Правильно ли мы строим ракеты?

[bob]

Аэродинамическое качество.
Это общепринятые термины.

Согласен. Я образно написал, а не терминологически точно. Но, с другой стороны, аэродинамическое качество относится, скорее, к самолётам. Поскольку ракета на воздух не опирается.

Это сейчас так. А там наоборот вторая и третья должны будут выдерживать вес первой. Первого бака, если точнее. Зато как раз первый бак уже не должен будет выдерживать вес всего остального.

Как-то так. В обычной ракете первая ступень выдерживает вес последующих. А в моём варианте - последняя предыдущих.

[VimanaPro]

Предлагаю изменить саму концепцию конструирования традиционных ракет. По традиции полезная нагрузка размещается сверху, что налагает ограничения на её диаметр и делает вторую ступень невозвращаемой в принципе. Я предлагаю перевернуть всё вверх ногами. Разместить первую ступень в качестве подвесных баков топлива и окислителя без двигателей... сверху. Вторую ступень разместить... ниже первой, а полезную нагрузку и системы управления - непосредственно над днищем ракеты,

... а у нас гланды вырезаются анальным способом
... ? 
....а у нас почти всё ... анальным способом

теперь уже и до ракет добрались

[Инопланетянин]

Поскольку ракета на воздух не опирается.

Но она в нём движется, хотя бы на первых порах.

[postoronim]

Цитата: bob от 13.05.2016 [03:24:16]
Близость размещения экипажа к двигателям повышает риски
Так ли повышает? Известен ли хоть один случай когда космонавты выжили при взрыве двигателей?

Тоже хотел спросить!

При таком варианте главная проблема - это как отбрасывать в стороны все ступени, чтобы не повредить ракету.

И не только! Сброс ступеней от носа будет придавать импульс, который нужно будет обнулять рулевыми двигателями. И удары по корме это одно, а по носу - совсем иное.
Плюс ко всему этому - нагрев обшивки первой ступени. Это будет перегрев!

[noxx77]

Тогда уже сложно назвать это ступенью, это уже чисто внешний бак. Основной минус данной схемы в том что вторая ступень будет нести излишнюю массу двигателей, что снизит полезную нагрузку. Во вторых первая ступень должна быть расчитана на то чтобы выдерживать массу второй, а значит опять лишний вес.

Спейсшаттл.

[noxx77]

Ещё интересный момент: эта схема совершенно идеальна для межпланетного взлётно-посадочного модуля. Например, если кого-то вправду, а не в шутку, понесёт на Луну и Марс. Дело в том, что роверы, оборудование и космонавтов лифтом с верхушки до грунта не навозишься. А здесь они выйдут сразу на грунт и зайдут обратно. Все люки внизу, на уровне грунта.

http://seradata.com/SSI/wp-content/uploads/mt/flightglobalweb/blogs/hyperbola/mars%20excursion%20module-thumb-445x267.jpg Марсианская миссия НАСА, планировавшаяся на 1982г.

[rain]

По традиции полезная нагрузка размещается сверху, что налагает ограничения на её диаметр и делает вторую ступень невозвращаемой в принципе

Какая связь между диаметром обтекателя/полезной нагрузки и степенью возвращаемости второй ступени?
Вы вообще понимаете, что возврат именно первой ступени выбран теми же спэйсэксами не просто так, от фонаря, потому что кому-то так захотелось, а именно по тому, что скорость первой ступени в момент разделения ~2 км/с, а второй ~8 км/с - энергия второй ступени в 16 раз больше. Количество топлива необходимого для торможения и возврата второй ступени сами подсчитаете?
А после того как, и если, подсчитаете массу необходимой в вашем варианте, парашютной системы и термоэкрана, и количество тоннажа забранного у полезной нагрузки этими замечательными и очень нужными на этапе выведения устройствами, выйдет, что еще тупее, выгоднее и эффективнее поднимать нагрузку на воздушных шариках, как Винни Пух в известном мультфильме.

[Змей Петров]

Но, с другой стороны, аэродинамическое качество относится, скорее, к самолётам. Поскольку ракета на воздух не опирается.

Если рули аэродинамические, то есть и аэродинамическое качество.
Если газовые, то вопрос спорный. При полёте в атмосфере отклонение фюзеляжа газовыми рулями будет приводить к возникновению некоей подъемной силы(не обязательно направленной вверх). Но можно ли интерпретировать наличие лобового сопротивления и этой подъемной силы как наличие аэродинамического качества, я не уверен. Вот спускаемые аппараты имеют аэродинамическое качество.

Пожалуй всё-таки можно. Отклонение оси фюзеляжа от вектора скорости, что аэродинамическими, что газовыми рулями, будет приводить к росту лобового сопротивления, и к повороту вектора скрости в сторону оси фюзеляжа в принципе как и у самолета.

[Dem]

Так ли повышает? Известен ли хоть один случай когда космонавты выжили при взрыве двигателей?

Собственно, неизвестно ни одного случая гибели космонавтов при взрыве двигателя.
На Челленджере было разрушение топливного бака сорвавшимся с креплений ТТУ и астронавты погибли при ударе об поверхность.

[mikeRmen]

А почему бы, скидываемый бак не увеличить в диаметре и не уменьшить по высоте. Таким образом общая конструкция приблизиться к конусу. Эффективность по РЗТ, как сложность изготовления такого бака, увеличиваются поэтому можно задуматься и о его спасение. 

