Проект Rascal- воздушный старт по заказу US Air Force

Проект Rascal- воздушный старт по заказу US Air Force


В статье от 04.02.2017 Многорежимный гиперзвуковой беспилотный летательный аппарат «Молот»
была ссылка на проект Rascal:

Поскольку тема вроде бы заинтересовала читателей, предлагаю к рассмотрению этот проект в отдельной статье.


ВВС США в 2001 году оформили MNS-заявку *(здесь и далее звёздочкой отмечены термины и сокращения, расшифровка которых приведена в конце статьи) с изложением требований к «Оперативно адаптивной системе космического запуска» (ORS*).


Требования MNS включали в себя следующие основные базовые задачи:
— быстрое время отклика миссии (запуска);
— возможность старта (запуска КА*) с любой широты территории США и их союзников;
— доступность (себестоимость вывода 1 кг ПН* на НОО* ) как на основе каждого миссии, так и общая низкая стоимость программы (НИОКР).



/прогноз потребностей рынка запусков/


В ответ на MNS, а также с учётом предполагаемых коммерческих потребностей рынка космических запусков, было предложено несколько концепций, отвечающих этим требованиям.


Наиболее реалистичным оказался проект, основанный на принципе «воздушного» старта.

Rascal-Responsive Access Small Cargo Affordable Launch, который и поддержала финансированием DARPA.




Воздушный старт (ВС) — способ запуска ракет или самолётов с высоты нескольких километров, куда доставляется запускаемый аппарат. Средством доставки чаще всего служит другой самолёт, но также может выступать воздушный шар или дирижабль.

Основные преимущества ВС:
- Как правило, эта система (или её часть) является многоразовой, с достаточно низкой себестоимостью вывода ПН* на НОО. Это обусловлено тем, что самая технически сложная первая ступень является и самой дорогой;
- Используется то, что на «халяву» дано нам мирозданием, а конкретно атмосфера. Вернее, свойства атмосферы при движении или нахождении в ней физических тел: подъемная сила и/или архимедова сила, т.е. те факторы, которые для обычных РН вертикального старта является помехой;
-Система ВС не привязана к стартовому комплексу (СК) или стартовой позиции (СП), грубо говоря, к дорогостоящему космодрому со всей инфраструктурой. И соответственно нет привязки к широте пуска (головная боль СССР и теперь уже России).


Дело в том, что есть такой неприятный физический закон:

Начальное наклонение орбиты не может быть меньше широты космодрома.

Строить везде СК (СП, космодромы) накладно, а иногда и просто невозможно. С другой стороны аэродромами (ВПП) охвачен почти весь земной шарик.


Теоретически можно использовать и авианосец. Некое подобие комбинации "Sea Launch" и ВС (air-launched spacelift).

В системе ВС фактически могут использоваться любые ВПП, как военные, так и гражданские необходимой категории:


Пример:
Полная взлетная масса системы ВКС не более 60 тонн. У Boeing 737-800 полная взлётная масса 79 тонн. ВПП, способных принять Boeing 737-800, только гражданских в США за 13000 (у нас около 300), а с военными ВПП более 15 000 аэропортов.

-Система воздушно космического старта в разы менее критична к погодным условиям, чем РН вертикального старта (не может маневрировать по дальности, чувствительна к ветру, скорость 500 тн махины вертикальная от 0 км/с достигает 5 км/с на высотах в 120 км, давление атмосферы (срез сопла) влияет на тягу/УИ и тд);
-Логистика (все элементы, в т.ч. и ЛА носитель-аэротранспортабельны), топливные компоненты - обычные топливные компоненты для летательных аппаратов нашего времени;

Даже боле того: ЛА (носитель) сам может прибыть на завод-изготовитель, там ему ПРОФЕССИОНАЛЬНО и в тепличных условиях устанавливают изделие, тестируют, проверяют, ЛА возвращается на точку старта (ВПП) и там, набрав высоту, на эшелоне 12-15 осуществляет заправку, затем разгон, маневр "горка" и запуск орбитальной ступени.

Системе ВКС, по сути, не надо "привозить" ракету, делать ПРР/ТЭО, да и сам МИК, по сути, не нужен:


-Оперативность пуска;
- Дешевизна компонентов системы и налаженное их коммерческое производство;
-Экологический аспект (зоны отчуждения под падающие ступени РН);
-Есть категория спутников, которые не могут покидать территорию страны производителя спутников, или заказчика (даже если требуется определённая широта пуска);
-Миниатюризация спутников (всё меньше и меньше по размерам и массе).


Платформа Cube-Sat как пример.


-Любой университет (или частное лицо) может себе позволить запуск здесь и сейчас, когда ему нужно, а не потом "когда наберём достаточную полезную нагрузку";
и т.д.


Существуют и недостатки:
- Малая масса выводимой ПН и ограничения на габарит КА;
-Практически (из-за массогабаритных ограничений носителя) достижимы лишь НОО или более высокие орбиты, с существенным уменьшением массы ПН;
-Сложности как расчетов, так и исполнения носителя, способного выдерживать около — и гиперзвуковые скорости (нагрев, теплозащита, аэродинамика и т.п.);
-Постоянно возимый балласт (запас топлива для возвращения и посадки первой ступени);
-Прочее;


Начатый в марте 2002 года проект RASCAL представляет собой попытку при поддержке и под эгидой ТТО* DARPA разработки частично многоразовой системы космических запусков воздушного базирования, способной быстро и регулярно доставлять полезную нагрузку на НОО по очень экономичной цене.

Фаза II (18-месячный этап разработки программы) стартовала в марте 2003 года с выбором космической ракетной корпорации SLC (г.Ирвин, штат Калифорния), в качестве генерального подрядчика и системного интегратора.



Концепция RASCAL опирается на архитектуру Spacelift воздушного базирования, состоящую из многоразового летательного аппарата:


и ракету (разгонный блок) одноразового использования (ELV*), который в данном случае называется ERV*:


В комплексном виде в те времена это представляли так:




Турбореактивные двигатели многоразового транспортного средства исполнены в форсированном варианте, известном с 50-х годов как MIPCC*.

