Большие Глупые Ракеты.

[crazy_terraformer]

Интересная тема - дешёвые серийные одноразовые носители.
https://geektimes.ru/post/246568/

Ракета, построенная по принципу «большого глупого носителя» («Big Dumb Booster») находится не в диапазоне «умный-глупый», а, скорее, «простой-сложный». Привычные нам ракеты-носители выросли из военных баллистических ракет, и при их проектировании эффективность была важнее стоимости. Но, если мы собираемся осваивать Космос, то нам нужно много ракет, и сложные бывшие военные ракеты становятся слишком дорогими. А что, если попробовать сделать ракету сравнительно простой, но экономически выгодной?

Sea Dragon

В 1962 году инженер Aerojet Роберт Труакс предложил проект Sea Dragon. Двухступенчатая ракета-носитель должна была иметь высоту 150 м, диаметр 23 м и полную массу 18 000 тонн. Ракета собиралась в порту, затем её заправляли керосином — топливом первой ступени и азотом — газом наддува баков. Затем ракету должны были буксировать на плаву к месту старта. Корабль обеспечения (предлагалось использовать атомный авианосец) методом электролиза разлагал воду на водород и кислород. Жидким водородом заполнялись баки топлива второй ступени, а кислородом — баки окислителя обеих ступеней. После заправки балластные танки первой ступени заполнялись водой, и ракета становилась в воде вертикально. Старт производился из частично погруженного положения, ожидалось, что Sea Dragon сможет выводить примерно 500 тонн на низкую околоземную орбиту. Простота конструкции должна была обеспечить стоимость выведения в диапазоне $60-600 за килограмм, в разы меньше существовавших тогда ракет.

Единственный двигатель первой ступени создавал тягу 36 000 тонн, но не представлял особой технической сложности — давление в камере сгорания не превышало 20 атмосфер, и топливо подавалось без сложных турбонасосов, давлением газа наддува (т.н. вытеснительная подача). Двигатель второй ступени имел тягу «всего» 6 350 тонн, а давление в камере сгорания всего 7 атмосфер. Для сравнения, давление в камерах сгорания современных ракетных двигателей достигает 255 атм (РД-191). Корпус ракеты изготовлялся из легированной стали толщиной 7 мм и был не сложнее корпуса подводной лодки в производстве. Собственно говоря, ракета и должна была производиться на верфи. Проект был рассмотрен судостроительной компанией Todd Shipyards, которая посчитала его выполнимым. Экономические и инженерные расчеты были подтверждены компанией TRW, уже зашла речь о покупке участка побережья под космодром, но бюджет NASA начали сокращать. Из-за нехватки средств был закрыт весь отдел перспективных разработок, занимавшийся Sea Dragon и проектами пилотируемых полётов на Марс. А Aerojet не могла выделять средства на разработку такого циклопического проекта самостоятельно.

OTRAG

Лутц Кайзер мог быть известен уже более тридцати лет как первый частный ракетостроитель. Ученик Зенгера, Лутц основал компанию OTRAG («Орбитальный транспорт и ракеты») и убедил Вернера фон Брауна и Курта Дебуса войти в команду после их выхода в отставку из NASA. Идея новой ракеты-носителя состояла в использовании простых блоков, которые должны были производиться массово и, поэтому, быть очень дешевыми.

Один CRPU (Common Rocket Propulsion Unit — «стандартный ракетный блок») представлял собой трубу длиной 16 м и диаметром 23 см. В блоке размещались баки топлива (керосин), окислителя (тетраоксид азота и азотная кислота в равных пропорциях), наддува (сжатый воздух). Баки разделялись плоскими переборками. Внизу был установлен простой двигатель с абляционной теплозащитой сопла и тягой 2,5 тонны, клапаны, батареи и электроника.

