Вы используете устаревший браузер. Этот и другие сайты могут отображаться в нем неправильно. Необходимо обновить браузер или попробовать использовать другой.
Люди добрые, скажите, где можно почитать объяснение с цифрами тому, что предварительный подъём ракеты на самолёте на 9-10 км экономичнее старта ракеты с земли. Интересно понять, сколько при этом экономится.
1) Плотность воздуха на уровне моря - 1,225 кг/м3, на 10 км - 0,414 кг/м3, а на 15 км - 0,195 кг/м3. Соответственно меняется и сопротивление.
2) Нет таких потерь тяги, каковые есть при запуске с поверхности. Потеря тяги возникает из-за невозможности сделать сопло, одинаково хорошо работающее во всем диапазоне окружающего давления. Соответственно, двигатель ракеты, запускаемой с большой высоты, можно лучше оптимизировать, что даст бОльшую тягу во всем режиме работы.
3) Требуется меньший объем топлива и особенно окислителя.
4) Соответственно, более простая и лёгкая конструкция ракеты.
5) Меньшая зависимость от погодных условий
6) Меньшая зависимость от географии - пускайте хоть с экватора.
Проблема всего одна - такое решение очень плохо масштабируется.
xoid, спасибо за материал. Понятно, из чего складываются негативные фактора полёта в плотной атмосфере.
Но я немного не о том.
Ракета взлетает на 300 км. Из них 60-100 км работает первая ступень с двигателями, которые плохо работают в плотном воздухе.
И всё это "плохо" длится всего 10 км!
Вопрос, неужели потери от сопротивления воздуха и настолько велики, что самолёт становится выгоден?
Сколько %% экономят?
Ракета взлетает на 300 км. Из них 60-100 км работает первая ступень с двигателями, которые плохо работают в плотном воздухе.
И всё это "плохо" длится всего 10 км!
Автомобили повышенной проходимости тоже зачастую покупаются не для шоссе, а для выезда с занесённой снегом парковки по дворовым колдобинам. Чтобы потом "со всей этой фигнёй" проехать по чистому ровному шоссе следующие ХХХ км.
xoid, спасибо за материал. Понятно, из чего складываются негативные фактора полёта в плотной атмосфере.
Но я немного не о том.
Ракета взлетает на 300 км. Из них 60-100 км работает первая ступень с двигателями, которые плохо работают в плотном воздухе.
И всё это "плохо" длится всего 10 км!
Вопрос, неужели потери от сопротивления воздуха и настолько велики, что самолёт становится выгоден?
Сколько %% экономят?
Ну, например у того же Falcon 9, судя по трансляциям, полет до 10 км занимает примерно 1 минуту 10 секунд (в зависимости от орбиты). На этой высоте он имеет где-то 1200 км/ч, что, конечно, больше, чем у самолета, но сравнимо. Всего же первая ступень работает 2 мин. 40 с. То есть на преодоление этих самых 10 км уходит около 40% топлива первой ступени, что по массе довольно-таки дофига.
Пусть так, но сколько денег потратит самолёт (со своей немалой стоимостью лётного часа) на подъём облегчённой ракеты на 10 км?
Интересует разница в цене: а) старт обычной ракеты с земли и б) старт ракеты с облегчённой первой ступенью с самолёта.
Я так понимаю, раз умные люди этой проблемой озабочены, то выгода явно есть. Но хочется знать какова эта выгода?
Пусть так, но сколько денег потратит самолёт (со своей немалой стоимостью лётного часа) на подъём облегчённой ракеты на 10 км?
Интересует разница в цене: а) старт обычной ракеты с земли и б) старт ракеты с облегчённой первой ступенью с самолёта.
Я так понимаю, раз умные люди этой проблемой озабочены, то выгода явно есть. Но хочется знать какова эта выгода?
можно предположить что этот самолет расходует топлива как два 380 например. прикинуть сколько времени ему нужно с грузом подняться на высоту и назад.
по сравнению с затратами на каждый старт ракеты похоже будет выгоднее.
строительство космодрома и последующими расходами на него тоже отпадает.
можно предположить что этот самолет расходует топлива как два 380 например. прикинуть сколько времени ему нужно с грузом подняться на высоту и назад.
по сравнению с затратами на каждый старт ракеты похоже будет выгоднее.