Технология MIPCC прекрасно подходит для достижения высоких чисел Mach при полёте в атмосфере.







После достижения около гиперзвуковых скоростей в горизонтальном полёте носитель делает аэродинамический маневр типа «динамическая горка» (Zoom Maneuver) и производит экзо-атмосферный (с высот более 50 км) пуск одноразовой ракеты (разгонной ступени).





Высокая энерговооружённость ТРДД с технологией MIPCC не только допускает упрощенную двухступенчатую конструкцию ERV, но и значительно снижает структурные требования к ERV, который при таком профиле вывода не испытывает никаких существенных аэродинамических нагрузок.

Последующий повторный запуск по затратам, согласно прогнозам, будет ниже $ 750 000 на доставку 75 кг полезной нагрузки на НОО.





Благодаря своей гибкости, простоте и низкой себестоимости архитектура RASCAL может поддерживать цикл запусков между миссиями длительностью менее чем 24 часа.

В дальнейшем предполагается использовать и вариант с многоразовой второй ступенью системы.



Интересный факт: в 2002 году президент компании Destiny Aerospace г-н Tony Materna, воодушевлённый деньгами и перспективами DARPA, загорелся идеей использовать для этой системы имеющийся в наличии и списанный американский одноместный, одномоторный сверхзвуковой истребитель-перехватчик с дельтовидным крылом Convair F-106 Delta Dart.



Tony Matern на базе Davis Monthan AFB AZ при осмотре "претендентов".


Идея была достаточно здравая и легко воплощаемая.


На самом деле модификацию Convair F-106B в 60-х годах уже испытывали с технологией MIPCC. Если я не ошибаюсь - на нём она и была разработана и опробована.


Очень жаль (с инженерной точки зрения), что дешёвый и быстро реализуемый проект RASCAL на базе F-106 так и не сдвинулся с мертвой точки после почти двух лет исследований.
Read the Final Draft of that proposal below

Небольшой флот из семи оставшихся летабельных F-106, доступных на базе Davis Monthan AFB AZ, сначала был сокращен до 4-х единиц (три F-106 были переданы для музейных экспозиций в Castle CA, Hill AFB, UT & Edwards AFB, CA), а Tony Matern так и не дождался заинтересованности и инвестирования.

Подробнее о F-106 смотрите здесь:
Истребители-перехватчики F-106 и Су-15 "Хранители неба"

Мне это напоминает наших два МИГ-31Д, которые "достались" Казахстану и просто закончили свой жизненный цикл.


"Ишим" был основан на "Контакте", который практически был воплощён в железе:


Первое отечественное успешное испытание с самолёта-носителя: опытный изд.«07-2» с подвеской штатной ракеты «79М6», с аэр.Сарышаган над группой полигонов Бет-Пак Дала. 26 июля 1991г.


А болванок, без вывода ракеты на траекторию перехвата, было отстреляно около 20 единиц.

Примечание: Задумка Томи Матерна не "канула в лету". Компании StarLab и CubeCab планируют наладить доставку малогабаритных спутников на низкую околоземную орбиту с помощью 3D-печатных ракет и методики воздушного старта. Главной задачей CubeCab станет повышение оперативности запусков миниатюрных космических аппаратов за счет использования старых истребителей-перехватчиков F-104 Starfighter и недорогих 3D-печатных ракет-носителей.

Хотя F-104 впервые поднялся в воздух в далеком 1954 году, карьера этого заслуженного самолета может быть продлена, причем не в первый раз. Из-за высокой аварийности самолет начали массово снимать с вооружения еще в 70-х, но высокие летные характеристики позволили машине продержаться в качестве испытательной платформы и летного тренажера NASA до середины 90-х.

Несколько F-104 в настоящее время эксплуатируются частным оператором Starfighters Inc.


Отличная скороподъемность и высокий потолок делают F-104 подходящей платформой для запуска зондирующих ракет.


Расчетная стоимость одного запуска составляет $250 000. Это далеко не дешево, но гораздо более выгодно, чем использование крупногабаритных ракет-носителей с неполной полезной нагрузкой.

Проект RASCAL был закрыт DARPA в пользу проекта ALASA, который был так же закрыт в 2015 в пользу проекта XS-1.
DARPA release- ноябрь 2015

Термины и сокращения помеченные «*»:
MNS — Mission Need Statement = Официальное требование (заявка)

ORS — Operationally Responsive Spacelift = система запуска КА с быстрым реагированием

ВС — воздушный старт, ВКС(air-launched spacelift) = воздушно-космический старт.
Rascal — Responsive Access Small Cargo Affordable Launch=Доступная система запуска КА воздушного базирования с быстрым временем реакции.

КА — космический аппарат
LEO (НОО)
кликнуть LEO(НОО) — низкая околоземная орбита (Low Earth orbit )

ПН — полезная нагрузка
ВПП — взлётно-посадочная полоса
ELV — expendable launch vehicle= одноразовая система запуска

expendable launch vehicle (ELV)
ERV — Expendable Rocket Vehicle
ELR—Expendable Rocket Vehicle= одноразовая ракета-носитель(малой стартовой массы- small LV

MIPCC — Mass Injection Pre-Compressor Cooling
Технология представляет собой распыление воды только в передней части лопаток компрессора двигателя J-75, как только самолет приближается к Mach 3. Это приводит к охлаждению перегретого воздуха на входе двигателя, как бы обманывая двигатель, симулируя его работу на более низком числе Маха.

Впрыск воды также увеличивает плотность потока через двигатель, а также его объем (секундный расход). Результат-ТРД выдает тем больше тяги, чем быстрее двигается ЛА.
Повышение тяги теоретически возможно на 100%, 200% и 300%, в зависимости от количества впрыскиваемой воды. Этот метод также позволяет ТРД J-75 работать при гораздо более высоких высотах, чем его расчетные проектные показатели.