Особенностью конструкции ракеты была пакетная установка ступеней. Сначала работали блоки с наружной части пакета, затем внутренние. По расчетам, для вывода одной тонны на орбиту нужны были три ступени, из 4, 12 и 48 блоков. Пакетная компоновка приводила к тому, что ракета получалась относительно короткой и широкой, и, в теории, могла запускать большие и широкие спутники. Для запуска более тяжелых грузов надо было просто взять больше блоков. С точки зрения привычного нам критерия соотношения полезной нагрузки и стартовой массы ракета получалась неэффективной — для того, чтобы вывести на орбиту 8 тонн (чуть больше современного «Союза») требовалась ракета начальной массой 800 тонн (в два с лишним раза тяжелее «Союза»). Для того, чтобы вывести 128 тонн, требовался монстр начальной массой 12 800 тонн (в четыре раза тяжелее «Сатурна V», выводившего примерно столько же). OTRAG должна была выиграть за счет экономической эффективности. Массовое производство конструктивно простых блоков, десятками тысяч в год, должно было сделать их очень дешевыми.

Шесть двигателей на испытательном стенде.

Автоматизированная линия производства CRPU. Очень интересная вещь.

Рисунок старта сверхтяжелой версии OTRAG.

В 1975 году компания OTRAG подписала контракт с Заиром о строительстве космодрома в провинции Катанга (сейчас территория Конго). С точки зрения физики всё было логично — космодром находился возле экватора, в удобном для космонавтики месте. Первые полёты испытательных четырехблоковых ракет начались в 1977 году.

А с точки зрения политики провал - ракетные технологии (военный аспект) в подарок стране третьего мира.

Ракета на стартовой площадке.

Испытательный пуск. Не включился один двигатель.

Высокое заирское начальство и этот неудачный пуск:
http://www.youtube.com/watch?v=_5pJpd9Vi_U#

Проблемы начались, когда в дело вмешалась политика. Во-первых, развитые страны опасались, что ракеты OTRAG будут использоваться для военных целей. Да, они были бы крайне неэффективны в такой роли, но слаборазвитым странам Африки любая ракета лучше, чем ничего. Во-вторых, развитые страны не хотели экономического конкурента своим ракетам-носителям. СССР, США и Франция совместно начали кампанию по дискредитации OTRAG в СМИ и стали оказывать политическое давление на Заир. В 1979 году OTRAG была вынуждена покинуть страну. Испытания в Западной Германии были крайне затруднены по политическим причинам, и в 1981 году компания построила испытательный полигон в ещё худшем месте — Ливии. В 1982 году Западная Германия присоединилась к договору о нераспространении ракетных технологий, и перевозка произведенных в ФРГ блоков в Ливию стала невозможной. Несмотря на обещания, Муаммар Каддафи тут же конфисковал испытательный полигон, и ливийские инженеры попытались продолжить проект.К счастью (потому что это уже явно была программа разработки баллистических ракет), ничего у них не вышло, и проект был остановлен окончательно. За время испытаний было проведено порядка шести тысяч испытаний на стенде и примерно полтора десятка суборбитальных полётов в одноступенчатой четырехблочной конфигурации. За 1975-1987 годы проект OTRAG обошёлся примерно в $200 миллионов.

Компания Interorbital Systems разрабатывает ракету Neptune такой же компоновки:

[Маска]

Да что уж там.Уговорили.

http://www.youtube.com/watch?v=mrjpELy1xzc

[Грехов Михаил]

Забористые фантазии.....

[petrovich1964]

Забористые фантазии..

Чем это мнение подтвердите?

[BlackMokona]

Напомнило

[Golossvyshe]

Да что уж там.Уговорили.

http://www.youtube.com/watch?v=mrjpELy1xzc

А вот этот чем плох?
https://youtu.be/4d34j56ERU8
 

А то на охапке "кассамов" летать как-то не комильфо.

[gas]

Сиа драгон - чистая утопия, супермощные движки не возможны в принципе, предельная тяга однокамерных ЖРД на керосине 200 т, все что выше, все это запредельное.
сверхбольшие и сверхтяжелые ракеты - сверхдорогие по определению, и в эксплуатации, и чрезвычайно сложные, это никак не панацея.
Ракеты из огромного числа мелких блоков ничем не лучше сверхбольших, они по надежности слишком опасные, взрыв, выход из строя любого блока - это по сути провал полета, и вероятность катастрофы суммируется по числу блоков, плюс ракета слишком малоэфективная по нагрузке.
Пока самый оптимальный путь у Маска

[Грехов Михаил]

предельная тяга однокамерных ЖРД на керосине 200 т, все что выше, все это запредельное.

