
Если ускорение равно 3g
Как правило, у современных средств выведения стартовый TWR около 1.2. Таким образом, около 5/6 тяги уходит на отрыв от стартового стола, и только 1/6 —на ускорение.
Манипулирование коэффициентами мне мало понятно. Есть законы природы.
Предположим скорость и ускорение носителя равны нулю. Топливо тратится на компенсацию ускорения 1g. Если ускорение 3g, то тратится в 4 раза больше топлива. Сэкономить можно какой-то процент из 1\4 затраченного топлив за счет высокого коэф. аэродинамического качества крыла… Вроде так. Это конечно без использования кислорода атмосферы.
Проекты воздушного старта с использованием кислорода атмосферы выглядят привлекательно, но только на первый выглядят и если бы была практическая выгода и возможность их реализовать, то они были бы реализованы.
В реальности все непросто.
Вот интересный проект который я придумал как-то: Забить пока на кислород воздуха. В качестве первой ступени — крылья+ баки кислорода и керосина. Двигатель один — реактивный — и он используется с момента старта и во второй ступени. То есть в момент старта тяговооруженность меньше 1, в момент отделения 2 ступени на высоте около 25 километров около 2.
Первая ступень многоразовая, старт возможен с любой точки, нужна взлетная полоса и топливная инфраструктура. Хорошо бы реализовать возврат и посадку первой ступени без использования вспомогательных воздушно реактивных двигателей. Получится проще и дешевле.
Предположим скорость и ускорение носителя равны нулю. Топливо тратится на компенсацию ускорения 1g. Если ускорение 3g, то тратится в 4 раза больше топлива. Сэкономить можно какой-то процент из 1\4 затраченного топлив за счет высокого коэф. аэродинамического качества крыла… Вроде так. Это конечно без использования кислорода атмосферы.
Проекты воздушного старта с использованием кислорода атмосферы выглядят привлекательно, но только на первый выглядят и если бы была практическая выгода и возможность их реализовать, то они были бы реализованы.
В реальности все непросто.
Вот интересный проект который я придумал как-то: Забить пока на кислород воздуха. В качестве первой ступени — крылья+ баки кислорода и керосина. Двигатель один — реактивный — и он используется с момента старта и во второй ступени. То есть в момент старта тяговооруженность меньше 1, в момент отделения 2 ступени на высоте около 25 километров около 2.
Первая ступень многоразовая, старт возможен с любой точки, нужна взлетная полоса и топливная инфраструктура. Хорошо бы реализовать возврат и посадку первой ступени без использования вспомогательных воздушно реактивных двигателей. Получится проще и дешевле.
удивительно, 76 комментариев разбора выгодно это или нет, оказалось, что таки да, в наса не совсем обезьяны глупые сидят и налоги просиживают, оказывается пару формул все-таки просчитали и решили, что да — выгодней, дополнительная оценка Хабром поддержала НАСА, ребята там наконец успокоились и смогли уснуть.
Следующее собрание пройдет во время запуска Space X, попробуем разобраться, правильно ли они делают, что парятся с плавающей херовиной. Маск хитрый бизнесмен или гениальный изобретатель. Не переключайтесь, лучшие умы Хабра против бестолочей из коммерческого ракетостроения!
Следующее собрание пройдет во время запуска Space X, попробуем разобраться, правильно ли они делают, что парятся с плавающей херовиной. Маск хитрый бизнесмен или гениальный изобретатель. Не переключайтесь, лучшие умы Хабра против бестолочей из коммерческого ракетостроения!
Каждый раз наблюдаю за любыми запусками как малое детё. Удивляюсь каждой мелочи. Доктор, я нормальный?
Зарегистрируйтесь на Хабре, чтобы оставить комментарий
НАСА запустило спутники с ракеты, запущенной с самолёта