Крылья для КОРОНы,крылья для России.Или как нам обогнать и не только Маска.

[Odin]

Темников! Вы сначала с Штатами договоритесь, чтобы там не объявили Короны с ТРД  - МБР, с маневрирующими БЧ..

[Юрий Темников]

Odin пишет:
Темников! Вы сначала с Штатами договоритесь, чтобы там не объявили Короны с ТРД- МБР, с маневрирующими БЧ..  

Ну вот!Было у сказки счастливое продолжение.Но тут явился мелкий божок и все испоганил.

[Юрий Темников]

axxenm пишет: 

Старый пишет: 
Ничто с вертикальным стартом на ТРД не может быть эффективным.

Бездоказательное утверждение в контексте коротко работающей прыгающей ступени.
И напоминаю - конструкция не только с ТРД.
ТРД для посадки и для помощи при взлете.

Старичок как всегда передергивает.Предложен ТРД для посадки бустера.И в помощь основному ЖРД при старте .Три- четыре АЛ 41Ф это 54-72 т дополнительной тяги,при массе 6-8 т.Плюс упрощение основной ДУ т к ТРД эти с управляемым вектором тяги.Ну и значительное уменьшение массы топлива на посадку в 10 раз (уи ЖРД-300,ТРД-3000 ) компенсирует утяжеление конструкции бустера.И ещё ,вертикальный старт тут абсолютно не нужен.Наоборот ,после старта резкий поворот и набор скорости с набором высоты под углом 20-30  градусов.На крайний случай ТРД на стпрте может работать в режиме ЖРД на этане.Но насколько будет надежнее вертикальная посадка в отличие от эквилибристики на ЖРД.да и район посадки значительно расширится.ПМСМ реальная замена биРуслану  для Короны.

[Юрий Темников]

Немного поторопился.Предистория:КОПАТЫЧ предложил.Самый простой вариант - коротенький метановый бустер и длинная водородная вторая ступень. Бустер весело пыхтит вертикально вверх, скорость разделения около 1,5-1,6 км/с, наивысшая точка траектории где-то 250 км. 
Вторая ступень после разделения ускоряется строго горизонтально. Ей надо набрать 7,8-7,9 км/с для выхода на орбиту. 
Преимущества очевидны: 
- бустер просто сажать, его скорость невелика, и он никуда не улетает с точки старта. 
- головной обтекатель, если его отделять при разделении ступеней, упадёт (приземлится) туда же куда и бустер - на точку старта. 
- нет полей падения, а космодром можно строить в любом месте, потому что вторая ступень почти сразу начинает лететь на высоте выше 100 км, за пределами воздушного пространства государства. 
- т.к. вторая ступень выходит на орбиту, она может сделать 1 оборот и приземлиться в точке старта. Полна многоразовость 
Ну и недостатки: второй ступени нужна очень высокая тяговооружённость, тяга её двигателей должна быть процентов 80 от тяги двигателей первой ступени. Неоптимальное распределение по скоростям снижает мю ПН, но т.к. это водород, то процента 3-3,5 сделать можно.

[Юрий Темников]

на всякий случай продублирую:

октоген пишет: 
Вот в этом моменте ты уже проиграл. Удельная тяговооруженность ЖРД в 10 раз выше и плюсов от помощи на старте ТРД нету. Сплошные минусы!!!!! Воздухозаборники и вся обвязка ТРД весят много, требуют иных подходов конструирования и материалов, лишних ЭДСУ.А проку от них мало, поскольку ТРД придется работать в меняющихся условиях скорости и давления за бортом. Где польза от ТРД на определенной скорости( ПМСМ свыше 700 м/с ) обращается во вред. А разделение ступеней начинается где-то с 2 км/с. И вот со скорости 700 м/с до 2000 м/с мы тянем тупо балласт!