Ерунду не пишите. F-1 (РН Сатурн-5). Каждый из 5-ти движков имеет тягу от 690т на уровне моря до 790т в вакууме (кислород+керосин). В общем-то у РН "Протон" уже двигатели 170т тяги, а РН "Энергия" РД-0120 (водород+кислород) - 150-200т.

[Etien_n]

   Где-то в недрах Инета видел снимок самой маленькой космической ракеты. Она метра три-четыре длиной. Меньше метра в диаметре.  Должна была вывести микро-спутник. Правда до Космоса не долетела. Но запускалась Японцами на полном серъезе. По моему твердотопливная.
Ваш Etien

[Грехов Михаил]

Минимальный размер РН для того, чтобы хоть что-нибудь вывести в космос лежит в районе размеров РН Vanguard. 3 ступени. 23 метра высотой и 10 тонн весом.
https://en.wikipedia.org/wiki/Vanguard_(rocket)

[Незван]

1. Выкупить СПГ-танкер
2. Прикрутить ЖРД
3. Заполнить половину танков метаном, половину кислородом
....
PROFIT!!!

А для пилотируемого пуска  принайтовать подводную лодку.

[Проходящий Кот]

Зачем подлодку, только конструктора.....

[anovikov]

Electron весит 10.5 тонн и продолжает оставаться сравнительно неплохо эффективным (ПН 2% от стартовой массы на 500-км ССО, то есть на НОО около 2.5% - против 3-4.5% у "больших" ракет). При этом имея всего 2 ступени. Так что наверное, можно ещё существенно меньше, если ПН не выводить вообще - одну инструментированную верхнюю ступень.

[Etien_n]

   Да, спасибо! Видимо это оно и есть. Возможно в размерах я чуть подошибся. Оценил по фотографии.
Ваш - Etien

[равлик]

дешёвые серийные одноразовые носители

Одной из составляющих оптимизации цены является поиск наиболее энергоэффективных массогабаритных показателей. Самыми дешёвыми, то есть имеющими наименьший расход топлива на каждый килограмм полезной нагрузки, являются ракеты средней массы! Это видно на 4-мерном (КПД — 4-е измерение отображаемое с помощью цвета) и 2-мерном рисунках, построенных для КПД первой ступени ракеты, стартующей с уровня моря и имеющих композитные углепластиковые несущую конструкцию и баки с метано-кислородным топливом. Другие материалы и топлива принципиально картину не изменят
ϱ — масса ракеты делённая на площадь основания, кг/м²
ζ_старт=(a_старт+g)/g — перегрузка на старте
w_{нагрузка} — доля массы ракеты без первой ступени, то есть полезная нагрузка на первую ступень
\(\eta  = {\left( {\frac{{{V_{{\text{факт}}}}}}{{{V_{{\text{идеал}}}}}}} \right)^2}\frac{{{w_{{\text{нагрузка}}}}}}{{{w_{{\text{конструкция}}}} + {w_{{\text{двигатель}}}} + {w_{{\text{нагрузка}}}}}}\) — КПД первой ступени, показывающей относительный расход топлива на каждый килограмм полезной нагрузки на первую ступень





Тяжёлые требуют больше топлива на каждый килограмм полезной массы, так как имеют большую долю массы в конструкционных материалах. А у лёгких большую долю составляет аэродинамическое сопротивление.
Приравняв производную КПД по поверхностной плотности к нулю\(\frac{\partial \eta }{\partial \varrho}=0\), определяется максимум КПД и для него находится зависимость между ϱ ζ_старт w_{нагрузка}



Весь расчёт с легко читаемыми формулами, краткими комментариями и построениями показан в приложенном файле для Wolfram Mathematica версии 12 (или более поздней), где можно менять разные параметры и добавлять другие зависимости для их анализа. Часть параметров взяты приблизительно и могут быть уточнены, но это принципиально не изменит картину.

Этот расчёт в очередной раз показывает, насколько малоэффективны и ограничены по наименьшей и наибольшей массе ракеты в условиях атмосферы и большой гравитации Земли. Ракеты — это тупик. Массовый космос возможен лишь при безракетном запуске, как минимум для 1й ступени.

