От Алекс Антонов Ответить на сообщение
К CaRRibeaN Ответить по почте
Дата 10.02.2003 00:32:20 Найти в дереве
Рубрики Космос; Версия для печати

Re: Стоит все...

>>>Ну вот когджа будут - тогда новую систему сделают.
>>
>> Американцы что ли? Ну лет через 15 дождемся.
>
>А какие это нагрузки новые вы планируете через 15 лет??

К примеру военные. Понавешают на орбите лазеров и кинетических орбитальных бомб, мало не покажется.

>> Отсутствие трансокеанских паротурбинных лайнеров несколько замедлило колонизацию обоих Америк. :-)
>
>Не понял аналогию.

Если есть возможность модернизировать средство транспорта, то такую возможность нельзя упускать. История Наполеона выгнавшего взашей Фултона с его предложением создать пароход как известно закончилась печально для Наполеона (или это историческая басня?)

>> "Буран" ценен только тем что из него могла вырасти "Энергия-2". Сам же "Буран" как транспортная система нужен не более чем Шаттл. Зачем американцам нужен был Шаттл надо спрашивать у американцев. Советское же политическое руководство напутствовало конструкторов "И мы хотим такой же". Так что не в непрактичности советских инженеров дело. Советские инженеры хотели делать "Спираль", но им не дали такой возможности. Зато под соусом создания "Бурана" советские инженеры создали "Энергию" и были готовы быстро сделать "Энергию-2". Их ли называть непрактичными?
>
>А инженеры тут вообще никаким боком к "практично-непрактично", тут с заказчиков надо спрашивать. А заказчики как раз сделали крайне непрактичную систему - даже в СССР "командных" нагрузок было не особо для Энергии, для адаптации под общие нагрузки надо было вбухать еще кучу бабок, да и все равно бы их не нашлось.

Заказчик не делает, он заказывает. А вот инженеры получив задание сделать Буран сделали тяжелый РН Энергия, из которого легко могли сделать сверхтяжелый РН Вулкан, а так же Средний РН Энергия-М и готовы были сделать полностью многоразовый носитель Энергия-2 а для легких и средних нагрузок - МАКС. Неправда ли много наплодили и были готовы наплодить инженеры под соусом навязанного заказчиком создания Бурана?

>> Где можно взглянуть на технико-экономические расчеты по которым не выходит?
>
>На сайте Молнии. Они там только на разработку требуют 4 гигабакса, причем весьма у них оптимистичный расчет. В нынешних условиях вкладывать больше 2 млрд долларов в КТС не будет никто. Разве что при гос поддержке, а зачем это государству?

Я забыл сколько там государство собирается вложить в создание истребителя 5-го поколения? Исходя из того что насколько помню больше 4-х млрд. можно сказать что с истребителем пятого поколения у нас тоже ничего не выйдет?

>> Рынок запусков низкорбитальных КА конечно рынок спящий.
>
>Более того - там тоже будет рулить не МАКС, а конверсионные МБР, типа Рокота.

Которые закончаться, после чего мы останемся у разбитого корыта, зато с воспоминаниями. Если же вкладываться в МАКС то можно расчитывать на его готовность к тому моменту когда закончатся конверсионные тяжелые МБР.

>>Но тот кто считает что капусту рубить можно только на доставках на геостационар не очень то дальновиден.
>
>Вот все такие недальновидные, но альтернативы что-то не видно. Не продемонстрируете?

МАКС тоже может выводить на геостационар. Одним рейсом многоразовый межорбитальный буксир, другим топливо для него, третьим спутник. Все равно дешевле Протона с одноразовым толкачем на геостационар должно получиться.

>> На основе Мрии можно было бы создать вполне экономичную трехступенчаую системы...
>
>Слова.

А мы тут на ВИФе собственно в словах и упражняемся. Не в делах же. Впрочем если Вы у себя в гараже собираете РН нового поколения то беру свои слова обратно. :-)

>>вот только на решение проблемы второй ступени, разгоньщика с ПВРД, уж точно денег нет.
>
>А сколько такая система будет вытаскивать, и сколько стоить??

Явно дорого. Создавать гиперзвуковой разгоньщик - дорогое удовольствие. Однако в сколь нибудь долговременном плане другой альтернативы нет. Или мы создадим системы доставки на орбиту нового поколения, или через тцать лет даже наши извозчические услуги не понадобятся, так как они окажутся слишком дорогими.
Американцы явно будут серьезно создавать новый ВКС, бо Шаттл себя во всех смыслах исчерпал. Что будем делать если этот ВКС действительно будет возить ПН на орбиту по 1000 $ за кг?

>>Об отчуждении этих болот под районы падания? О том что
>>даже РД-107 больших денег стоят
>
>Ха-ха, около 100 килобаксов он стоит.

Ну вот, учитывая что их 4, только в виде двигателей боковушек сгорает 400 тыс. баксов. В виде целой РН сгорают миллионы баксов.

>>и что шмякать ракетный двигатель о землю, не говоря уже обо всем остальном, это в XXI веке варварство?
>
>Не, знаете, с такой аргументацией далеко не уедешь. Пока дешевле шмякать а не приклеивать крылья к ракетам - варварство приклеивать, уж вот такая вот шкала в XXI веке.

Кто то уже приклеил что Вы так безапеляционно обьясняете мне что варварство а что нет?
Я возможно ошибаюсь но весь мой житейски опыт говорит мне что шмякать "об асфальт" любую технически сложную систему это варварство. Я РД-107 отношу к технически сложным системам... а вы к одноразовым шприцам? :-)

>> Пуск "Союза" насколько помню стоит 20 млн.$.
>
>Это коммерческая цена. Для "своих" (себестоимость для государства) - 4 с небольшим млн баксов _весь_ пуск.