Сэээр!Вы несколько флюсоваты(Прутков).[IMG]Давайте посмотрим на проблему более конкретно на примере Зенита и Короны.Я не инженер поэтому буду несколько грубить(упрощать).Стартовая масса Зенита 500т ,1я ступень 400 т.Режем осетра пополам и громоздим на нее Корону 300 т.Стартовая масса 500т ,1ст 200т.Сухая масса ступени 28 т ,после утруски останется 20 т По соображениям управляемости при посадке как минимум два 2 ТРД АЛ-41 Ф 4т(3700).Тяга 36 т это 5% тяги ЖРД,да и не возить же их тупо грузом до посадки.Большая часть воздуховодов и обвязки войдет в конструкцию ступени.Вот интересно как они, ТРД работали при установлении рекордов по скороподьемности?ТРД двухконтурный, с уменьшающимся УИ он может работать и до 3-4 М,т е до окончания работы бустера.ТРД как я уже говорил с УВТ что упростит и удешевит основную ДУ.Ещё один возможный  плюс;при отказе ЖРД после набора скорости 200-300 м \сек поддерживая ее работой ТРД можно успеть слить топливо(окислитель) и таким образом спасти ступень.Корона разогнанная до скорости 1000 м\сек на высоте 30-40 км со значительно меньшими гравипотерями и вакуумным соплом выведет на НОО значительно большую ПН.Для МАКСа при стартовой массе 275т  высоте подьема 12 км и скорости 250 м\сек это 18 т.Точно посчитать не могу(помогите кто может)[IMG]но уверен такая система с избытком перекроет и Протон и А-5

[Кубик]

Юрий Темников пишет: Бустер весело пыхтит вертикально вверх, скорость разделения около 1,5-1,6 км/с, наивысшая точка траектории где-то 250 км. Вторая ступень после разделения ускоряется строго горизонтально. Ей надо набрать 7,8-7,9 км/с для выхода на орбиту.  :!:

И где вы, дорогой, видели одноступ (ваша 2-я ступень!), имеющий такую ХС?    Только не надо про сложение скоростей..

[Юрий Темников]

А вот и Кубик!!То ли после третьего стакана,то ли спросонья, то ли не то видел ,то ли не там!!    Попробуй все таки разобраться ,где я , а где Копатыч.Попробуй прочитать что нибудь про КОРОНу если вспомнить не можешь.Единственно правильное:Про сложение скоростей не надо,(у Копатыча).Там правда еще чё то было написано про гравпотери ,вакуумное сопло ,аэродинамические потери правда не упоминал.И:торопися не нада.

[Кубик]

Юрий Темников пишет: Попробуй прочитать что нибудь про КОРОНу если вспомнить не можешь.

Да сколько можно? Вы, Юрий, не ответили на прямой вопрос: откуда взяли ХС второй ступени 7,8-7,9 км/с , и чем она тогда является - собственно Короной?? Какое там mПН, (по вашему утверждению) а? Дозаправлять на лету будете?? :cry:

[Юрий Темников]

Какой то ты(вы) Кубик стали совсем квадратным.  :cry: Извини ,но мне стало  немного скучно.Но только для Вас.Мною прямо сказано Корона -2я ступень.ХС как и у 3-й ступени  Сатурна где-то между 8700 и 9200 м\сек.(Дмитрий В).Т е САМОСТОЯТЕЛЬНО может не только выйти на НОО но и вывести 6-7т .Дозаправка на лету,на вашей квадратности.МЮ ПН попробуйте посчитать сами,учитывая подьем на 40 км и разгон  до 1 км\сек бустером.ПМСМ цЫфры вас несколько удивят.

[Юрий Темников]

Ой,Вы ещё забыли про вакуумное сопло,значительно уменьшенные грави и аэродинамические потери.

[Odin]

Юрий Темников пишет:
МЮ ПН попробуйте посчитать сами,учитывая подьем на 40 км и разгон до 1 км\сек
бустером.ПМСМ цЫфры вас несколько удивят.

Никакого разгона бустером нет - он согласно вашему утверждению поднимает ступень и его конечный вектор перпендикулярен к горизонту..Это - раз. Второе - ну не надо приплетать сюда Сатурн-5..  такой ХС у  S-IVB нет ..
http://ru.fhg.wikia.com/wiki/%D0%A1%D0%B0%D1%82%D1%83%D1%80%D0%BD-5_(%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%B0)
Вторая ступень работала приблизительно 6 минут, разгоняя ракету-носитель до скорости 6,84 км/с и выводя её на высоту 185 км[9]. Третья ступень,  S-IVB производилась компанией «Дуглас» (с 1967 г. — компанией «Мак-Доннэл Дуглас»). На ступени был установлен один двигатель J-2, который использовал жидкий кислород и жидкий водород, как окислитель и горючее соответственно (аналогично второй ступени S-II). Во время полётов на Луну ступень включалась дважды, первый раз на 2,5 минуты для довыведения «Аполлона» на околоземную орбиту и во второй раз — для вывода «Аполлона» на траекторию к Луне.   Надеюсь, Темников знает арифметику и сам сделает вычитание.. Славить Корону ни я, ни Кубик вам не будем мешать, но вот завираться не надо..

