Обсуждение космических программ
8,779,965 39,573
 

  Osq ( Слушатель )
15 янв 2019 20:36:56

Перенос с Авиаветки.

новая дискуссия Дискуссия  322

Идея выводить космические аппараты на орбиту Земли, используя данный пепелац Stratolaunch (да и в общем воздушный старт) в виде «нулевой» ступени – порочна. Она реализуема, но никаких ощутимых «выгод» не даёт.
 
Попробую обосновать. Для того, что бы «физическое тело» стало спутником Земли, его надо поднять на высоту 200 км и разогнать до скорости 7910 м/сек. То есть, для вывода 1 кг полезной нагрузки на низкую орбиту надо затратить:

mv↑2/2 + mgh= 1х (7910) ↑2/2 + 1х9,8х200000 = 32,9 МДж

Технические характеристики пепелаца  (по высотности и максимальной скорости) вряд ли значительно лучше существующих самолётов. Поэтому он сможет запускать ракеты с высоты не более 10 км и со скоростью не более 270 м/сек. То есть для достижения таких параметров для 1 кг надо затратить:

1х(270) ↑2/2 + 1х9,8х10000 = 0,134 МДж.

Выигрыш энергии, который даёт старт ракеты с данного воздушного носителя составляет:

0,134/32,9х100% = 0,41%.

Энергия необходимая для вывода спутника прямо пропорциональна массе и объёму топливной смеси. Выигрыш в стартовой массе ракеты (по сравнению со стартом с поверхности Земли) не превышает полупроцента.
  • +0.14 / 10
  • АУ
ОТВЕТЫ (12)
 
 
  Прокруст ( Слушатель )
15 янв 2019 23:34:34

Вообще-то дает. Воздушный старт не привязан к космодрому - это сразу экономит кучу денег. Стартовать можно на экваторе, получай бесплатную прибавку к скорости, да и вообще где угодно - для запуска мелких спутников с экзотическими орбитами - что есть отдельная ниша для бизнеса.
Всегда мерьте в деньгах инженерную мысль американцев.
  • -0.01 / 1
  • АУ
 
  Фёдор144 ( Слушатель )
16 янв 2019 00:47:21

 
мягко говоря, это не совсем верно для случая тела переменной массы ...
  • +0.09 / 7
  • АУ
 
 
  Osq ( Слушатель )
16 янв 2019 10:53:43

Неужели закон сохранения энергии не выполняется для тел с переменной массой?
С уважением.
Osq.
  • +0.05 / 3
  • АУ
 
 
 
  Фёдор144 ( Слушатель )
16 янв 2019 12:20:05

мой тезис совершенно не затрагивает закон сохранения энергии и посему не ставит его под сомнение.
 
ваши прикидки верны для тела квази постоянной массы - автомобиль, жд, морское судно или некое транспортное средство с внешним источником импульса - вроде лазерного двигателя.
 
вы представьте себе, что мю полезной нагрузки составляет 2-3% от стартовой массы. и ваши 40 МДж действительны только для этих 2-3%, а остальные 97% тоже нужно тащить со старта, надувать щеки и пердячим паром поднимать и разгонять, отбрасывая по пути.
 
удельный импульс турбореактивного двигателя на порядок (в десять раз) выше такового у ракетного. основная идея воздушного старта заключается в использовании этого ресурса при полном сохранении первой ступени и без снижения мю ПН и без запредельной стоимости меж-пускового обслуживания, что мы наблюдаем практически во всех вариантах многоразовых систем ракетного старта - будь то шаттл, флакон или байкал.
 
уже на нынешнем уровне техники нам вполне по силам сделать воздушный старт с трех-четырех махов и с высоты 25-30-35 км.
 
согласитесь, это сильно меняет картину в лучшую сторону, хотя лифт был бы сильно лучше ...
 
все имхо без претензии на
  • +0.19 / 11
  • АУ
 
 
 
  normalized_ ( Слушатель )
16 янв 2019 12:40:38

Дополню к ответу Федора:
Вопрос не в выполнении З.С.Э, а в его использовании, и в смысле расчета.
Он работает для замкнутых систем. А ракетный двигатель выбрасывает рабочее тело с ненулевой скоростью.
Т.е. при расчете энергии необходимой для вывода 1 кг на высоту 10 км (РД или ТРД), нужно учитывать, что большая часть рабочего тела разгонялась вместе с полезной нагрузкой, и вносить эту энергию в расчет %%
(Ракета вообще может зависнуть, тратить топливо, а потенциальная и кинетическая энергия ПН не изменится, а в начале полета она практически это и делает, те самые гравитационные потери)
Или, если оперировать удельным импульсом,  на дозвуковых скоростях у ТРД  он на порядок больше  чем у РД.
  • +0.19 / 12
  • АУ
 