TTO — Tactical Technology Office (DARPA)

Использованы документы, фото и видео:
www.nasa.gov
www.yumpu.com
en.wikipedia.org
www.faa.gov
www.space.com
www.darpa.mil
robotpig.net
www.456fis.org
www.f-106deltadart.com
www.aerosem.caltech.edu
www.universetoday.com
www.spacenewsmag.com
www.geektimes.ru (моя страничка Антон @AntoBro)
Автор: Антон [opus]


Мнение редакции "Военного обозрения" может не совпадать с точкой зрения авторов публикаций

CtrlEnter
Если вы заметили ошибку в тексте, выделите текст с ошибкой и нажмите Ctrl+Enter
Читайте также
Комментарии 41

Информация

Уважаемый читатель, чтобы оставлять комментарии к публикации, необходимо зарегистрироваться.
Уже зарегистрированы? Войти
  1. Изгоняющий либероидов 11 февраля 2017 06:54
    Антон!Ваши статьи читать одно удовольствие! (Маленькая поправка,я одному специалисту по авиаматериалам дал ссылку на наш сайт, с некоторыми нюансами человек не согласен, но,ваши статьи он также оценил очень высоко (!Спасибо! hi
    1. opus 11 февраля 2017 12:07
      Цитата: Изгоняющий либероидов
      (Маленькая поправка,я одному специалисту по авиаматериалам дал ссылку на наш сайт, с некоторыми нюансами человек не согласен, но,ваши статьи он также оценил очень высоко

      danke schön/
      Надеюсь Вы на меня больше не в обиде за "гонения на либероидов" drinks
      -авиаматериалов ,то у меня такой спецухи не было,всё больше абляционные, да монокристалы для лопаток ТНА

      Цитата: Изгоняющий либероидов
      я одному специалисту по авиаматериалам дал

      Надеюсь это не gridasov?

      what
      -а если серьёзно- попросите его пожалуйста по "несогласен" отписаться, ну или статью с критикой.
      Было бы очень здорово.
      А то мы с Falcon5555 уже обсудили:
      -погоду
      -Федеральный закон "О персональных данных" от 27.07.2006 N 152-ФЗ (последняя редакция)
      -"левые дороги"
      -сейчас бурно дискутируем о грибах( Нет,не то,что вы подумали, не псилоцибиновые грибы обсуждаем,а всякие подосиновики,белые)
  2. Großer Feldherr 11 февраля 2017 07:47
    Спасибо за еще одну интересную статью, очень надеюсь , что не последняя из цикла, ведь тема действительно интересная и писать там есть о чем. Боинг пытается скрестив два 747 создать самый большой самолет для "воздушного старта", у virgin galactic проходит испытания уже третий суборбитальный самолет .
    Думаю всем очевидно,что в погоне за КПД человечество долго на одноразовых РН не задержится .
  3. kugelblitz 11 февраля 2017 08:06
    Старый МиГ-25 хорошо бы подошел в силу характеристик.
  4. фа2998 11 февраля 2017 08:13
    Воздушный старт-дело хорошее и перспективное.Многоразовый ЛА(самолет) используется в качестве первой ступени.Это позволяет несколько отнести пуск южнее(из северного полушария),выиграть(от возможности ЛА) скорость и высоту старта.Американцы свой "Пегас" запускали с дозвукового В-52,а если под это приспособить Ту-160.
    А это уже 2М,да и модернизированный Ту-160 может забраться на 20 км.Да и грузоподъемность у него большая-можно подвесить (полуутопленную в фюзеляж ) нормальную ракету и ПН.
    Так его можно использовать при запуске гиперзвуковых ракет.Начальная скорость и высота уже есть.На ракету сперва поставить прямоточный двигатель и гиперзвуковую суборбитальную часть.Все реально. hi
    РС-если не прав-поправте !Я не космонавт. yes
    1. opus 11 февраля 2017 12:23
      Цитата: фа2998
      Американцы свой "Пегас" запускали с дозвукового В-52,а если под это приспособить Ту-160.

      запускаЮТ
      1.Ту-160 мало у нас осталось,вот если бы не резали тогда....ВКС не хватает,моторесурс ограничен, ДУ не производят. Шойгу не даст на это баловство добро.
      МИГ-25,МИГ-31 =та же история,хранить мы не умеем
      2.Пуск из внутренних отсеков сверхзвукового ЛА многократно сложнее чем на дозвуке (Б-52).
      Мы пока на стадии численного моделирования.
      3.Самое главное нет заказов на лёгкие пуски:
      -Cube Sat мы отстаём и пока только в зародыше
      - промышленность по производству спутников ОТСТАЁТ от потребностей промышленности,науки МО РФ, а 3 последних организации ограничены в финансировании.
      "Там" университетами запущено уже за 1000 спутников наверное.
      А у нас? "Ломоносов"?
      Real-time Satellites in Google Earth in 2008

      На пресс-конференции, прошедшей в Лондоне 25 июня 2015 года, британская компания OneWeb объявила, что заключила контракты на 60 запусков ракет, которые выведут в космос группировку из 648 небольших спутников, сообщает BBC

      Цитата: фа2998
      РС-если не прав-поправте !

      Вы правы.
      -Спутники нанонизируют,число заказчиков растёт,ГЕО орбита переполнена (спутники производства Airbus, весом не более 150 килограмм каждый, для интернет связи уже будут выводится на орбиту высотой примерно в 1200 километров,а не ГЕО,что не типично- просто нет места)
      -за системами air-launched spacelift будущее для НОО


  5. srha 11 февраля 2017 09:34
    Автору. Посчитайте в физических единицах - момент и энергия,- ту энергетику, что придает самолёт спутнику при воздушном старте. Если получите около 5% (зависит от орбиты), значит правильно считали. Остальные 95% дает ракета. Для сомневающихся и не желающих самим посчитать (а для прикидки энергетики хватает школьной программы) сообщу, что американцы закидывали в космос обезьян ещё в 1946-м дремучем году на трофейных "Фау" на высоту за 100 км, но это были не орбитальные полёты - той самой энергетики не хватало - для подъема хватало, а для разгона до 8 км/с нет. Так вот, эти 5% эта самая дополнительная воздушная ступень сама и съедает. Поэтому воздушный старт экономически не выгоден и все попытки его исполнить (их были десятки - все аэрокосмические фирмы и страны, даже Израиль и Япония попробовали) на каком-то этапе (чем лучше расчетчики, тем раньше этот этап настает) прекращаются, оставаясь только для спец целей, где деньги не считают, или для утилизации списанных военных ракет (ну там практически бесплатный носитель, и то дороговато получалось).
    1. opus 11 февраля 2017 13:04
      Цитата: srha
      Автору. Посчитайте в физических единицах - момент и энергия,- ту энергетику, что придает самолёт спутнику при воздушном старте.