[Юрий Темников]

Мда!Не боги горшки обжигают!Да и знаний маловато,некогда поди.Смотри Вику:Статья об ССТО.Черным по белому написано что 3я ступень Сатурна могла бы самостоятельно выйти на НОО на это её ХС хватало.И не надо галопом по Европам  .Читаешь цитату и приписываешь чужое мнение мне. Вобщем в очередной раз как бы попроще то! :cry:

[Odin]

Юрий Темников пишет:
Мда!Не боги горшки обжигают!Да и знаний маловато,некогда поди.Смотри Вику:Статья об ССТО.Черным по белому написано что 3я ступень Сатурна могла бы самостоятельно выйти на НОО на это её ХС хватало.И не надо галопом по Европам    

https://habr.com/post/222395/ Га-га..галопом по миру.. А Корона всех перешибает..https://everipedia.org/wiki/Single-stage-to-orbit/

[Юрий Темников]

Прилетел налетел!И улетел!?А чего сказать хотел??

[Юрий Темников]

Ну и как мечталось:Самолет разгонщик со скоростью 3М способный взлетать и садиться практически с любого аэродрома.Ранний вариант.Корону он точно не поднимет.Для РН одноступа.Позднее;Одноступ оформленный в виде меньшего размера такого же ЛА. попозже вставлю картинку

[Юрий Темников]

      Это младший братик -гиперзвуковой глайдер .Без двигателей.Я правда к таким скоростям как то не примерялся.Ну и мой рисунок:(будьте снисходительны не инженер ,чертить не умею

[Юрий Темников]

Возможно требуется уточнение.Самолет -носитель г\п 300 т(ПМСМ оптимальный вариант ПН)(возможно эллипс) летающее крыло с поворотными (90  градусов)ТРД.Низкая скорость взлёта-посадки.Возможность достижения сверх-гиперзвуковых скоростей.ТРД возможно турбо-прямоточные с управляемым вектором тяги -никакой механики ,или резкое улучшение ВПП характеристик,если добавить ЖРД-РПД со значительным повышением  скорости.Таковы мои фантазии.Плюс такой-же  на 300 т блин на Н2 -О2(аналог Короны).

[Юрий Темников]

Космопланы «МиГ-2000» и «МиГ-АКС»

Современные исследования тенденций развития и возможностей создания отечественных многоразовых средств космического выведения проводятся в соответствии с Государственной космической программой в рамках научно-исследовательской и экспериментальной работы «Орел», выполняемой по заказу Российского космического агентства.

С 1993 по 1996 год работы по теме «Орел» велись в ЦНИ И машиностроения, ЦАГИ имени Жуковского, Исследовательском центре имени Келдыша и в других организациях.

Проведенные в ЦНИИ Машиностроения параметрические расчеты и сравнительный анализ многоразовых одно- и двухступенчатого носителей с различными двигателями показали, что при снижении сухой массы летательного аппарата примерно на 30 % по сравнению с системой «Спейс Шаттл» или «Энергия-Буран» одноступенчатый носитель грузоподъемностью от 10 до 20 тонн должен иметь преимущества перед двухступенчатыми той же массы как по затратам на разработку, так и по удельной стоимости выведения.

Среди выдвинутых проектов воздушно-космических самолетов в особую группу можно выделить аппараты, разрабатываемые в авиационном конструкторском бюро имени Микояна — «МиГ-2000» и «МиГ-АКС».

«МиГ-2000» — одноступенчатый воздушно-космический самолет (длина фюзеляжа — 54,1 метра, базовый диаметр — 19,7 метра) со взлетным весом 300 тонн, способный выводить полезную нагрузку до 9 тонн на орбиту высотой 200 километров с наклонением 51°. После разгона ускорителем на ЖРД до 0,8 Махов, прямоточный воздушно-реактивный двигатель с дозвуковым горением обеспечивал дальнейший разгон до 5 Махов. В качестве ракетного топлива должен был использоваться переохлажденный водород и жидкий кислород. При возращении был возможен боковой маневр до 3000 километров.

