ВОЗДУШНЫЙ СТАРТ

[_Andrey]

Удивительно, насколько живуча тема. Вроде все "плюсы" воздушного старта уже рассмотрели, выяснили, что не такие уж они и "плюсы". Нового ничего за последние лет пять не придумали. А тема все растет. 

[pkl]

Таких идей, которые время от времени бумерангом возвращаются, полно: многоразовые носители, дирижабли, СВВП и т.д. Не все знают все нюансы, а недостатки и проблемы неочевидны.

[naunau]

pkl пишет:
Уже рассматривали и считали. Выигрыш в полезной нагрузке не окупает создание столь сложной и дорогой системы запуска.

РН "Протон" для стартовать в воздухе не может.

ну с протоном я погорячился. Можно и просто теоретическую 1ст. ракету считать. То что дирижабль получается ГИГАНТСКИМ я уже посчитал. Меня больше интересует теория и насколько это выгодно в КИЛОГРАММАХ, а не рублях.
насколько выгодно например построить космодром в гималаях? 
я неспециалист  :oops:    и многое не знаю. сейчас почитаю "Рокун" 1956-57 гг. и немного поумнею   

а большие дирижабли до сих пор строят, для перевозки крупногабаритных грузов.

[naunau]

ну вот поначитался и посчитал.
Итак с дирижаблями все не так уж и плохо. "Рокуны" давали очень неплохие результаты (некоторые стартовали с высоты 40-60 км    ).
огромные дирижабли строили(сотни метров)   http://www.battleships.spb.ru/KO/0398/Zepellin.html
и будут строить  http://ru.science.wikia.com/wiki/Дирижабль

Спойлер

В перспективных разработках у компании стратосферный дирижабль «Беркут» с рабочим потолком 20000 метров и автономностью в 6 месяцев, объёмом 500 тысяч м³, длиной 290 метров, диаметром — 58 метров. Он рассматривается как телекоммуникационная платформа с площадью покрытия до 500 тысяч км². Среднесуточное энергопотребление составит около 300 киловатт, для обеспечения которого будут служить солнечные батареи площадью 11 тысяч м².

[свернуть]

теперь цифры:
 считал с помощью LaunchModel.xls. подставил значения от Soyuz ST и менял значения Altitude (m) и Payload добиваясь параметров орбиты выше чем 200х200км. (т.е. запускал аналог союз-ст по массе, ступеням и т.д.)

пусть будет дирижабль в виде бублика, в центре дырка в которой РН.
высота дирижабля 10м(метров)
далее масса - это подымаемая масса ПН+масса дирижабля
(масса заправленного союза-ст 322,1т)

диаметр      наполняемый газ      масса(высота 5000м)   масса(высота 10000м)   масса(20000м)
1000м          воздух(373К)              2000тонн                      1460т                               427т
1000м          вода(393К)                 3780т                            2350т                               670т
1000м          водород(220К)           5840т                            3385т                               950т
1000м          вакуум                        6350т                            3640т                               1020т


масс ПН аналога союза-ст в зависимости от высоты старта. орбита 200х200км и выше. старт с байконура.

высота над ур.моря      масса ПН        %от 0м над ур.моря
200м                              7800кг              100%
5000м                            9550кг              122%
10000м                          10030кг            129% 
20000м                          11060кг            141%

Из первой таблицы видно что массу 322т поднять не проблема + остается ОГРОМНЫЙ запас на массу дирижабля.

[naunau]

При использовании горячего воздуха реально использовать высоты 5000-10000м.
вода - между 10000м и 20000м.
для водорода(взрывоопасен) или вакуума реально использовать высоты 10000м -20000м и выше.
такой "космодром" можно уволочь в район экватора. дирижабль должен быть многосекционным(в виде ромашки?) дабы выдержать повреждение одной из секций.
дорого ? а сколько стоит морской старт ?
слишком большой ? смотрим 
http://ru.science.wikia.com/wiki/Дирижабль

Спойлер

Американская компания «JP Aerospace» готовит к испытаниям 53-х метровый V-образный дирижабль «Ascender». Первый полёт предусматривает подъём на высоту около 30 км. И возвращение на землю. В случае успешных испытаний Пентагон обещает открыть финансирование на постройку крупного, трёхкилометрового, V-образного дирижабля стратосферного назначения.

