Крыло-СВ — многоразовая крылатая ступень ракеты легкого класса

[Demir_Binici]

Более того очевидно что НК32 более сложный двигатель, дорогой и менее эффективный. 

Объясните, почему он МЕНЕЕ эффективный.

[Дем]

Макс построил космодром за $100 млн, в России было бы дешевле так же построить по его технологиям на берегу моря на ДВ, нежели изобретать велосипед с непонятными перспективами.

Маск построил некую экспериментальную табуретку, называть которую космодромом мягко говоря неприлично. Лет через пять поговорим.

Разговор про старты Ф9...

[Pretiera]

Более того очевидно что НК32 более сложный двигатель, дорогой и менее эффективный.

Объясните, почему он МЕНЕЕ эффекти

Он много менее способен к утилизации бортового запаса энергии, очень зависит от внешней среды ограничивая борт в скорости и траектории. 

[Владимир Шпирько]

Двигатель РД-107 за 140сек сжигает почти 40 тонн топлива.  НК-32 - за те же 140 сек на форсаже - чуть менее 700 кг.

Строго говоря надо вес не топлива, а горючего сравнивать. И наверное даже ещё учитывать разницу в УИ. Разница будет меньше, но всё равно вы будете правы.

Почти 12 тонн керосина и соответственно 28 тонн кислорода.  А вот что такое Удельный импульс для ТРД?  Как сравнивать? 

[Владимир Шпирько]

примернр 12 часов

В плане длительности можно вспомнить паравоз)

Назначенный ресурс НК-32 2600 часов (с одним капремонтом), чего хватит примерно на 215 полётов максимальной дальности, что соответствует чуть более 4 млн на  млн руб на 1 полёт (с учётом капремонта примерно 6 млн руб).

Вы правы указывая что брать для сравнения однораз не стоит, можно ли оценить потенциальных ресурс многоразового РД на базе РД-107?
Можно конечно сравнить с МерлиномМерлином, но мало инфы..
Главное это  ФАКТ что утверждение о якобы априори большей сложности,  напряжённости, стоимости аж на два десятичных порядка глупость и вранье

Не передергивайте - никто не утверждал, что конструктивно ракетный двигатель сложнее авиационного.  Часто сделать простую вещь очень сложно.  Плотность энергии в ракетном двигателе на порядок больше чем в ТРД, и потоки энергии в РД выше чем в ТРД. =>   Он более напряжен. Но внешне выглядит более простым.  Но так как  потребный ресурс РД много меньше, то можно оставить меньше запас на всё.  И движок будет легче, но вот как оценить ту границу за которой вероятность отказов будет больше допустимой?  Это сложно и трудозатратно.  К тому же РД-107 фактически однорежимный двигатель с ограниченными возможностями на управление.  А ТРД НК-32 -  многорежимный и с широким диапазоном управления.

[telekast]

Двигатель РД-107 за 140сек сжигает почти 40 тонн топлива.  НК-32 - за те же 140 сек на форсаже - чуть менее 700 кг.

Строго говоря надо вес не топлива, а горючего сравнивать. И наверное даже ещё учитывать разницу в УИ. Разница будет меньше, но всё равно вы будете правы.

Почти 12 тонн керосина и соответственно 28 тонн кислорода.  А вот что такое Удельный импульс для ТРД?  Как сравнивать? 

Также как и для РД. Тяга деленная на секундный расход топлива. То, что у РД в топливо входит и горючее и окислитель ничего не меняет. Потому то у ТРД УИ кратно выше, раз он окислитель и львиную часть рабочего тела получает извне, а "в зачёт" идёт лишь масса расходуемая из баков.

[Владимир Шпирько]

Двигатель РД-107 за 140сек сжигает почти 40 тонн топлива.  НК-32 - за те же 140 сек на форсаже - чуть менее 700 кг.

Строго говоря надо вес не топлива, а горючего сравнивать. И наверное даже ещё учитывать разницу в УИ. Разница будет меньше, но всё равно вы будете правы.

Почти 12 тонн керосина и соответственно 28 тонн кислорода.  А вот что такое Удельный импульс для ТРД?  Как сравнивать? 

Также как и для РД. Тяга деленная на секундный расход топлива. То, что у РД в топливо входит и горючее и окислитель ничего не меняет. Потому то у ТРД УИ кратно выше, раз он окислитель и львиную часть рабочего тела получает извне, а "в зачёт" идёт лишь масса расходуемая из баков.

Для воздушно-реактивных двигателей нет такого понятия как УИ.  А по Вашей методике  еще больший УИ будет у бульдозера, если тягу на крюке поделить на расход соляры. 
УИ для ракетных двигателей это характеристика, которая входит в формулу Циолковского.  И ХС рассчитывается по этой формуле.  А вот для самолетов, как и для бульдозеров ФЦ не применима.  

[telekast]

Плотность энергии в ракетном двигателе на порядок больше чем в ТРД, и потоки энергии в РД выше чем в ТРД. =>  Он более напряжен. Но внешне выглядит более простым.  Но так как  потребный ресурс РД много меньше, то можно оставить меньше запас на всё.  И движок будет легче, но вот как оценить ту границу за которой вероятность отказов будет больше допустимой?  Это сложно и трудозатратно.  К тому же РД-107 фактически однорежимный двигатель с ограниченными возможностями на управление.  А ТРД НК-32 -  многорежимный и с широким диапазоном управления.