Этот график не существует для k<1/2 и линии на нём показывают скорость адиабатического расширения, а не удельный импульс. В вакууме истечение будет почти сверхзвуковым даже из сферы с дыркой без специальных сопел, то есть коэффициент не может быть очень маленьким\[{T_{{\text{выход}}}} < \frac{{{T_{{\text{камера}}}}}}{2} \to \frac{{{p_{{\text{камера}}}}}}{{{p_{{\text{выход }}}}}} > {2^{\frac{\gamma }{{\gamma  - 1}}}} = {2^{\frac{{i + 2}}{2}}} \to k > \frac{1}{2}\]Также истекающий газ имеет давление, которое упирается о газ расширяющийся за пределами сопла, поэтому эффективная или эквивалентная силе скорость истечения ещё больше в вакууме при малых коэффициентах k. Но ещё нужно учесть угол расхождения реактивной струи α, уменьшающий эффективную скорость истечения
u_э≠u   η≠k   α=f(p_выход,p_камера)\[{u_{\text{э}}} \approx \frac{sin\left ( \alpha/2  \right )}{ \alpha/2 } \sqrt {2q\left( {1 - {{\left( {\frac{{{p_{{\text{выход }}}}}}{{{p_{{\text{камера}}}}}}} \right)}^{\frac{{\gamma  - 1}}{\gamma }}}} \right)}  + \frac{{S}}{{\dot m}}\left( {{p_{{\text{выход}}}} - {p_{{\text{атмосфера}}}}} \right)\]
И q_низшее чуть меньше из-за затрат на нагрев и испарение топлива до справочных +25°С, на 0,1...0,5 МДж/кг в зависимости от начальных давления и температуры в баках. При чём на лёгких ступенях ракеты с большим массовым числом может оказаться выгодным пожертвовать удельной энергией q_низшим ради облегчения баков.
Из-за разных потерь, включая давление атмосферы и теплоотдачу от газа к соплу, существующие двигатели находятся под линиями, а не на них, то есть их k больше рассчитанного через паспортный удельный импульс.

Хотя 0.5... не слишком ли высоко проведена граница?
Надо будет подумать. Посискать в ваших выкладках "знакомые буквы". Хотя на первый взгляд вы неотразимо правы....
Но, мой склероз подсказывает, что вообще то КПД сопла Лаваля начинается всё же не с 0.5 а с 0.3 или даже меньше... И речь идет именно  о  просто "дырке" из которой свистит то, что формируется в камере сгорания... Гм... Я даже где-то табличку видел.  У основателей... Именно на КПД сопла в зависимости от отношения расширения... И "просто дырка" там была первой строкой, кажется... Надо поискать... И там начинается не с 0.5! Четверть или треть?

Действительно, уравнение для сопла показывает превращение тепловой энергии в направленного движения при адиабатическом расширении, но оно не учитывает расхождение струи, которое при просто дырке будет приблизительно равномерно на все 180°. КПД получается ~2/7 при ~7 степенях свободы, что упрощённо рассчитывается через давление \(p = \frac{2}{{i + 2}}q\) на противоположную стенку камеры.

[alex_semenov]

Одной из составляющих оптимизации цены является поиск наиболее энергоэффективных массогабаритных показателей. Самыми дешёвыми, то есть имеющими наименьший расход топлива на каждый килограмм полезной нагрузки, являются ракеты средней массы!

А средняя масса это СКОЛЬКО? На ваших графиках значения есть но они не подписаны (кажется)?
Какая ракета оказывается "средней"? Какой груз она выводит? 10 т? 30 т? 100 т?

Тяжёлые требуют больше топлива на каждый килограмм полезной массы, так как имеют большую долю массы в конструкционных материалах. А у лёгких большую долю составляет аэродинамическое сопротивление.

Допустим что это так.
Это ни о чём не говорит. Да, ваша "средняя ракета" расходуют минимум топлива на килограмм выводимой полезной нагрузки.
Но стоимость топлива в стоимости ракеты меньше 1% или что-то около того.
То есть КРИТЕРИЙ оптимизации выбран, на мой взгляд, у вас совершенно неверно.