[свернуть]

в соседней теме новость подоспела. http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/index.php?PAGE_NAME=message&FID=13&TID=7286&MID=1022526

[АниКей]

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОПТИМАЛЬНЫХ ПО ЭНЕРГЕТИЧЕСКИМ ЗАТРАТАМ УСЛОВИЙ БЕЗОПАСНОГО ДЛЯ САМОЛЁТА-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНОГО СТАРТА РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
В. С. Бирюков, Ю. В. Бычков, В. В. Марфин, К. В. Савельев
4 ЦНИИ Минобороны России
Bychkov56@mail.ru, Basil@gmail.com, savkv@mail.ru,
Методика учитывает особенности воздушного старта ракеты-носителя (РН) авиационного ракетного комплекса (АРК), связанные с по-этапным использованием разнотипных транспортных средств и пассивно-го участка полёта РН после её десантирования из самолёта-носителя (СН) с целью предоставления возможности СН удалиться от РН на безопасное расстояние к моменту запуска её двигателей. При этом особенностью составной траектории выведения КА является наличие точки её ветвле-ния, соответствующей моменту десантирования РН из СН, и двух краевых ограничений, связанных соответственно с выведением КА на заданную орбиту и с достижением безопасного расстояния СН от РН на момент её воздушного старта.
Безопасное для СН расстояние от РН в момент её воздушного старта будет определяться относительной скоростью отделения РН от СН и ха-рактером маневрирования СН за время пассивного полёта РН. При этом значение безопасного расстояния СН от РН будет определяться прежде всего мощностью возможного взрыва компонентов топлива РН при ава-
Материалы секции 13 407
рийном запуске её двигателей и прочностью конструкции СН. Мощность взрыва будет определяться особенностями используемых на РН топлив-ных пар, а его воздействие на СН будет зависеть от высоты воздушного старта РН.
Формирование требуемой ветвящейся траекторией полёта ЛА (РН и СН) осуществляется с помощью управления временем полёта ЛА и соот-ветствующими параметрами управления ЛА. Определение оптимальной ветвящейся траектории выведения КА на орбиту при безопасном для СН воздушного старта сведено к решению системы в общем случае транс-цендентных уравнений, представляющих собой краевые условия полёта ЛА и условия трансверсальности решаемой оптимизационной задачи в моменты ветвления и на концах траектории полёта ЛА, соответствующих моментам воздушного старта РН, разделения её ступеней и выведения КА на требуемую орбиту. Для решения системы трансцендентных урав-нений использован известный метод Ньютона.

 http://www.ihst.ru/~akm/37t13.pdf

[Leonar]

Предложу еще идею... вроде не видел нигде подобного.

Ракетостат  - 1ая ступень.

2ая ступень – обычная ракета с полезной нагрузкой.

Конструкция:

3 «надувных» полужестких блока-аэростата (с ракетными двигателями и баками окислителя внизу) «обнимают» 2ю ступень с полезной нагрузкой, расположенной тоже внизу, т.е. срезы сопел 1и 2 ступеней на одном уровне.

 

1 ступени:

Окислитель – жидкий кислород

Топливо – газообразный водород.

Внешняя оболочка – поддерживает форму ступени, т.к. с избыточным давлением 1,05 ... 1,1 атмосферного («надувная»), газ – гелий.

Объем внешней оболочки выбирается исходя из условий компенсации массы конструкции , массы жидкого кислорода  1 ступени и массы гелия на высоте 10000м

Гелий во время его расширения при наборе высоты через перепускные клапаны имеют возможность попасть в пространство с баллонетами водорода.