      Участнику. Вы какой "момент " имели ввиду?
      Момент импульса;
      Момент инерции;
      Момент силы;
      Магнитный момент.
      ?
      Или клей "Момент"?
      Цитата: srha
      для прикидки энергетики хватает школьной программы) сообщу,

      -причём тут обезъяны и ФАУ? Циолковскоо и Мещерского мне привести?
      -ну давайте посчитаем. Вернее Вы посчитаете, на базе "школьных выкладок",что я предоставлю.
      Ку?
      1.Возьмём летающую
      Pegasus(ХД)
      Количество ступеней 3
      Длина 16,9 м (Pegasus)
      17,6 м (Pegasus XL)
      Диаметр 1,27 м
      Стартовая масса 18 500 кг (Pegasus)
      23 130 кг (Pegasus XL)
      Масса полезной нагрузки
      — на НОО 443 кг (1,18×2,13 м)
      + воздушную платформу Lockheed L-1011 TriStar
      Масса пустого 101,867 кг
      Максимальный взлетный вес 195,000 кг
      Максимальная скорость 0,95 М
      Крейсерская скорость 0,9 М
      Максимальная дальность полета 7,419 км
      Практический потолок 10,670 м
      Двигатели (3x) Rolls-Royce RB211-22 (прим. тут найдёте топливную экономичность
      Примитивная циклограмма пуска такая:

      она читабельна, но не указаны скорости . Но за основу можно принять.
      Сброс на 900 км/ч
      НОО 7,98 км/с
      Или покопайтесь в интернете
      2. Что нам надо достичь
      Цитата: srha
      момент и энергия,- ту энергетику,
      ?
      H= 512 и V=8 км/с для m= 443 кг, g =9,82 м/с^2 ( забудем про изменение усп от высоты)
      Т.е.
      Ек=m*V^2/2
      +
      Ep=m*g*H
      Это ваша "энергетика" ,конечно это "на коленке"
      4. Считаете для "пегаса"
      5.Теперь то тоже самое ,но для РН вертикалок.
      Оп-па... беда нет РН ,которые могут вывести на НОО 400-500кг.
      Есть РН «Алдан» (прокт) для запуска в космос грузов массой до 100 кг.
      Во Франции была «Diamant» (80кг), SLV-3 (индия) =63 кг,Safir (иранская)= 25-60кг. Всё КНДР не привожу
      И?
      И
      Vega(Vettore Europeo di Generazione Avanzata) от ЕЭС. Спутник «ЛАРЕС» весом 400 кг на 1450 км с наклоном орбиты 71,5o и типовая 1 500 — 2 000 кг на НОО
      Теплотворную способность топлив найдёте и пересчитаете сами.
      Прим.РДТТ используют HTPB (Ахтунг-енергоэффективность,УИ на 30% ниже у РДТТ
      ==================================
      чЁ мы имеем?
      у вертикалок : самая дорогая и самая сложная ступень(впрочем как и всё остальное) ,кроме РН "дракон" -СГОРАЕТ
      у СВС -нет,это банальный серийны самолёт,возможно снятый с вооружения
      ТРДД НЕ НЕСЁТ на борту окислитель,а использует кислород воздуха,на халяву.
      Стехиометрическое соотношение 16(40): 1= окислитель: топливо
      про КПД ТРДД против ЖРД(РДТТ) бум говорить?

      Координаты российских и крупнейших зарубежных космодромов
      Космодром Координаты min и шах наклонения орбит
      Байконур (аренда) 45°57'58"с. ш. 63°18'28" в. д. 49° - 99°
      Ясный 50°48'00"с. ш. 59°31'00" в. д. 51° — 99°
      Капустин Яр 48°33'55"с. ш. 46°17'42" в. д. 48° — 51°
      Плесецк 62°57'36"с. ш. 40°4Г00" в. д. 62° -83°
      Свободный 51°42' с. ш. 128°00' в. д. 51°- 110°
      Ванденберг (США) 34°43'47" с. ш. 120°34'36" з. д. 51°-145°
      Танэгасима (Япония) 30°23'58"с. ш. 130°58'13"в. д. 29° -75°
      Куру (Франция) 5°9'54" с. ш. 52°38'46" з. д. 5°- 100°
      Мыс Канаверал (США) 28°29'20"с. ш. 80°34'40" з. д. 28°-57°
      Цзюцюань (Китай) 40°57'28"с. ш. 100°17'30"в. д. 40° -56°

      И всё. а ВПП (аэродромов)? куда не плюнь- попадёшь

      6. Для СВС - возрастает эффективность двигателя РН, поскольку его пуск осуществляется в разреженной атмосфере; Ахтунг противодавление на срезе сопла, атмосфера уже не играет такой роли (аэродинамика разгонной ступени) ,нет таких вибрационных и силовых нагрузок,g вообще то уже уменьшилось
      Можно долго жевать,но лучше тут почиатать:

      об остальных преимуществах я кратенько в статье расписал.
      ==========================================
      С нетерпением жду от Вас расчёта по "моментам и энергии" хотя бы на базе Вашей школьной программы.

      И ещё :
      как правило сейчас вывод в военных целях (возьмём NRO)
      NRO-55 Launch в 2015
      The 15 satellites in total will be deployed into a 1,000 x 1,200 km. (621 x 745) mile orbit, inclined 63.4 degrees to the equator.
      остальные два NRO спутника весили 4 тн
      Из 15 мелочи 9 NRO и 4 NASA =Cube Sat( по 1 -4 кг)
      AeroCube-5C AeroCube-7 для отслеживания лазерных систем (связи и вообще)
      SNaP-3 вроде бы для обеспечения связи в трудных местах
      PropCube -снимает импульсы в ионосфере
      Sinod-D разработка SRI (инфракрасный спектр)
      и т.д.
      вот такая платформочка,а на ней куча всякой дряни по 3-4 кг каждый

      Будем ждать "Атлас-5" и "Протон" или ?
      1. opus 11 февраля 2017 13:18
        Цитата: opus
        Стехиометрическое соотношение 16(40): 1= окислитель: топливо
        про КПД ТРДД против ЖРД(РДТТ) бум говорить?

