километров до 20 их легко можно использовать, затем включать реактивный двигатель. Это конечно напоминает высотный старт с самолета, однако я имею в виду именно ступени, цепляемые сбоку к ракете, затем отделяющиеся. Будут ли они использоваться вторично - не принципиально, почему бы и нет?
Добавлено: 16 Май 2009 [13:18] Заголовок сообщения:
Прямоточника с нужными характеристиками просто не существует, а одноразовый ТРД выходит гораздо дороже, чем ЖРД. Да и многоразовый не лучше, твердотопливник дешевле. Вспомним стоимости?
Плюс нужный прямоточник запускается только на 1.5 Маха, а до этой скорости надо ещё разогнаться.
Прямоточника с нужными характеристиками просто не существует, а одноразовый ТРД выходит гораздо дороже, чем ЖРД. Да и многоразовый не лучше, твердотопливник дешевле. Вспомним стоимости?
Плюс нужный прямоточник запускается только на 1.5 Маха, а до этой скорости надо ещё разогнаться.
Я правда не в теме, но практически такая схема и работает на каком-то американском проекте (там где ракета стартует с самолета). На самолете стоит вариант ТРД.
Ну а про одноразовые ТРД... Не все так однозначно, может никто не задавался целью спроектировать ТРД с малым ресурсом и малой стоимостью... В любом случае надо все аккуратно считать, практика показывает, что уже реализованные решения в области космонавтики могут быть не очень удачными.
Germeticus
А какой смысл лепить на ракету ТРД, если он может быть установлен на исходном самолёте-носителе?
Собственно, он на нём установлен по умолчанию. О проблемах с ПВРД я уже упоминал выше.
Для малых грузов выгоднее запуск с носителя (та же "Мрия" + МАКС), для тяжёлых носителей ТРД не подходит - тяги не хватит. Подумайте, сколько весит Боинг-747 или та же "Мрия" с полным грузом, и сколько - система "Спейс Шаттл".
Проще уж стартовать с высокой горы, где начинается разряжение и отказаться от самолётов в качестве 1-й ступени. Идеально - с экватора.
Подходящие площадки: потухшие вулканы: Кения (высота - 5199м., 20 км. от экватора) в Африке или Чимборасо в Эквадоре (6267 м - Его вершина — самая удалённая от центра Земли точка её поверхности, до экватора 160км.) или там же Каямбэ (прямо на экваторе высота - 5790м.)
Чисто ради интереса проще учесть стоимость постройки коммуникаций и стоимость строительства всего стартового комплекса на скальных породах, да и стоимость изначального подъёма РН и полезной нагрузки на высоту горы выйдет дороже тех процентов затрат на прохождение тропосферы.
Или, вы думаете, на космодроме Куру дураки сидят, когда горы - рядом?
Или почему Байконур на Памире не построили? А Китай почему не строит свой новый космодром не в Гималаях?
Вот такие глупые вопросы и возникают - от банального незнания понятия "скоростной напор", например.
Самолёт даёт возможность прироста скорости при пуске на любую орбиту, а главное - на околополярную, именно в этом выигрыш "Пегаса".
Байконур строился в военных целях, как испытательный полигон межконтинентальной баллистической ракеты Р7. Полёты в космос там стояли даже не на втором месте.
Ну а про одноразовые ТРД... Не все так однозначно, может никто не задавался целью спроектировать ТРД с малым ресурсом и малой стоимостью...
Ну почему же. Задавались. Для крылатых ракет очень бы пригодились такие двигатели. Но ПВРД оказался там более подходящим. Кстати, крылатые ракеты прекрасно себя чувствуют на скоростях около 1000 м/с.
Байконур строился в военных целях, как испытательный полигон межконтинентальной баллистической ракеты Р7. Полёты в космос там стояли даже не на втором месте.
А что это мы фразы из контекста вырываем, а? Капитан Очевидность нашёлся.
СлабО на все примеры ответить?
Цитата:
Кстати, крылатые ракеты прекрасно себя чувствуют на скоростях около 1000 м/с.
А ещё они летают горизонтально, в определённом режиме плотности/давления атмосферы, а нас интересует резкий спад давлений/плотности при вертикальном старте РН. Что такое "помпаж двигателя" знаете?
Придумайте дешёвый ТРД для таких режимов.