Еще. Тот факт, что большая ракета требует более тяжелых конструкционных материалов по сравнению с более лёгкими (а геометрический фактор учитывался? Что большая ракета может быть более "жирной" из-за того что этому бегемоту сопротивление атмосферы как... носорогу препятствия) может играть как не странно положительную роль.
Вы ВЫНУЖДЕНЫ использовать более тяжёлые (и более прочные, технологичные) материалы для ракеты. Не алюминий и титан, а нержавеющую сталь, например. У "Морского дракона", тот факт что он делается из нержавейки - ключевой фактор в УДЕШЕВЛЕНИИ ракеты и выводимого килограмма. Именно это! И технологическая дешевизна может с лихвой покрыть экономию в массе топлива на килограмм.
На малых и средних ракетах (по принятой классификации до 30-50 тонн полезной нагрузки) просто невозможно использовать сталь (хотя в "надувном" "Атласе" использовалась тонкая нержавейка но только потому что там был внутренний наддув, без него ракета складывалась как... сдувшийся шарик). А сталь - это очень технологичный материал.
Еще тонкость. При пуске ЛЮБОЙ ракеты, существует набор СТАРТОВЫХ ОПЕРАЦИЙ, длительность и стоимость которых просто не зависят от размера ракеты или мало от этого зависят. И если учесть и эти затраты и разделить их на килограмм выводимого груза, то результат, я уверен, сильно удивит. Килограмм груза на орбите у большой ракеты (при больших удельных затратах топлива) окажется всё же в целом дешевле и заметно дешевле!

Этот расчёт в очередной раз показывает, насколько малоэффективны и ограничены по наименьшей и наибольшей массе ракеты в условиях атмосферы и большой гравитации Земли. Ракеты — это тупик. Массовый космос возможен лишь при безракетном запуске, как минимум для 1й ступени.

Я не стал бы спешить с выводами.

Этот график не существует для k<1/2. В вакууме истечение будет почти сверхзвуковым даже из сферы с дыркой без специальных сопел, то есть коэффициент не может быть очень маленьким

Гм... Интересно. Я как-то не подумал о таком... Да, возможно... Хотя 0.5... не слишком ли высоко проведена граница?
Надо будет подумать. Посискать в ваших выкладках "знакомые буквы". Хотя на первый взгляд вы неотразимо правы....
Но, мой склероз подсказывает, что вообще то КПД сопла Лаваля начинается всё же не с 0.5 а с 0.3 или даже меньше... И речь идет именно  о  просто "дырке" из которой свистит то, что формируется в камере сгорания... Гм... Я даже где-то табличку видел.  У основателей... Именно на КПД сопла в зависимости от отношения расширения... И "просто дырка" там была первой строкой, кажется... Надо поискать... И там начинается не с 0.5! Четверть или треть?
Не уж то склероз обманывает?
Хотя, возможно, там цифры были для уровня моря? Гм...

[Андрей Астрофизический]

Самыми дешёвыми, то есть имеющими наименьший расход топлива на каждый килограмм полезной нагрузки, являются ракеты средней массы!

Кхм.
Насколько я помню прочитанное когда-то про Раптор (хоть он и двигатель, а не ракета, но в контексте... это для ракет по идее тоже актуально) - там Маск утверждал что важнее показатель "тяги на доллар". А не "кило топлива на кило ПН".
Я не утверждаю что расчет ошибочен, но все же, оптимизируя не тот параметр, и результат можно получить не тот. Стоимость топлива это явно не главная расходная статья в ракетных запусках, даже многоразовых.
А посчитать более внимательно, было бы интересно...

[pkl]

Начать надо с того, что ключевым фактором стоимости выведения является стоимость изготовления и запуска ракеты. Соответственно, начать надо с поиска параметра, от которого больше всего зависит стоимость изготовления и запуска. Т.е. идеальная ракета должна быть просто и дешёвой как в изготовлении, так и в процессе подготовки к пуску. Что-то мне кажется, этим параметром является человеческий труд.

[Diman]

"Т.е. идеальная ракета должна быть просто и дешёвой как в изготовлении, так и в процессе подготовки к пуску."

 

Ну, это опять-таки утопия.
Что по отношению к космической ракете считать дорогим, а что дешевым?
Где проходит граница между "дешево" и "дорого" для ракеты?

[pkl]

"Т.е. идеальная ракета должна быть просто и дешёвой как в изготовлении, так и в процессе подготовки к пуску."

 

Ну, это опять-таки утопия.
Что по отношению к космической ракете считать дорогим, а что дешевым?
Где проходит граница между "дешево" и "дорого" для ракеты?

Ракет много. Может, будем их сравнивать друг с другом? А критерием предлагаю человекочасы на обслуживание. Или численность персонала.