Воздушный старт - РТ-20 с Ан-22

[YYZ]

Возникает вопрос, почему идея Воздушного старта не начала разрабатываться с 1965+ г., когда появился Ан-22 с достаточной грузоподъемностью - 60 тн, длиной грузового отсека: 26,40 м (стандартный самолет) - возможно увеичение длины за счет среднего герметичного отсека.

В плюсе двухкилевое оперение, десантирование через задний люк, диаметр грузового отсека емнип 4 м.

И тт ракет РТ-2..Рт-20...Темп-2С... с гептиловой второй ступенью (тт, чтобы не возить много гептила в первой ступени)

+ разгонный блок ДМ ?

ан-22 имеет практический потолок - 9 км. Возможно в разгоне - динамический - до 10 км допрыгнет.

Скорость максимальная маловата - 650 км/ч - но наверное можно как-то еще чуток нарастить - но не выше ту-95 с 900 км/ч (который более аэродинамичен).

Зато экономичен.

по моим грубым прикидкам спутник в 1-1,5 тн на НОО он может закинуть.

+ получается воздушный аналог Тополя на автошасси - американцы не могут знать какой транспортник везет груз - МБР или танк.

Твердотопливные блоки достаточно надежны.

Район запуска чрезвычайно гибок - в том числе особо интересные приэкваториальные -

возможен или взлет из Средней Азии с запуском над экватором

или базирование/аэродром подскока в любой на текущий момент дружественной стране - Эфиопии, Сомали, Индии, Шри-Ланке, Мальдивы, Вьетнаме

PS Далее возможно использование и Ил-76, в который ракета также укладывается (грузовой отсек 3*3 м)

у 76 скорость до 850, потолок до 12 км

Edited 16 Jan 2013 by YYZ

[chameleon]

Запуск с транспортника ракеты, особенно со сбросом ракеты через грузовой люке в заду - оченно нетривиальная вещь. А если ракета переломится в процессе вываливания хвостом вперёд? И носом против хода самолёта пускать нельзя - во-первых, самолёт выгорит, во-вторых, плюса от скорости самолёта нет, только минус.

Вот с внешней подвески ракетоносца пулять, той же Тушки 95 - можно.

Американцы так и сделали. Система Pegasus.

[sanitareugen]

Считаем экономию.

Минимально потребная скорость для орбиты - 7800 м/с (первая космическая). Энергия 30.42 МДж/кг

Сэкономлено:

- за счёт набора высоты 10 км - 98.1 кДж/кг

- за счёт набора скорости 650 км/ч - 16.3 кДж/кг

Итого экономия составляет 0.376% от общего расхода.

[chameleon]

Там ещё потери на управление и поворот траектории есть... Чуть побольше, до единиц процентов :)

[sanitareugen]

В общем, определить, чистый ли это попил, или есть искренне верящие в гениальность идеи - не могу. Возможно, представлены оба вида. Но пользы реальной нет.

Чисто военная тоже сомнительна - но там хотя бы невозможность супостату заранее "угадать, чем буду я ходить", в смысле нанести упреждающий удар по известным пусковым.

[Че Бурашка]

Считаем экономию.

Гениально. А теперь вспоминаем как работает ракета, что такое УИ и почему он не бывает высоким на уровне моря. Edited 16 Jan 2013 by Че Бурашка

[sanitareugen]

что такое УИ и почему он не бывает высоким на уровне моря.

От альтернативной истории - к альтернативной физике?

Множитель, в который входит отношение давления в камере сгорания и наружного давления для обычного РД (около 250 ата), принимая среднюю молекулярную массу продуктов сгорания 31 (пополам водяной пар и углекислый газ) изменится от 0.876 до 0.938 на 10 км, т.е.на 7%.

Что, конечно, больше, чем 0.7%. Но потерь на старте не возместит.

[YYZ]

Стандартная забрасваемая нагрузка рт-20 - 1,5 тонны

Запуск с экватора даст емнип +5-10% полезной нагрузки (относительно широт сразии)

ЕМНИП запуск с высоты выше 4 км - еще 5%

Хотя конечно мощь стандартной первой ступени обычной ракеты не заменяет.

PS

Хм, как полезная нагрузка грезится что-то вроде 1(+1) - местного X-20 Dyna-Soar/Клипера - но можно ли сделать такой орбитальный аппарат в пределах 1,5-2 тн ?

Edited 16 Jan 2013 by YYZ

[YYZ]

кстати ту-95 с теми же движками достигает 15 км в горизонтальном полете. просто транспортник не стремились заставит летать так высоко.

[Че Бурашка]

От альтернативной истории - к альтернативной физике?

К реальной.