«МиГ-АКС» — двухступенчатый воздушно-космический самолет, создаваемый на основе оригинальной концепции электромагнитной левитации «ЭТОЛ».

Эта концепция была впервые выдвинута специалистами КБ имени Микояна и ЦАГИ на Международном авиакосмическом салоне «МАКС'99». Летательные аппараты, базирующиеся на концепции электромагнитной левитации, должны садиться и взлетать с электромагнитной ВПП, позволяющей ускорить разгон при взлете и обеспечить торможение при посадке с помощью известного принципа взаимодействия движущегося тела с магнитным полем. Идея была уже испытана в лаборатории на алюминиевых макетах «электромагнитного беспилотного моноплана» массой от 2 до 10 килограммов, который разгоняли и тормозили с помощью методики «ЭТОЛ» на полосе длиной 5 метров.

Разгонная взлетно-посадочная полоса длиной 4 километра, проектируемая под «МиГ-АКС», формируется из 40 компонентов мощностью 1010 Дж, которые позволят за 1015 секунд осуществить взлет самолета массой от 200 до 700 тонн. При этом ускорение составит от 2 до 30 g, а скорость — 300–500 м/с. Не исключается возможность разгона до 100 м/с аппарата без шасси массой от 50 до 150 тонн.

Дальнейший разгон аппарата и выведение его на орбиту осуществляется комбинированной двигательной установкой на основе турбопрямоточных и жидкостных ракетных двигателей.

Стартовая масса «МиГ-АКС» составляет 420 тонн, максимальная полезная нагрузка, выводимая на орбиту высотой 400 километров, — до 7 тонн, возвращаемый с орбиты груз — до 7 тонн.

Та же методика электромагнитных запусков предложена и для многоцелевого беспилотного самолета (противолавинные и противоградовые меры, геологоразведка, наблюдение за экологией и состоянием лесов), а также для самолета для спасения на море массой от 15 до 40 тонн, который будет взлетать (и совершать посадку туда же) с палубы авианосца, имеющего электромагнитную ВПП длиной от 150 до 200 метров.

[Юрий Темников]

Юрий Темников пишет:
Проведенные в ЦНИИ Машиностроения параметрические расчеты и сравнительный анализ многоразовых одно- и двухступенчатого носителей с различными двигателями показали, что при снижении сухой массы летательного аппарата примерно на 30 % по сравнению с системой «Спейс Шаттл» или «Энергия-Буран» одноступенчатый носитель грузоподъемностью от 10 до 20 тонн должен иметь преимущества перед двухступенчатыми той же массы как по затратам на разработку, так и по удельной стоимости выведения.

Юрий Темников пишет:
Разгонная взлетно-посадочная полоса длиной 4 километра, проектируемая под «МиГ-АКС», формируется из 40 компонентов мощностью 1010 Дж, которые позволят за 10-15 секунд осуществить взлет самолета массой от 200 до 700 тонн. При этом ускорение составит от 2 до 30 g, а скорость — 300–500 м/с. Не исключается возможность разгона до 100 м/с аппарата без шасси массой от 50 до 150 тонн.

Процитировал главное.В свое время я предложил электромагнитное торможение ЛА на орбите.Вариантов два:1 доразгон, ЛА летящего с суборбитальной скоростью ,до орбитальной при "торможении",а на самом деле разгоне ЛА при взаимодействии с тяжелой орбитальной станцией АТОС(А-активная) 2 Разгон самой АТОС с помощью ЛА имеющего скорость выше орбитальной (возвращение с Луны ,высоких орбит и тд) для компенсации затраченной на разгон энергии.Цепочка таких АТОС позволила бы летать в космосе практически бесплатно и значительно удешевить выход на НОО.Самое главное в том,что торможение происходит с ГЕНЕРАТОРНОМ режиме!!Энергия требуется только для создания магнитного поля.В Цнии"маше о работах МИГ видимо не знали.И получил я вот такую рецензию:

[Юрий Темников]

Блин!!Сообщение получено  в дос ,а комп перезагрузился на досх и выдает нечитабельную белиберду.Кто нибудь может помочь?