  PPL ( Слушатель )
16 янв 2019 09:24:51

Как я говорил уже, Ваш расчет вызывает в памяти анекдот о рассчете для случая шарообразного коня в вакууме, причем коня не-циолковского, с неизменной массой. Изменение конструкции ракетного двигателя с изменением давления - тоже за скобками (а это тоже вес).
По расчету, выигрыш энергии - до полупроцента при старте с высоты 10км с самолета на дозвуке.
Что означает практически бессмысленный технический вариант.
Я не стану, простите, опроверкать Ваши рассчеты своими - после Глеба Евгеньевича Лозино-Лозинского такие попытки были бы просто смешны. Вам несложно, думаю, будет заметить относительные размеры полезной нагрузки в системах Энергия-Буран и МАКС-Молния, согласитесь, эти различия несколько отличаются от полученного сфероконного полупроцента. Вы должны согласиться, что данные проекты - воплощение расчетов, а не художественного видения автора.
По относительным размерам систем, я бы позволил себе предположить, что выигрыш чисто в массе топлива-окислителя от 10-20% и более.
Кроме чисто энергии на вывод на орбиту, стоило бы обратить внимания на вопрос "на какую именно орбиту выводим". Минимально возможное наклонение низкой опорной орбиты жестко ограничивается географической широтой космодрома. Кроме этого, ограничения могут быть географическими (зоны падения разгонников и возможной катастрофы должны быть в малонаселенной местности своего государства). Суммарно, Байконур с геоширотой 46 может выводить на орбиты с минимальным наклонением 52 градуса. Плесецк - 62. Свободный - 51, Капустин Яр - 48. Альтернатива не привязана жестко к стартовой площадке. 
Воздушный вариант старта позволяет выбрать удобную точку на экваторе над океаном, при старте с которой нагрузка выходит на НОО сразу с необходимым наклонением - без необходимости последующего изменения наклона.
Изменение наклона орбиты - весьма энергозатратная операция, требует значительного количества топлива, которое необходимо целиком вытащить на орбиту - и масса нагрузки может даже быть меньше массы потребного топлива. Коэффициент массового совершенства носителей (в таблице отношение "ноо" к "масса" ) превращает эти дополнительные единицы центнеров в дополнительные десятки тонн на Земле.

  • +0.25 / 15
  • АУ
 
 
  перегрев ( Слушатель )
16 янв 2019 12:36:37

Заранее приношу извинения за оверквотинг, больно уж текст хороший и картинка замечательная.Нравится Ваш оппонент просто забыл про гравитационные потери характеристической скорости, которые на том же Сатурне-5 составляли 73% от общих потерь. Воздушный старт позволит эти потери, если не исключить совсем, то очень сильно минимизировать. Вот прямо сейчас посчитать этот выигрыш в килограммы ПН не возьмусь, но чисто на интуитиве, выигрыш будет весьма существенным. 
  • +0.22 / 14
  • АУ
 
  перегрев ( Слушатель )
16 янв 2019 12:43:46

Поставил "плюс" за непосредственность. Простите, если обидел таким обоснованием. Грустный Вы потери энергии для подъёма на высоту 10 км как учитываете?
  • +0.10 / 6
  • АУ
 
  Игорь_ ( Слушатель )
16 янв 2019 13:53:05

Замечательно! А теперь учтем что космодром почти всегда находится не на том наклонении на который надо запустить КА. Так что добавьте в ваши расчеты энергию на изменение наклонения орбиты.
  • +0.04 / 3
  • АУ
 
  Osq ( Слушатель )
16 янв 2019 20:05:24
Благодарю всех мне ответивших. Всем подробно ответить не смогу. Поэтому:
 
1.Критика по поводу высокой мобильности воздушного старта принимается. И связанный с этим энергетический "выигрыш" будет существенным, безусловно. Несомненный плюс воздушного старта.

2.По поводу "выигрыша" за счёт скорости и высоты. В США с 1990 по 2013 год уже реализовывалась программа воздушного старта с ракетоносителем Пегас. Которая, кстати, и является ракетой первого этапа для Stratolaunch. Этот трёхступенчатый твёрдотопливный носитель в варианте XL стартовал с самолёта на высоте 12 км, имел стартовую массу 23130 кг и выводил до 443 кг полезной нагрузки на НОО. То есть  1,92% от стартовой массы. На основе этого носителя была разработана четырёхступенчатая твёрдотопливная ракета «Minotaur-C» с наземным стартом (последний пуск в 2017 году), стартовой массой 73 тонны и полезной нагрузкой на НОО 1363 кг, или 1,87% от стартовой массы. Вот разница в эффективности вывода ПН: (1,92-1,87)/1,87х100%= 2,67% и есть выгода воздушного старта за счёт высоты и скорости.
  • +0.17 / 11
  • АУ
 
 
  Фёдор144 ( Слушатель )
17 янв 2019 20:10:22

это очень хороший пример про овраги ...
 
хотя если посмотреть на конструкцию и задачи, то приходишь к выводу, что высокое мю полезной нагрузки там никого особо не интересовало. а вот высокая степень готовности как раз и есть конек конкретно этой системы.
 
все нагрузки выведненные этой системой сильно легче макс. пн.
 
как я писал выше, для более значительной прибавки в пн нужно и разгонять посильнее и поднимать повыше - 3-4М и 25-35 км, что нам уже сейчас доступно.
  • +0.03 / 2
  • АУ
 
  __Alex_loki_ ( Слушатель )
17 янв 2019 07:03:54

порочна сама идея реактивного движения , т.к. большая часть энергии уходит на кинетическую энергию реактивного вещества , а не на ускорение/торможение полезной нагрузки .
поэтому так много заинтересованных в м-драйве .
  • +0.01 / 4
  • АУ