Множитель, в который входит отношение давления в камере сгорания и наружного давления для обычного РД (около 250 ата), принимая среднюю молекулярную массу продуктов сгорания 31 (пополам водяной пар и углекислый газ) изменится от 0.876 до 0.938 на 10 км, т.е.на 7%.

Множитель очевидно 1-y*pa/pk. Вы скромно умолчали что он стоит под корнем который превращает наши 0.07 в 0.26. УИ 250 сек увеличивается до 316 сек. А частное ХС и УИ (в км/с) стоит под экспонентой.

Что, конечно, больше, чем 0.7%. Но потерь на старте не возместит.

Это уже заклинания пошли.

[YYZ]

А вообще самый ранний водушный старт для достижения орбиты - хотя бы Спутник бип-бип-бип сделает - это ТБ-7/ Пе-8 с МР-12, МР-20 и МР-25.

Пе-8 - это вполне 10 км высоты и 5-7 тонн груза (ФАБ-500)

По габаритам - 10Х Челомея (Фау-1) под Пе-8 подвешивали же.

МР-12, МР-20 и МР-25 - это вполне реальные баллиститные пороха "Катюш". вкладные заряды. Шашки в форме трубки с диаметром внутреннего канала 100 миллиметров (у военного времени М-31 диаметр 300 мм, что сравнимо с 450 мм)

масса 1485…1620 кг

Тяга двигателя 10360 кгс

Время работы РДТТ 21±3 с

Удельный импульс топлива 205 с

Масса топливного заряда 1200 кг

Масса головной части 122-280 кг

Масса целевой аппаратуры 50-100 кг

Длина (полная) 8770…10370 мм

Калибр 450 мм

Высота подъёма 200-230 км

[Че Бурашка]

баллиститные пороха "Катюш"

А вот это лишнее. Баллиститные пороха почти не дают выигрыша в УИ на высоте. ЖРД то-же вполне реальны и еще в 1930е - используйте их.

[sanitareugen]

Угу. Под корнем. Только вот корень превращает 0.07 не в 0.26, а в 0.035. Повторите расчёт, приняв во внимание, из чего извлекается корень.

[sanitareugen]

В общем, "воздушный старт" экономически и технически провален, и если военное оправдание разработок ещё было (невозможность для противника заранее знать расположение пусковой), то теперешние рассуждения о его перспективах это попытки хоть куда-то пристроить работу, не показавшуюся даже военным (хотя единственное её преимущество было для них).

И, чтоб два раза не вставать. Откуда "10% выгоды при экваториальном старте"?

Линейная скорость на экваторе 435 м/с, на широте Байконура, ЕМНИП, 211 м/с. Выгода, безусловно, есть. 2.5% скорости, 1.25% энергии. Но 10% - откуда?

[Че Бурашка]

Только вот корень превращает 0.07 не в 0.26, а в 0.035. Повторите расчёт, приняв во внимание, из чего извлекается корень.

Извиняюсь, тут протупил. ОК. Вот вам реальный двигатель, и еще один, и еще, и для разнообразия. Давление в камере ни как не 250 бар - оно такое только в глушковских монстрах.

И, чтоб два раза не вставать. Откуда "10% выгоды при экваториальном старте"? Линейная скорость на экваторе 435 м/с, на широте Байконура, ЕМНИП, 211 м/с. Выгода, безусловно, есть. 2.5% скорости, 1.25% энергии. Но 10% - откуда?

Очевидно из экспоненты в формуле Циолковского. А еще из отсутствия потерь на смену наклона.

[YYZ]

И, чтоб два раза не вставать. Откуда "10% выгоды при экваториальном старте"?

Линейная скорость на экваторе 435 м/с, на широте Байконура, ЕМНИП, 211 м/с. Выгода, безусловно, есть. 2.5% скорости, 1.25% энергии. Но 10% - откуда?

ПН Союза с Байконура и Куру

[Че Бурашка]

И так давление в камере РД-108 - 39 атм (двигатель обычней некуда). Запускать будем на 15 км где примерно 0.1 атм. При молекулярном весе 31 расчет по формуле из википедии показывает что тот самый множитель равен 0.2 для уровня моря и 0.92 для высоты - выигрыш по УИ аж в 2 раза. Но поскольку в реальности такого не наблюдается, формулу из вики следует признать слишком грубой.

[Че Бурашка]

Сэкономлено: - за счёт набора высоты 10 км - 98.1 кДж/кг - за счёт набора скорости 650 км/ч - 16.3 кДж/кг

Из-за особенностей формулы Циолковского экономию в ракетной технике считают в скорости. Переводим обратно:

1) 450 м/с на подъем до 10000 м. Расход топлива с УИ 250 сек 20 % от массы конечной.

2) Разгон по горизонтали до 150 м/с. Проводится обычно уже на большой высоте где УИ можно считать вакуумным. Но поскольку в наборе горизонтальной скорости участвует первая ступень с ее приземным соплом УИ будет максимум 300 сек. Итого еще 5% от конечной массы.