строительство космодрома и последующими расходами на него тоже отпадает.
Стоимость минуты полёта на самолёте не равно стоимости сгоревшего керосина.
Чем уникальнее самолёт, тем дороже стоимость его лётного часа.
Его нужно обслуживать, чтобы не сгнил до следующего вылета и экипаж содержать в тонусе денег стоит.
А ракета -- штука одноразовая и в идеале при массовом производстве становится относительно дешёвой.
Содержать космодром наверняка дороже, чем аэродром.
Потому нужно всё внимательно считать. Вот мне и интересно, каков реальный выигрыш ))
хорошо, можно поискать сколько стоит час полета например Мрия.
потом поискать сколько стоит вывод на орбиту ракетой носителем.
тогда уже можно начинать сопостовлять
Полагаю, что ценнообразование грузоперевозок Мрией, имеет спекулятивный характер, так как самолёт уникальный и грузы для него не каждый день находятся.
Вот первая ссылка по запросу https://www.aviaport.ru/directory/aviation/an225-mriya/
даёт фразу "Стоимости аренды самолета Ан-225 зависит от характера груза, но один летный час "Мрии" будет стоить дороже, чем "Руслана" (при этом летный час аренды "Руслана" стоит до 25 тыс долларов в час)"
Сущие копейки для космической отрасли!
Но что-то мне не верится, что полная стоимость подъёма ракеты на 10 км будет стоить в районе 50 килобаксов.
возможно это будет себестоимость, пусть умноженная на 10.
накрутят разумеется по полной, там не любят невнушительных цифр.
а по факту какие там расходы то, может с учетом специфики самолета чего добавят, на фото вроде серийные двигатели, что там еще можно придумать как удорожание на несколько порядков не знаю.
Люди добрые, скажите, где можно почитать объяснение с цифрами тому, что предварительный подъём ракеты на самолёте на 9-10 км экономичнее старта ракеты с земли. Интересно понять, сколько при этом экономится.
1) Плотность воздуха на уровне моря - 1,225 кг/м3, на 10 км - 0,414 кг/м3, а на 15 км - 0,195 кг/м3. Соответственно меняется и сопротивление.
2) Нет таких потерь тяги, каковые есть при запуске с поверхности. Потеря тяги возникает из-за невозможности сделать сопло, одинаково хорошо работающее во всем диапазоне окружающего давления. Соответственно, двигатель ракеты, запускаемой с большой высоты, можно лучше оптимизировать, что даст бОльшую тягу во всем режиме работы.
3) Требуется меньший объем топлива и особенно окислителя.
4) Соответственно, более простая и лёгкая конструкция ракеты.
...
... Понятно, из чего складываются негативные фактора полёта в плотной атмосфере.
Но я немного не о том.
...
Вопрос, неужели потери от сопротивления воздуха и настолько велики, что самолёт становится выгоден?
Сколько %% экономят?
Вряд ли кто-либо здесь в состоянии дать правдоподобную экономическую оценку - слишком длинная цепь от выигрыша в энергетике, через уменьшение стартовой массы ракеты (при той же ПН) и/или упрощение ее конструкции, к стоимости. А вот выигрыш в энергетике может быть оценен сравнительно просто, и он оказывается весьма значительным. Попробую популярно разжевать "с цифрами" выигрыш в энергетике РН при "воздушном старте" и возможные последствия для уменьшения стартовой массы и упрощения конструкции такой РН.
Если не трогать возможность "воздушного старта" РН с экватора, очень привлекательную для запуска на ГСО (выигрыш в ПН по сравнению с отечественными космодромами - до 2 раз и более, подробнее см. https://aviaforum.ru/threads/o-kosmose.34719/page-4#post-1268662), то остаются 4 причины для выигрыша в энергетике. Первичный выигрыш я буду выражать величиной экономии характеристической скорости РН, нужной для вывода ПН на целевую траекторию.
1) Самая очевидная причина - значительное уменьшение аэродинамических потерь. Однако эти потери не столь велики - ИМХО, типично лишь порядка 200 м/сек для легких и "средних" тандемных РН с более-менее приличной обтекаемостью (кстати, у "лунной" РН "Сатурн-5" полные аэродинамические потери были всего лишь менее 50 м/с - благодаря громадной массе при неплохой обтекаемости). И эти потери при воздушном старте не исчезают, а лишь значительно уменьшаются: с ростом высоты быстро падает атмосферное давление, но и быстро растет скорость РН, и потому эти потери остаются значимыми, по крайней мере, вплоть до высоты 30...40 км. В общем, очень грубая оценка экономии характеристической скорости уменьшением аэродинамических потерь - лишь порядка 100...150 м/сек.