Когда ракетчики по поводу гибели Колумбии заявляли что они конечно смогут пустить побольше Прогрессов и Союзов, но вот дело в деньгах... то говорили что им за каждый новый пуск не хватает не +4 млн. баксов финансирования а +20 млн. с копейками. Это как понимать?

>> Не обязательно. Для примера схема: Мрия (топливо керосин), на Мрие "аэробрифтер" с ПВРД (хотя бы до 4 Мах и 25 км высоты - топливо керосин) или ГПВРД (до 6-10 Мах и высоты 30-40 км - топливо водород),
>
>Ага, это значит, что в лучшем случае последняя ступень (с ЖРД) будет весить не больше 70-80 тонн, выводить не больше 15 тонн (это очень, очень оптимистичные прикидки).

Разве плохо?

>Плюс надо разработать 3 ступени, ПВРД, ГПВРД, и т.д. и т.п. МАКС на этом фоне выглядит гораздо разумнее :)

МАКС на этом фоне выглядит гораздо дешевле. По этому я и считаю что надо над МАКС работать. Пусть поколение 1+, это все равно лучше чем никакое.

>>ВКС с ЖРД (орбита, топливо водород, окислитель кислород). Как видим в этой схеме каждая ступень несет только свои двигатели и оптимальное для них топливо (а где надо, и окислитель).
>
>Как раз тут выгоднее сокращять число ступеней, поскольку КПД каждой по массе - не больше 50%

А тут подход другой. Масса не главное. Главное стоимость подготовки пуска и стоимость амортизации ступеней во время этого пуска. Пусть ресурс ВКС сто полетов, но тогда ресурс гипрезвукового разгоньщика не менее 500 а ресурс Мрии вся 1000. Строим одну Мрию, два разгоньщика и 10 мини ВКС. Ресурс 1000 полетов за 30 лет нам обеспечен. Сколько стоят 1000 Cемерок? 4 млрд. долларов? Сколько стоят одна Мрия, два разгоньщика и десять мини ВКС?

>> Ну это смотря кто. Насколько помню предлагался и метан, и даже, о ужас разлагаемое перед использованием в термохимических реакторах углеводородное топливо ("Аякс").
>
>Вот один из ведущих специалистов ВИАМ говорил мне, что выше 6 М ГПВРД на керосине или метане не будет никогда. При этом сам он занимаеться разработкой (и испытаниями, что характерно) ГПВРД на водороде

Экспериментальный ГПВРД на эндотермическом топливе

Ю.М.Шихман, В.А.Виноградов, В.Н.Строкин.,Л.С.Яновский,
В.Ф.Иванов, В.А.Степанов, В.Е.Шлякотин, С.Н.Пенько (ЦИАМ)


Представлены результаты разработки крупномасштабного демонстрационного двухрежимного ГПВРД, работающего на углеводородном эндотермическом топливе (ЭТ). Двигатель предназначен для комплексных экспериментальных исследований в стендовых условиях при числах Маха М=4-7 с отработкой рабочего процесса при реализации полного топливного цикла: жидкое топливо – нагрев и разложение в охлаждаемых отсеках камеры сгорания (КС) – впрыск и выгорание продуктов термодеструкции топлива в КС.

Основными задачами экспериментального исследования крупномасштабного ДГПВРД на ЭТ являются: изучение основных закономерностей и особенностей рабочего процесса в газовоздушном и топливном трактах двигателя с конвективной системой охлаждения (СО) при использовании хладоресурса эндотермического топлива, отработка принципов конструирования и технологии изготовления охлаждаемых топливом высокотемпературных узлов проточного тракта, накопление опытных данных по рабочему процессу в высокоскоростных ПВРД на углеводородах, совершенствование методов стендовых испытаний высокоскоростных ПВРД, разработка идентифицированных математических моделей и др.

Для химических превращений ЭТ в демонстраторе приняты реакции термического пиролиза. В качестве ЭТ предложено использовать топливо Т-15, индивидуальные н-углеводороды, их смеси и - на режимах с пониженными тепловыми нагрузками и малой степенью разложения - керосин. Выбрана схема демонстратора с осесимметричным каналом проточного тракта. С учетом ограничений физического моделирования определены размеры модельного двигателя и основные конструктивные решения по узлам. Особенностью конструкции демонстратора является охлаждаемая секционная КС с теплообменниками-реакторами (ТР) конвективной топливной СО, пространственный воздухозаборник повышенной степени сжатия, сочетание охлаждаемых и неохлаждаемых элементов проточного тракта.

Разработаны методы расчета кинетических процессов термодеструкции в каналах ТР и комплексная математическая модель высокоскоростного ПВРД с СО и неохлаждаемыми элементами тракта. В расчетах КС используются полуэмпирические методики расчета закономерностей диффузионного горения жидких и газообразных топлив со стехиометрическим коэффициентом Lo=1.5-34.3, а при расчетах химических превращений углеводородов – полуэмпирические модели составов газообразных продуктов термодеструкции и эмпирические данные по константам термохимических превращений керосиновых и парафиновых топлив. Методы расчета подтверждены данными стендовых и летных испытаний модельных ГПВРД, КС и крупномасштабных ТР.

На основе расчетных исследований выявлены особенности рабочего процесса в газовоздушном тракте и топливном тракте конвективной СО при эффективном горении ЭТ с высоким уровнем коэффициентов полноты сгорания. Показана возможность испытаний ДГПВРД на н-октане при М=4-7. В диапазоне М=4-6 двигатель может работать только при дозвуковом горении, а при М=7 в зависимости от расхода топлива на режимах дозвукового и сверхзвукового горения.