Экономия 25 % без учета топливных баков и двигателей.

Edited 17 Jan 2013 by Че Бурашка

[sanitareugen]

Нашёл информацию от разработчиков. Выигрыш для экваториального старта для низких орбит они оценивают в 3.5-4%. Предполагают, впрочем, что для геостационара может быть лучше.

http://www.armscontrol.ru/atmtc/space/baikonur_eads_france_paper_publ.htm#_Toc2751924

[Че Бурашка]

И так пусть у нас есть двухступенчатая ракета стартующая с высоты 10000 км при скорости 150 м/с. Это соответствует приращению скорости 600 и дает характеристическую скорость ракеты с учетом потерь 8900 м/с вместо обычных 9500. Первая ступень имеет УИ 310 сек, вторая 350. При массе 100 тонн масса ПН составляет порядка 2,5-3 тонн в зависимости от разбиения скорости по ступеням и конструкционного числа ступеней. Если увеличим ПН первой ступени хотя-бы до 340 сек а массу ракеты до 800 - получим 30 тонн на НОО против 20 у двухступенчатой Н-11.

Edited 26 Jan 2013 by Че Бурашка

[YYZ]

Нашёл информацию от разработчиков. Выигрыш для экваториального старта для низких орбит они оценивают в 3.5-4%. Предполагают, впрочем, что для геостационара может быть лучше.

http://www.armscontr...htm#_Toc2751924

"Таким образом для вывода спутников на геостационарную орбиту при запусках РН «Союз» с Куру вместо Байконура энергетический (и массовый) выигрыш будет составлять очень большие величины – по оценкам представителей «Старсема» выигрыш будет 25-30% при выводе на геосинхронную орбиту – и эти цифры выглядят вполне правдоподобно, стоит также добавить, что при определенных условиях выигрыш может составить еще большие цифры – порядка 100%."

+ см. http://ru.wikipedia.org/wiki/Союз-2_(ракета-носитель)#.D0.9C.D0.BE.D0.B4.D0.B8.D1.84.D0.B8.D0.BA.D0.B0.D1.86.D0.B8.D0.B8_.D1.80.D0.B0.D0.BA.D0.B5.D1.82.D1.8B

Версия Индекс ПН на НОО, кг ПН на ССО, кг ПН на ГПО, кг Масса РН, т ДУ 1 ст ДУ 2 ст ДУ 3 ст Тип РБ СК

1б 14А14 Плесецк 6900-7835,

Байконур 6500-8250[4] Плесецк 4900[5] 312 РД-107А РД-108А РД-0124 Фрегат Плесецк 43/4,

Байконур 31

СТ-Б 372РН21 9000-9200[9] 4900[8] 3240[8] 312 РД-107А РД-108А РД-0124 Фрегат ГКЦ

[Canis Dirus]

по моим грубым прикидкам спутник в 1-1,5 тн на НОО он может закинуть.

КБ «Южное» смотрит на вас с недоумением. НИИ-88 — тоже.

[Curioz]

Надо еще учесть экономию на наземной инфраструктуре.

В конце концов, Пегасус летает редко, но метко, и отказа от программы не предвидится.

[YYZ]

по моим грубым прикидкам спутник в 1-1,5 тн на НОО он может закинуть.

КБ «Южное» смотрит на вас с недоумением. НИИ-88 — тоже.

мне интересно сколько именно ВС сможет закинуть.

надо еще цену смотреть - самолет заменяет "половину" первой ступени + вторая ступень более дешевая твердотопливная.

это без учета возможности выбивания стационарного космодрома (Байконур, Плесецк, Свободный - сколкьо на них стартовых столов) хоть диверсантами, хоть 1 бомбардировкой, и даже 1 погулявшим танком.

Надо еще учесть экономию на наземной инфраструктуре.

В конце концов, Пегасус летает редко, но метко, и отказа от программы не предвидится.

там вроде цена нехилая - 30 млн запуск.

а вес небольшой

[dragon.nur]

Че Бурашка

800 тонн ракету стартовать из воздушного старта? вы курнули немого фантастического кино 1920-х гг.? Самолёт-"подъёмник" будет больше Мрии раз этак в пять (и дороже в двадцать пять, потому что все НИОКРы будут в его цене). Даже модульная ВРД-ступень дешевле и полезней.

YYZ

это без учета возможности выбивания стационарного космодрома (Байконур, Плесецк, Свободный - сколкьо на них стартовых столов) хоть диверсантами, хоть 1 бомбардировкой, и даже 1 погулявшим танком.

Вы на настоящем старте бывали когда-нибудь? стартовый стол танком бодать можно до морковкиного заговения, только соляр зря тратить

Edited 17 Jan 2013 by dragon.nur