        Не влезло блин.
        ишо.
        СВС (1 сутпень) НАБИРАЕТ Ер(высоту 10-20км) используя скорость(Ек) и "халяву": атмосферу,силу тяжести,трение среды.Всё то ,что для вертикалки РН -является паразитирующим(негативным) "моментом(фактором).
        про угол атаки бум говорить?
        А так же ,когда будете пересчитывать теплоту сгорания топлив в импульс/тягу (Ек и Ер) ,возьмите для 2х случаев примитив: вся энергия горючего и окислоителя ---> в Ек и Ер.
        Это ни чего не поменяет для разумения.
        1. opus 11 февраля 2017 13:32
          Цитата: opus
          .Всё то ,что для вертикалки РН -является паразитирующим(негативным) "моментом(фактором).

      2. srha 11 февраля 2017 15:12
        Хитро-хитро - переадресовать вопрос задавшему, типа сам посчитай. Считал. Даже где-то выкладывал. Мне вопрос ясен. Вот только не понял, что ж вы, привели формулы и картинки с обложками умных книжек, кучу уточняющих данных, а расчет нет? Где цифры расчета баланса необходимой энергии (точнее топлива) на старте, после отработки воздушного старта, и на НО? В чем проблема? Или стеб про клей момент все силы отнял?
        1. opus 11 февраля 2017 16:00
          Цитата: srha
          Считал. Даже где-то выкладывал.

          Так выложите.
          Цитата: srha
          Хитро-хитро

          Не "хитро" а лень.
          Это всё равно,что бороться с ветряными мельницами
          Цитата: srha
          а расчет нет?

          Е сум =Ек=m*V^2/2 +Ep=m*g*H.
          Для "школьного курса" хватит.
          Ну нате вам.

          Смесевые топлива:
          Окислитель - перхлорат аммония по ОСТ В 6-02-62-86.
          Полидивинилизопреновый каучук с концевыми эпоксидными группами по ТУ 003326-86.
          Отвердители - полибутадиеновый каучук с концевыми карбоксильными группами по ТУ 00393-99,
          анилин по ГОСТ 5819-78,
          пара-аминобензойная кислота (п-АБК) по ТУ 6-09-08-1871-86.
          Пластификаторы - низкомолекулярный полидивинилизопреновый каучук (ПДИ-0) по ГОСТ 8728-86,
          Трибутилфосфат (ТБФ) по ТУ 2435-305-05763458-01,
          Ди-(2-этилгексил)-себацинат (ДОС) по ТУ 003215-88.
          Катализатор отверждения - цинка стеарат по ТУ 6-09-17-316-96.
          Металлическое горючее - алюминий дисперсный по ОСТ В 84-1841-80.
          Модификатор горения - продукт ОСФ по ОСТ 6-02-17-78.

          с учетом,что УИ РДТТ на 30% меньше, смело поставлю теплотворность для РДТТ : 1540ккал/кг

          1 J = 0.0002388458966275 kcal,1 kcal = 4186.8 J
          Примем (для простоты) ,чт о вся теплота сгоравния переходит в Ек и Ер
          вот вам табло
          Справитесь далее? Или?

          УЧТИТЕ:
          1.что СВС ("первая ступень "РН - самая тяжелая, и самая "энергичная) - это будет около 70% затрат энергии (топлива) на вывод
          2.Учтите кпд ТРДД (ок 55%) и реактивного двигателя на выбросе массы (30%) для первой ступени

          3.Учтите стехиометрическое соотношение для воздуха 16:1 (20:1)
          Т.е. ВКС НЕ НАДО ТАЩИТЬ НА БОРТУ ЗАПАС ОКИСЛИТЕЛЯ( 16 частей к одному запасу топлива).
          И?
          И сделайте вывод ,расчёты.
          Мне ещё чем то помочь?


          Цитата: srha
          расчета баланса необходимой энергии

          Баланс энергии — первый принцип рационального питания

          Цитата: srha
          Или стеб про клей момент все силы отнял?

          на потенцию не жалуюсь
          /ЗЫ приведенные таблички делал сам, а не
          Цитата: srha
          картинки с обложками умных книжек
          = легко можете прповерить
          1. srha 12 февраля 2017 10:42
            Цитата: opus
            Мне ещё чем то помочь?
            А вы чем-то помогли? Пока от вас только много букв, причем часто не по теме, что является демагогическими отклонениями, а алгоритма прикидки и "цифер" по затратам энергии я так и не заметил... И расчёта вам, я не дам - не моя статья.
            Кстати, слышали про то, что эффективность ВРД падает с ростом скорости,- это к захвату кислорода из воздуха (которое тоже требует затрат)? И про "ВРД значительно уступает ракетному двигателю в удельной тяге по весу" (ВИКИ)? Представляете, с такими параметрами насколько всё тяжелее и неопределённее...
            1. opus 12 февраля 2017 13:17
              Цитата: srha
              А вы чем-то помогли? Пока от вас только много букв, причем часто не по теме,

              конкретно где?
              Цитата: srha
              а алгоритма прикидки и "цифер" по затратам энергии я так и не заметил..

              не пойму,что еще надо если субъект "не жертва ЕГЭ"?
              Есум=Ек+Ер
              Eсум/Q= M топливного компонентна.
              M топливного компонентна=Mокислителя+Mгорючего
              Mокислителя=x*Mгорючего
              Е- энергия(потенциальная в поле тяжести,кинетическая от скорости)
              Q -удельная теплота сгорания
              М -массы
              Чего тут считать то?
              Цитата: srha
              И расчёта вам, я не дам - не моя статья.

              ну это понятно.