2) Причина, к-рую xoid также указал (но, ИМХО, мутновато) - неоптимальность работы ракетных двигателей (РД) в плотной атмосфере. Это выражается в потере тяги РД аж до 15...20% по сравнению с "высотным" вариантом такого же РД в вакууме. Более подробное и корректное разъяснение этих потерь - под спойлером.
При варьировании давления воздуха тяга РД максимальна, если это давление равно давлению газов на срезе сопла. В этом случае поток газов на срезе сопла чисто продольный. При большем атмосферном давлении атмосфера "обжимает" поток газов, и тяга РД уменьшается примерно на величину силы "противодавления", равную произведению разности указанных давлений на сечение среза сопла. При меньшем атмосферном давлении газы выходят из сопла под углом к оси, что также уменьшает тягу. Кроме того, слишком большое давление газов на срезе сопла (не слишком большая степень расширения) означает, что энергия сгорания топлива неэффективно преобразуется в кинетическую энергию газового потока.
Поэтому во всяком РД степень расширения газов в сопле оптимизируют для работы при давлении, характерном для его рабочего участка траектории. Давление на срезе сопла РД первой ступени, ЕМНИП, выбирают в пределах 0,5...0,7 атм. А в РД верхних ступеней выбирают давление на срезе сопла не более нескольких сотых атм. (дальнейшее расширение только увеличивает массу сопла), и такой РД дает заметно бОльшую скорость истечения газов.
Удобный пример для корректного численного сравнения эффективности двигателей первой и второй ступеней - маршевые двигатели старинной МБР Р-16 (1962г). Эти унифицированные двигатели различаются только количеством камер сгорания и ТНА (блок из 3 двухкамерных двигателей со своими ТНА или 1 такой двигатель) и степенью расширения газов в сопле (т.е., давлением на срезе сопла - ЕМНИП, более 0,5 атм. и порядка 0,02 атм.), а по остальным характеристикам (топливо - гептил и амил АК-27И, конструкция камер и ТНА, режим горения и т.д.) они просто идентичны. И вот результат - в виде различия удельного импульса:
двигатель первой ступени у Земли - 246 сек,
он же в пустоте - 289 сек,
двигатель второй ступени в пустоте - 293 сек.
Вклад потерь на атмосферное противодавление в характеристическую скорость РН, очевидно, пропорционален характеристической скорости первой ступени. Эта скорость - порядка 3 км/сек для РН с жидкостной первой ступенью (все отечественные РН и многие зарубежные) и в пределах 1...2 км/сек для РН со сравнительно небольшими твердотопливными ускорителями (например, амерские семейства РН "Титан-3", "Титан-4", "Дельта-2"). Соответствующие потери характеристической скорости - порядка 0,5 км/сек для жидкостной первой ступени и порядка 0,25 км/сек для твердотопливных ускорителей. Воздушный старт уменьшает эти потери примерно пропорционально атмосферному давлению на высоте старта - т.е., ориентировочно на 350 м/сек при воздушном старте жидкостной РН с высоты 10 км и т.д.
3) Очевидная причина, к-рую xoid почему-то не указал - вполне ощутимая скорость носителя: в обсуждаемом случае, видимо, около 250 м/сек. Это на первый взгляд не много, но вполне заметно и, по крайней мере, заведомо больше, чем сокращение аэродинамических потерь.
4) Неожиданно весомая причина, к-рую xoid также не указал - просто тот факт, что РН стартует с высоты порядка 10 км. Это намного ниже, чем НОО, однако потенциальная энергия на высоте 10 км равна кинетической энергии при скорости около 450 м/сек (!) - это и есть прямой (и самый большой) вклад высоты "воздушного старта" в экономию характеристической скорости. Кстати, в баллистике ракет потери скорости на набор высоты торжественно называются "гравитационные потери" (и они всегда самые большие из всех потерь), и обычно они вычисляются интегрированием проекции ускорения силы тяжести на траекторию ракеты. Полная величина этих потерь при выводе ПН на НОО (или на более высокую траекторию, касательную к НОО), - порядка 1 км/сек и более (ИМХО, до 1,5...2 км/сек), но их значительная часть приходится на первые 10 км - поскольку здесь еще невелики и наклон траектории, и скорость.