[crazy_terraformer]

Плюс ко всему этому - нагрев обшивки первой ступени. Это будет перегрев!

Первая ступень - два бака, керосин и жидкий кислород. Нагрев можно использовать для газификации керосина или перевода кислорода в газовую фазу, смотря что из этого энергетически выгоднее.

[postoronim]

Нагрев можно использовать для газификации керосина или перевода кислорода в газовую фазу, смотря что из этого энергетически выгоднее.

Ого-го задачка. Со многими неизвестными. При том, что у нас, образно говоря, перчатки в животе забывают, так еще и топливо разогревать реактивными струями - ото уж точно шашлыки на орбиту возить.

[Змей Петров]

так еще и топливо разогревать реактивными струями - ото уж точно шашлыки на орбиту возить.

Ну, это вы зря так утрируете.
Имеется в виду - греть топливо/окислитель кинетическим разогревом набегающего потока. Например на SR-71 т.о. охлаждались передние кромки крыла.

[mikeRmen]

так еще и топливо разогревать реактивными струями - ото уж точно шашлыки на орбиту возить.

Ну, это вы зря так утрируете.
Имеется в виду - греть топливо/окислитель кинетическим разогревом набегающего потока. Например на SR-71 т.о. охлаждались передние кромки крыла.

Конструкция теплообменника для снятия тепла с корпуса первой ступени съест кучу ПН, которая не скомпенсируется увеличением импульса движков. А точку MaxQ можно пройти и без этого.

[crazy_terraformer]

Конструкция теплообменника для снятия тепла с корпуса первой ступени съест кучу ПН, которая не скомпенсируется увеличением импульса движков. А точку MaxQ можно пройти и без этого.

Теплообменником может быть стенка бака пронизанная каналами.

[mikeRmen]

Теплообменником может быть стенка бака пронизанная каналами.

Может.
 1. Только это конструкция на порядок сложнее и дороже.
 2. Работать вся эта конструкция будет только на коротком участке траектории, пока ракета продираться сквозь атмосферу. А потом мы тратим энергию ТНА на прокачку топлива и окислителя через теплообменник.

[Змей Петров]

1. Только это конструкция на порядок сложнее и дороже. 

В общей себестоимости запуска это мизер.

2. Работать вся эта конструкция будет только на коротком участке траектории, пока ракета продираться сквозь атмосферу. А потом мы тратим энергию ТНА на прокачку топлива и окислителя через теплообменник.

А не надо прокачивать всё и всегда.
Достаточно малой части на критическом участке разгона. Такая автоматика и вентили стоят вообще копейки.

[Константин ВАРБ]

теперь уже и до ракет добрались

Ну почему же?
Интуитивно боб-матрёшка имеет серьёзные преимущества и по аэродинамике и по соотношению массы топлива к массе корпуса. 

[mikeRmen]

1. Только это конструкция на порядок сложнее и дороже.

В общей себестоимости запуска это мизер.

2. Работать вся эта конструкция будет только на коротком участке траектории, пока ракета продираться сквозь атмосферу. А потом мы тратим энергию ТНА на прокачку топлива и окислителя через теплообменник.

А не надо прокачивать всё и всегда.
Достаточно малой части на критическом участке разгона. Такая автоматика и вентили стоят вообще копейки.

C сегодняшней ситуацией на рынке услуг запуска, приходится учитывать и мизер и копейки. Создание надежного теплообменника-газификатора-корпуса бака  это еще та ого-го задачка, на решение которой придётся потратить значительную часть бюджета разработки. Тем более смысла в этом особого нет, наоборот надо закладываться на простые, надежные решения, и не бояться уменьшения мю ПН для многоразовых систем.

[bob]

Вы вообще понимаете, что возврат именно первой ступени выбран теми же спэйсэксами не просто так, от фонаря, потому что кому-то так захотелось, а именно по тому, что скорость первой ступени в момент разделения ~2 км/с, а второй ~8 км/с - энергия второй ступени в 16 раз больше. Количество топлива необходимого для торможения и возврата второй ступени сами подсчитаете?

Мне нужен только тормозной импульс. Дальше - аэродинамическое торможение, как у спускаемого аппарата "Союза". Спуск парашютный. То есть двигателями я почти не работаю на посадку. Всё сделает родная атмосфера. В том и дело, что я не хотел повторять трюк спэйсов с ракетной посадкой. Сложность, посадочные опоры, лишнее топливо... зачем всё это?

А почему бы, скидываемый бак не увеличить в диаметре и не уменьшить по высоте. Таким образом общая конструкция приблизиться к конусу. Эффективность по РЗТ, как сложность изготовления такого бака, увеличиваются поэтому можно задуматься и о его спасение.

Я и предлагаю почти конус. В принципе, можно подумать и о возвращении верхнего бака первой ступени. В этом случае ракета станет полностью возвращаемой. Просто я пока над этим не заморачивался. Ограничился спасением наиболее дорогих узлов, без бака.

http://seradata.com/SSI/wp-content/uploads/mt/flightglobalweb/blogs/hyperbola/mars%20excursion%20module-thumb-445x267.jpg Марсианская миссия НАСА, планировавшаяся на 1982г.

Спасибо. Не знал. Вполне разумная конструкция, только у них уж очень широкий конус. Впрочем, марсианская атмосфера очень разрежена, и её сопротивлением можно до какой-то степени пренебрегать. Разница в том, что я собрался так с Земли запускать, более узкий конус, разумеется.