Турбо реактивный двигатель "ТРД" имеет много ограничений, у него не высокая удельная тяга по сравнению с ракетными и прямоточными, низкая скорость, традиционные ТРД до 4 махов, с дополнительными наворотами можно увеличить скорость до 5, 6, махов, но это скоростной диапазон самолетов а не ракет, для ракет нужно как минимум в несколько раз больше. Кроме того ТРД дорогие и сложные в эксплуатации. Вывод это двигатель не для ракеты а в лучшем случае для высокоскоростного "Гиперзвукового" самолета разгонщика, для воздушного старта. Но создание таких самолетов дело дорогое, а выгода от них сомнительная, такие проекты есть, но они не идут дальше эскизов.
Для ракет нужен гибридный, многорежимный двигатель сочитающий в себе положительные особенности ТРД в авиационном скоростном диапазоне, низкий расход топлива за счет использования забортного воздуха как окислителя. И в ракетном режиме имеющий характеристики нормального ракетного двигателя, высокую мощность, низкий вес, по возможности низкую стоимость.
Такой гибридный двигатель можно создать на базе двухконтуртного ТРД, этот двигатель состоит из турбины и компрессора низкого давления, турбина служит силовой установкой вращающей компрессор, через компрессор проходит как правило больше воздуха чем через турбину. Для повышения мощности двухконтурных двигателей прошедший через компрессор низкого давления воздух сжигается в форсажных камерах. Двухконтурный форсажный двигатель - "Турбореактивный двигатель двухконтурный форсажный - ТРДДФ", часто используется на истребителях, например на МИГ 29, на СУ-27, на бомбардировщике ТУ-160.
На военных самолетах ТРДДФ часто используется из за оптимальных характеристик в разных режимах работы. В бесфорсажном режиме экономичный и малошумный, в форсажном мощный, при этом двигатель относительно легкий и не дорогой.
Мне кажется на основе ТРДДф можно было бы сделать многорежимный гибридник подходящий для аэрокосмических транспортно космических систем, аэрокосмических самолетов, многоразовых первых ступеней, многоразовых дополнительных ускорителей и т.п.
В принципе особенности конструкции двигателя это позволяют. На дозвуковой скорости двигатель может работать в режиме ТРД, форсажном при самолетном старте, или бесфорсажном при пасадке. На гиперзвуковой скорости лопатки турбины компрессора можно развернуть в нейтральное положение, а силовую турбину перевести в топливоизбыточный режим работы, чтобы она служила источником мощности для бортовых систем и источником топливного газа для прямоточного двигателя в который в режиме ПВРД(Прямоточный воздушно реактивный двигатель) превращается второй контур турбины с форсажными камерами. В режиме жидкостного ракетного двигателя -"ЖРД", гибридник может работать используя турбину первого контура как топливный насос, и форсажные камеры второго контура как камеры сгорания и сопла ракетного двигателя.
Я не вижу принципиальных причин препятствующих созданию подобного многорежимного гибридника, но о реальных исследованиях в этом направлении ничего не слышал. Наса прорабатывало проект двухрежимного двигателя, то ли для аэрокосмического самолета, то ли для гиперзвукового, но это гибридник - ТРД - ПВРД, работающий в скоростном диапазоне, дозвук - гиперзвук.
В качестве гибридника в принципе можно использовать новую разновидность РДТТ (ракетного двигателя на твердом топливе) ALICE.
Это насовский проект перспективного двигателя будущего, сочитающего в себе высокую удельную эффективность жидкостного двигатля, и низкую стоимость, простоту и надежность РДТТ.
В отличие от традиционных ракетных двигателей в двигателе ALICE, используется топливная суспеньзия металлической пыли, (алюминиевой) и воды, продукты горения состоят из окиси металла и водорода. Эта особенность двигателя ALICE, высокое содержание водорода в сопельных газах позволяет создать на его основе гибридниг РДТТ - ПВРД, имеющий неплохие характеристики по удельной эффективности в режиме и прямоточного и ракетного двигателя.
Я сейчас занимаюсь этой темой, но проект пока не готов, как будет готов выложу.
Добавлено: 30 Май 2010 [22:06] Заголовок сообщения:
Про ALICE, вдруг кто не знает... ALICE это алюминиевый лёд. Пудра алюминия, замороженная в воде. Разновидность экологически чистого ракетного топлива. Согасно CPROPEP, удельный импульс должен быть 230с.
Вы не можете начинать темы Вы не можете отвечать на сообщения Вы не можете редактировать свои сообщения Вы не можете удалять свои сообщения Вы не можете голосовать в опросах
FAQ
Поиск
Пользователи
Группы
Регистрация
Профиль
Войти и проверить личные сообщения
Вход