Т.о., суммарная экономия потребной характеристическогй скорости при воздушном старте жидкостной РН с высоты 10 км - ориентировочно 1,2 км/сек, а для РН с твердотопливными ускорителями - ориентировочно 1 км/сек. А при воздушном старте с гипотетического сверхзвукового самолета, с высоты 15...20 км, экономия характеристической скорости будет еще раза в полтора больше - это более чем "дофига" и вполне соизмеримо с вкладом в характеристическую скорость твердотопливных ускорителей упомянутых выше амерских РН. Кстати, первая оценка (1,2 км/сек) хорошо согласуется с оценкой RomanS:
Ну, например у того же Falcon 9, судя по трансляциям, ... на преодоление этих самых 10 км уходит около 40% топлива первой ступени, что по массе довольно-таки дофига.
Вопрос в том, как с наибольшей выгодой распорядиться этой экономией: экономически эффективный "воздушный старт" предполагает ревизию концепции РН (разбиение на ступени и т.п.) и, в т.ч., позволяет сократить количество ступеней РН - вплоть до одной (ИМХО, вполне реально для водорода в качестве горючего), хотя это наверняка далеко не оптимально по соотношению масс РН и ПН. Впрочем, носитель "воздушного старта" фактически сам является многоразовой стартовой ступенью.
ЗЫ. Вспомнил пятую причину пользы "воздушного старта" - нет необходимости иметь тягу маршевого РД, значительно превышающую стартовый вес РН. Это не мелочь - мощные ЖРД довольно тяжелые. Так, уникальная старинная амерская МБР "Атлас" - не двухступенчатая, как все прочие жидкостные МБР, а т.н. "полутораступенчатая": у нее одна пара баков (керосин и кислород) и три ЖРД - 2 мощных стартовых (по 75 тн тяги) по бокам и один менее мощный маршевый (30 тн). После выхода на наклонную траекторию разгона сбрасываются стартовые ЖРД (и обтекатель двигательного отсека). В сочетании со сверхтонкими стенками баков, это позволило обойтись без полноценной двухступенчатой конструкции. Рекомендую ближе познакомиться с этой уникальной ракетой (обзорная справка, со ссылками на подробные статьи - тут).
Вряд ли кто-либо здесь в состоянии дать правдоподобную экономическую оценку - слишком длинная цепь от выигрыша в энергетике, через уменьшение стартовой массы ракеты (при той же ПН)
Есть более-менее точные цифры, позволяющие сравнить.
Стоимость запуска стартуемой с самолёта ракеты Пегас (23,130 кг стартовая масса, 443 кг на НОО) - 56 млн долларов.
Стоимость запуска ракеты Falcon 1 (38,555 кг стартовая масса, 420 кг на НОО) - 90 млн долларов.
Но надо сказать, что за 25 лет существования Пегаса, он совершил всего 43 полета, из которых лишь 38 успешны. А производство ракет Falcon 1 было свернуто и теперь SpaceX предлагает пускать полезную нагрузку такой массы прицепом к основной полезной нагрузке Falcon 9, что будет обходиться, естественно, много дешевле.
Поэтому на мой взгляд, главная проблема воздушного старта - отсутствие достаточного объема заказчиков.
В контексте того, что речь идет о выигрыше в энергии, насколько корректно линейное сложение скоростей, а не их квадратов?
Если не затруднит, объясните пожалуйста поподробнее.
Я правильно нонимаю, что вы имеет ввиду низкую массу полезной нагрузки при воздушном старте?
Так ведь пепелац Пола Алена, по моему мнению, поднимет на 10 км куда больше, чем 23 тонны (Пегас)
Я правильно нонимаю, что вы имеет ввиду низкую массу полезной нагрузки при воздушном старте?
Так ведь пепелац Пола Алена, по моему мнению, поднимет на 10 км куда больше, чем 23 тонны (Пегас)
скорее всего подразумевается, что не каждый день есть желающие запустить ракету в космос.
получается спецсамолет будет большее время простаивать, чем выполнять полезную работу