              это кирбизм или псакизм ( русские войска на украине,но фактов я не дам,тк они у меня в офисе или секретны)
              Цитата: srha
              Кстати, слышали про то, что эффективность ВРД падает с ростом скорости,- это к захвату кислорода из воздуха (которое тоже требует затрат)?

              what
              о каком типе ВРД идёт речь?
              1.ПВРД:двигатель не может работать при нулевой и при низкой скорости; для его работы необходимо наличие встречного воздушного потока;
              наиболее перспективные сверхзвуковые ПВРД эффективно работают только в узких скоростных диапазонах (3-5М)
              2.Недостатком ТРД является малая тяга на небольших скоростях, относительно ЖРД и ДВС двигателей.

              P = G (c – v) , здесь Р – тяга двигателя, G – это расход воздуха через двигатель (кг/с), c- скорость истечения газовоздушной струи из двигателя (м/с), v – скорость полета (м/с). Из этой формулы хорошо видно, что чем больше скорость реактивной струи, тем выше тяга двигателя.

              η= 2/(1+с/v) , здесь η – полетный кпд. Можно сравнить эти две формулы, и тогда виден интересный факт. Чем выше скорость выхода газовоздушной струи из двигателя (с), тем выше его тяга (Р), но при этом ниже кпд (η).

              двухконтурный турбореактивного двигателя облегчает эту задачу.
              а что бы решить косяк осскоростями применяют комбинированную силовую установку ,см. Проект "Молот"
              https://topwar.ru/108251-mnogorezhimnyy-giperzvuk
              ovoy-bespilotnyy-letatelnyy-apparat-molot.html
              или СУ SR-71


              Цитата: srha
              это к захвату кислорода из воздуха (которое тоже требует затрат)?

              кто это "захватывает" кислород из воздуха?
              Псаки?
              Цитата: srha
              И про "ВРД значительно уступает ракетному двигателю в удельной тяге по весу" (ВИКИ)?

              Сравнивать УТ ВРД и УТ РД глуповато
              У. т. воздушно-реактивного двигателя - отношение тяги к секундному массовому расходу воздуха. У ракетных двигателей тяга, отнесённая к секундному массовому расходу рабочего тела, наз, удельным импульсом

              А по удельному импульсу РД так же далеко до ВРД как и кое кому до разума

              Цитата: srha
              Представляете,

              нет.

              всё дело в другом.
              1.ЦЕНА пуска РН с РД :
              РН" Протон" 60-90 млн $
              РН "Фалькон" =65 млн $
              РН "Энергия"+ МКС "Буран" = 220 млн руб+490 млн рубл (курс 0,85 Р за 1 $)
              Системы "Шаттл" под 500млн $
              все выводя 20-24 тн
              2.Цена СУ-35 под 70млн$
              Цена F-22 под 240 млн$
              Цена F-35 под 120 млн$ пусть у них 40% цены составляет БРЭО
              тогда
              Ил-76МД-90А»( контракт конца 2012 года на солидную партию для родного Министерства обороны) потянул уже на 139,42 миллиардов рублей, что дает 3.57 млрд. рублей или 119 млн. $ за штуку.
              ТРД дорог,производство ЛА то же
              ------------------------------------------
              Вы осознайте свои исковерканную логику мозгом об "эффективности" РД...
              если бы это было так,то боинги,аирбусы,Илы и тд перемещались бы между континентами на ракетных двигателях ,а не на ТРДД
      3. Вадим237 12 февраля 2017 21:54
        Что то Вы про самый большой самолёт воздушного старта, создаваемый в США - в статье умолчали
        1. opus 12 февраля 2017 22:37
          Цитата: Вадим237
          Что то Вы про самый большой самолёт воздушного старта, создаваемый в США -

          Вадим -я же писал про RASCAL (в привязке к "Молот").
          всё не уместишь.
          Я лучше (надеюсь скоро) напишу про нашу довольно интересную и забытую разработку.
    2. Оператор 11 февраля 2017 13:13
      Для вывода на низкую опорную орбиту вокруг Земли, расположенную на высоте 200 км, требуется затратить энергию, эквивалентную разгону полезной нагрузки до 10 км/с в гравитационном поле. Система воздушного старта на базе МиГ-31 разгоняет ракету-носитель до 1 км/с, что составляет 10% от необходимого, а не пять.

      Проблема воздушного старта в другом - явным образом его эффективность можно повысить, разогнав ракету-носитель свыше 1 км/с, однако начиная со скорости 1,5 км/с требуется использовать (вместо отработанных ТРД и сверхзвукового ПВРД с дозвуковой камерой сгорания) гиперзвуковой ПВРД со сверхзвуковой камерой сгорания. Этот двигатель пока оказался не по зубам что NASA c DARPA'ой, что Роскосмосу с НПО "Молния".

      Кроме того, практически все разработанные и разрабатываемые проекты систем воздушного старта с ПВРД страдают технокретинизмом - в качестве средства разгона самолета-носителя до скорости запуска ПВРД почему-то используют тяжелые турбореактивные двигатели, а не легкие ракетные типа устанавливаемых на отечественной авиационной ракете Х-22/Х-32.

      После использования оптимальной двигательной установки удастся получить относительно дешевый самолет-носитель, разгоняющий одноступенчатую ракету-носитель до скорости 3 км/ч (30% от эффективной скорости) на высоте 100 км (50% от высоты орбиты).
      1. srha 11 февраля 2017 14:51
        Цитата: Оператор
        до 10 км/с в гравитационном поле. Система воздушного старта на базе МиГ-31 разгоняет ракету-носитель до 1 км/с, что составляет 10% от необходимого, а не пять.
        Мда. Если про скорость 10 к 1 то действительно 10% от скорости. Но я то писал про энергетику, а там квадратичная зависимость - посмотрите, автор постом выше даже привёл формулы. И потом, я написал примерно.
        1. Falcon5555 11 февраля 2017 16:44
          Для квадратичной будет больше 20%? Или я чего-то упустил? Неохота вникать в деталии вашей дискусии. Но вообще надо формулу Циолковского применять. Что-то я ее не заметил выше. По ней начальная масса от характеристической скорости растет экспоненциально для одноступенчатой ракеты. Сложнее для многоступенчатых. В принципе понятно, что чисто по энергетике польза от воздушного старта невелика.
          1. opus 11 февраля 2017 17:26
            Цитата: Falcon5555
            Но вообще надо формулу Циолковского применять.