Объем газообразного водорода выбирается из условий времени работы ракетных двигателей 1ступени и высоты 10000м

Т.е. запас водорода также является и той грузоподъемной силой, что поднимает на высоту 10000м весь ракетоноситель.

Причем Fa Архимеда  > mg всего РН примерно в 1,5 – 2 раза на высоте 0.

 

Этапы работы:

1.     Свободный взлет по аэростатному с ускорением порядка 1-2 м/с2 с  до высоты 8000м

2.     Запуск двигателей 1 ступени: с неполной тягой... расходуется кислород, водород – масса  уменьшается, ускорение увеличивается – лобовое сопротивление должно быть наверное меньше, чем при ускорении в более плотных слоях атмосферы.

3.     Гелий, из- за большей высоты полета, занимает объем израсходованного водорода и на каком-то этапе подъемавлияние  Fa не уменьшается... затем при достижении высоты, когда Fa не выгодно – двигатели выходят на режим 100% тяги...

4.     Разгон и совместный полет до высоты в 60- 80 км.(оболочка естественно должна быть рассчитана на давление в оболочке)

5.     Отделение 3х «надувных» блоков, запуск двигателей 2ой ступени – отдельный полет.

6.     Т.к. блоки 1ой ступени. по сути надувные шары... опускаются на землю...мягкоJ

 

 

 

[Leonar]

кстати я посчитал кое-что для этого типа запуска... у меня получилось: при массе 2ой ступени с ПН 600000кг(всмысле в общем и то + то 600т.)
размеры: высота примерно 450 м диаметр всех собранных блоков примерно 70м, двигатели применял на  от 2ой ступени Энергии. 4 шт на блок. объем водорода в блоке примерно 20000000м3 гелия 700000м3 на высоте 10000м.вес пустого блока порядка 250000кг.время работы РД -  180с
на высоте 80000м вся конструкция у меня разогнолась до 650м/с
Вопрос: какую ПН можно вывести на ННО при НУ 80км и 650м/с вверх  со стартовой массой 600000кг?
Может ну ее такую многоразовость 1ой ступени...? (скорее всего косяков в расчете у меня много... могу скинуть "поржать" или проверить, помочь в расчетах) 
стартовая масса у земли 3500000кг примерно получилась

[Leonar]

примерно так...

[Leonar]

почему-то картинки не хотят показываться...

[Юрий михайлович Темников]

Все  проесты дирижоплей  для космонавтики это бред сивой кобылы . Плюсов -0 а сложностей вагон

[Юрий михайлович Темников]

Необходмо создать самолет -разгонщик способный поднимать  нагрузку  как минимум 400 -500 т иразгонять ее как минимум  до 2-3 м иначе шкурка не стоит выделки.

[Artemkad]

Юрий Темников пишет:

Необходмо создать самолет -разгонщик способный поднимать нагрузку как минимум 400 -500 т иразгонять ее как минимум до 2-3 м иначе шкурка не стоит выделки.

А почему именно эти цифры? Почему надо обязательно 2-3М когда даже ракеты пока не поднимутся повыше стараются не превышать даже 1М? К примеру Союз первые 50 секунд скорость звука не превышает при этом исправно перемалывая топливо...

[Старый]

Artemkad пишет:
А почему именно эти цифры? 

Вы всё равно не поймёте

Почему надо обязательно 2-3М когда даже ракеты пока не поднимутся повыше стараются не превышать даже 1М?

И сильно стараются?

[Artemkad]

Старый пишет:
И сильно стараются?

Вы всё равно не поймёте

[Старый]

Artemkad пишет:

Старый пишет:
И сильно стараются?

Вы всё равно не поймёте

Это уж точно!

[Saul]

!

[X-Rocket]

Послушьте, кажется это не оригинально, и было запатентовано Стрежневым?  Или нет?

[X-Rocket]

дабл

Схема не только не оригинальна,

с точки зрения патентной чистоты, но еще и глупа.

http://ivanstrezhnev.appspot.com/8/8.html

[X-Rocket]

Постройте энергетические графики, насколько это выгодно... Пулять из самолета....