            Цитата: Opus
            -причём тут обезъяны и ФАУ? Циолковского и Мещерского мне привести?

            Суть не в формуле и ступенях.
            Е спутника= Ек+Ер
            Приравняем её к теплоте сгорания (Примем,для простоты ,чт о вся теплота сгорания переходит в Е).
            Удельная теплота конечно.
            получим килограммы топливных компонентов, тчо потребуеются для получения Е (вывода на орбиту)
            Оп-па.
            У ВКС (СВС - air-launched spacelift) первая,самая прожорливая и затратная ступень работает на :
            1.Кислороде из воздуха,коий НЕ НАДО тащить на борту.
            Это объективная реальность,данная нам в ощущение.Прим: стех.коэ. 16(или 20) :1 = 16*Окислитель: 1*Топливо
            2.Скорость линейную,которую надо набрать КА относительно Земли (8 км/с)
            СВС тратит энергию не только на преодоления сопротивления (как вертикалка) ,но и на набор высоты (Ер).
            У вертикалки -воздух паразит,у СВС - полезный помошник.
            Ну и тд.
            Всё. Карта srha бита.
            Ну если только
            Цитата: srha
            Считал. Даже где-то выкладывал. Мне вопрос ясен.

            не найдёт и выкладку не повторит.
            1. Falcon5555 11 февраля 2017 17:46
              получим килограммы топливных компонентов, тчо потребуеются для получения Е (вывода на орбиту)

              Чего-то не то. Энергия сгорания будет расходоваться, собственно, не на разгон ракеты, а на разгон рабочего тела, т. е. выхлопных газов . Потом надо приравнивать импульс рабочего тела, т. е. газов, и прирост импульса ракеты с остатком топлива. Откуда и находить прирост ее скорости.
              1. opus 11 февраля 2017 19:29
                Цитата: Falcon5555
                Чего-то не то. Энергия сгорания будет расходоваться

                Да плюнем мы на это. Для простоты, на коленке
                Цитата: srha
                (а для прикидки энергетики хватает школьной программы) сообщу,

                И там и там импульс(выброс массы) ,ну умножьте это на КПД

                и далее ...

                Я для оценки " в принципе" привожу такой примитив.
                На счёт этого Е=Ек+Ер, для тела с массой m ,скоростью на орбите V , на высоте Н, при равном g= возражений нет?
                Теперь теоретически,представьте,что вся энергия,полученная при сгорании топливных компонентов( окислитель + топливо) превратится в импельс
                И всё.
                У СВС окислитель есть на борту? За счёт чего СВС набирает высоту Н (при тяговооруженности меньше 1,тем паче)?
                Ну хотца вам копаться тогда


                Всё равно всё сведете к энергии.
                Или клею "Момент" good
                Мне srha так и не ответил,какой момент он имел ввиду.
                Может Angular Momentum(Орбитальный момент)...
                Беда. Тока это для ядрёной физики.
                Или момент импульса тела?
                1. Вадим237 12 февраля 2017 22:12
                  Вот задачка - сколько мне надо топлива, что бы вывести одноступенчатый космолёт массой 1700 тонн на высоту 200 километров, если брать в конструкцию все лучшие ПВРД и ЖРД.
                  1. opus 12 февраля 2017 22:40
                    Цитата: Вадим237
                    Вот задачка - сколько мне надо топлива, что бы вывести одноступенчатый космолёт массой 1700 тонн на высоту 200 километров

                    Орбитальная скорость?
                    1.Есум= используйте формулу
                    Так подставьте в формулу,разбейте по ступеням (где ТРДД,ПВРД и отдельно ЖРД), тн КСУ.
                    2.Теплота сгорания( в воздухе атмосферы и с окислителем для ЖРД)
                    3.Получите килограммы
                    4.Учтите кпд (полётный
                    Это будет на коленке"" без учёта потерь на трение.
        2. Оператор 11 февраля 2017 23:21
          srha

          Вывод полезной нагрузки на НОО с помощью СВС зависит от множества факторов - количества ступеней, времени нахождения каждой ступени в гравитационном поле Земли, экономии массы самолета-носителя за счет отказа от хранения на борту запасов окислителя, аэродинамическое качество самолета-носителя, высота отделения ракеты-носителя и т.д.

          Поэтому для оценки эффективности данного типа старта в первом приближении целесообразно принимать во внимание вклад каждой ступени, выражаемый в приросте скорости. Конкретный расчет производится итеративным методом.

          На данный момент конкретный расчет СВС невозможен по причине отсутствия реального гиперзвукового ПВРД, без него СВС экономически проигрывает многоступенчатой ракете-носителю.
      2. Falcon5555 11 февраля 2017 16:18
        3 км/c...
        Ракетные? Тогда кислород атмосферы не будет использован, и надо возить с собой окислитель. Сомнительная идея.
        1. Оператор 11 февраля 2017 22:58
          Ракетный двигатель должен разогнать самолет-носитель примерно до 1 км/с, далее заработает гиперзвуковой ПВРД, после набора 3 км/с произойдет отделение ракеты-носителя, которая разгонится с помощью своего ракетного двигателя до первой космической скорости и выведет полезную нагрузку на НОО.
        2. jonhr 12 февраля 2017 10:50
          двигатель первой ступени будет возвращаться на землю. американцы для этого и начали эту затею с возвратом первой ступени. по моему более перспективно чем возить ещё и самолёт на двигателе. или наоборот. слишком это запутано для нас простых обывателей laughing
      3. Вадим237 12 февраля 2017 22:19
        В Великобритании комбинированный ГПВРД плюс ЖРД создают для Скайлона.
        1. Оператор 12 февраля 2017 22:28
          Британцы вырвались вперед, правда пока что на стадии НИОКР.

          У них действительно инновационный двигатель, не только двухрежимный (ракетный/реактивный), но и при работе в режиме прямоточного ВРД в двигателе осуществляется своеобразный "наддув" за счет охлаждения входящего воздуха жидким водородом.

          На фоне британцев NASA и НПО "Молния", десятилетиями изображающие танцы с бубнами - архаичными комбинированными двигательными установками, находятся в глубокой заднице.
          1. opus 12 февраля 2017 22:43
            Цитата: Оператор
            Британцы действительно вырвались вперед, правда пока что на стадии НИОКР.

            Там даже расчёты буксуют

            Цитата: Оператор
            У них действительно инновационный двигател

            "меня терзают смутные сомнения"
            Цитата: Оператор
            На фоне британцев NASA и НПО "Молния", десятилетиями изображающие танцы с бубнами - архаичными комбинированными двигательными установками,

            Что у "Молния",что у Rascal- фишка: используются имеющиеся технологии и имеющиеся ЛА и ДУ.
            Ни каких "мыльных пузырей" и старт -апов
            1. Оператор 12 февраля 2017 22:56
              Я всего лишь оценил красоту инженерного решения британского двигателя, не более.

              Сам я поддерживаю идею одноступенчатой ракеты-носителя с возвращаемым на Землю капсулируемым ракетным двигателем (для вывода на НОО наноспутников, естественно).
              1. opus 13 февраля 2017 02:27
                Цитата: Оператор
                Сам я поддерживаю идею одноступенчатой ракеты-носителя с возвращаемым на Землю капсулируемым ракетным двигателем

                не реально.
                -Арматура не выдержит разрыва пироболтов( посадочный разъем ДУ "держит" двойной вес всей системы+ вибрации)
                -камера сгорания и сопло,работают,как и все тела вращения тогкостенные только в выборочном направлении.
                при посадке вероятно помнётся,повредится
                1. Оператор 13 февраля 2017 12:01
                  Система разделения топливного бака и ракетного двигателя может быть основана не на пироболтах, а на микроРДТТ, пневматике или стравливании газа наддува через дюзы топливного бака.

                  Я специально оговорился - "капсулируемый ракетный двигатель", т.е. втягиваемый в спускаемую капсулу типа спускаемого аппарата космического корабля "Союз" с абляционным покрытием и парашютной системой. Капсула также может быть использована для размещения полезной нагрузки до вывода её на НОО.
  6. demiurg 11 февраля 2017 12:25
    Спасибо:))
    Наглядно, интересно, познавательно. Какими и должны быть все статьи.
  7. Старый26 11 февраля 2017 14:40
    Антон, Спасибо за вторую статью! Как всегда на высшем уровне, доходчиво и понятно. Главное - нет времени отслежтвать все, так что думаю многие "паразитируют" на ваших знаниях и я в том числе.

    Цитата: opus
    3.Самое главное нет заказов на лёгкие пуски:
    -Cube Sat мы отстаём и пока только в зародыше

    Как раз сейчас многие спохватились и начали лихорадочно разрабатывать носители для микро- и наноспутников. К 2020 ЕМНИП возможный объем рынка будет порядка 500. Сейчас наши разработки ракет типа "Алдан", "таймыр", "Адлер" в различных вариантах могут оказаться востребованными
    1. opus 11 февраля 2017 16:17
      Цитата: Старый26
      так что думаю многие "паразитируют" на ваших знаниях и я в том числе.

      Привет дружище.
      Да ладно "паразитируют". Я же "почти пенсионер"
      + отец <del>четверых</del> двух детей (я помню о детях)

      И меня то же зовут не Луи, хотя и не Лёней.
      Поэтому я "вам помогаю" wink

      Цитата: Старый26
      Сейчас наши разработки ракет типа "Алдан", "таймыр", "Адлер" в различных вариантах могут оказаться востребованными

      Столько времени упустили,а денег,а наличествующих ресурсов?
      Я тут злобный пасквиль тиснул

      Не знаю напечатают ли.
      Во можно "лясы поточить", во всяком случае : не на "ТопВар" интерес хороший
  8. Старый26 11 февраля 2017 19:28
    Цитата: opus
    Цитата: Старый26
    Сейчас наши разработки ракет типа "Алдан", "таймыр", "Адлер" в различных вариантах могут оказаться востребованными

    Столько времени упустили,а денег,а наличествующих ресурсов?

    Мног. И времени, и ресурсов. Если меня мой склероз не подводит, то патент на двигатель получили они в 2006, а испытали только в 2016. Кое-кто их кинул, кое-кто такие цена выставил, что легче оказалось сделать ссвой огневой стенд. Дай бог, чтобы все у них пошло. Линейка носителей достаточно широкая, особенно "Таймыра"
  9. jonhr 12 февраля 2017 10:47
    единственный путь сократить стоимость запусков кораблей в космос это построить электромагнитную катапульту . по моему ещё Циолковский этим грезил.
  10. CT-55_11-9009 28 февраля 2017 16:12
    Цитата: opus
    1.Кислороде из воздуха,коий НЕ НАДО тащить на борту.
    Это объективная реальность,данная нам в ощущение.Прим: стех.коэ. 16(или 20) :1 = 16*Окислитель: 1*Топливо

    В турбореактивных двигателях не силён, но вот по РД нас гоняли, причём неслабо. Так вот, ВОЗДУХ как окислитель в ракетной технике НЕ ИСПОЛЬЗУЕТСЯ НИКОГДА! Используется сжиженный кислород, а при использовании с керосином стехиометрическое соотношение не 16:1, а 3:1. Разница весома. Гораздо эффективнее использование пары водород-кислород, а у него соотношение 6:1. Но не 16:1! Не передёргивайте факты, пожалуйста.
  11. CT-55_11-9009 28 февраля 2017 16:12
    Цитата: opus
    1.Кислороде из воздуха,коий НЕ НАДО тащить на борту.
    Это объективная реальность,данная нам в ощущение.Прим: стех.коэ. 16(или 20) :1 = 16*Окислитель: 1*Топливо

    В турбореактивных двигателях не силён, но вот по РД нас гоняли, причём неслабо. Так вот, ВОЗДУХ как окислитель в ракетной технике НЕ ИСПОЛЬЗУЕТСЯ НИКОГДА! Используется сжиженный кислород, а при использовании с керосином стехиометрическое соотношение не 16:1, а 3:1. Разница весома. Гораздо эффективнее использование пары водород-кислород, а у него соотношение 6:1. Но не 16:1! Не передёргивайте факты, пожалуйста.
Картина дня