Напряжённость ТРД ограничена температурной прочностью лопаток турбины. Гтдшники и рады бы повысить теплонапряженность мотора, тк при этом растет КПД, но лопатки"текут". В принципе, для рассматриваемого случая можно в "потеющие" лопатки подавать кислород из дренажа, охлаждая их очень эффективно и повысить температуру цикла, это же увеличит мощность форсажной камеры, будет такую поставят. Тяга ТРД скакнет в разы. Высотность повысится. А на посадке юзать ТРД в чисто авиационном режиме. Кислород/воздух из баллона иногда подают в ГТД при старте через дополнительную все форсунки. В описании какого-то ГТД попадалось.

[telekast]

Двигатель РД-107 за 140сек сжигает почти 40 тонн топлива.  НК-32 - за те же 140 сек на форсаже - чуть менее 700 кг.

Строго говоря надо вес не топлива, а горючего сравнивать. И наверное даже ещё учитывать разницу в УИ. Разница будет меньше, но всё равно вы будете правы.

Почти 12 тонн керосина и соответственно 28 тонн кислорода.  А вот что такое Удельный импульс для ТРД?  Как сравнивать? 

Также как и для РД. Тяга деленная на секундный расход топлива. То, что у РД в топливо входит и горючее и окислитель ничего не меняет. Потому то у ТРД УИ кратно выше, раз он окислитель и львиную часть рабочего тела получает извне, а "в зачёт" идёт лишь масса расходуемая из баков.

Для воздушно-реактивных двигателей нет такого понятия как УИ.  А по Вашей методике  еще больший УИ будет у бульдозера, если тягу на крюке поделить на расход соляры. 
УИ для ракетных двигателей это характеристика, которая входит в формулу Циолковского.  И ХС рассчитывается по этой формуле.  А вот для самолетов, как и для бульдозеров ФЦ не применима. 

Почему, вполне есть. УИ это характеристика того на сколько вырастает количество движения на затраченную единицу топлива. УИ для ВРД называется удельной тягой, но смысл тот же. Можете и к самолёту ФЦ применить. С оговорками и поправочными коэффициентами. Только это будет муторно, для ВРД есть свои формулы, которые удобнее.
Имху 

[Владимир Шпирько]

В принципе, для рассматриваемого случая можно в "потеющие" лопатки подавать кислород из дренажа, охлаждая их очень эффективно

Дренаж чего? 

Хитров..задуманных схем двигателей видимо-невидимо и в ВРД и РД и ДВС и др... но реально работают не так уж много. Причем они уже кажутся простыми.

[telekast]

В принципе, для рассматриваемого случая можно в "потеющие" лопатки подавать кислород из дренажа, охлаждая их очень эффективно

Дренаж чего? 

Хитров..задуманных схем двигателей видимо-невидимо и в ВРД и РД и ДВС и др... но реально работают не так уж много. Причем они уже кажутся простыми.

Дренаж кислорода из кислородного бака ракеты. В ГТД лопатки часто делают охлаждаемым, например устраивают в них каналы в которые подаётся воздух отбираемым из компрессора. Воздух охлаждает лопатку и выбрасывается в газовоздушной тракт через систему выпускных отверстий на теле лопатки, или микропоры("потеющие" лопатки). Кроме того этот воздух может создавать газовую завесу, прослойку которая снижает контакт с горячими газами, что тоже снижает температуру лопаток. Если врезать в канал подвода охлаждающего воздуха от компрессора к лопаткам магистраль из дренажа кислородного, скажем, бака, то можно существенно улучшить охлаждение, тк испарившийся и выбрасываемый "попусту" кислород имеет весьма низкую температуру. А так пойдет в дело с немалой пользой.
Что до хитровыдуманности... Ну, а что ж Вы хотите, влезть на ёлку и не оцарапаться?

[Владимир Шпирько]

В принципе, для рассматриваемого случая можно в "потеющие" лопатки подавать кислород из дренажа, охлаждая их очень эффективно

Дренаж чего? 

Хитров..задуманных схем двигателей видимо-невидимо и в ВРД и РД и ДВС и др... но реально работают не так уж много. Причем они уже кажутся простыми.

Дренаж кислорода из кислородного бака ракеты. В ГТД лопатки часто делают охлаждаемым, например устраивают в них каналы в которые подаётся воздух отбираемым из компрессора. Воздух охлаждает лопатку и выбрасывается в газовоздушной тракт через систему выпускных отверстий на теле лопатки, или микропоры("потеющие" лопатки). Кроме того этот воздух может создавать газовую завесу, прослойку которая снижает контакт с горячими газами, что тоже снижает температуру лопаток. Если врезать в канал подвода охлаждающего воздуха от компрессора к лопаткам магистраль из дренажа кислородного, скажем, бака, то можно существенно улучшить охлаждение, тк испарившийся и выбрасываемый "попусту" кислород имеет весьма низкую температуру. А так пойдет в дело с немалой пользой.
Что до хитровыдуманности... Ну, а что ж Вы хотите, влезть на ёлку и не оцарапаться?

Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.   А больше ТУРБИН в ракетном двигателе нет.
  Если же Вы про ВРД, то как правило в них нет баков/баллонов с кислородом. 
Или же у Вас какая-то химера из РД и ВРД?

[Владимир Шпирько]

Для воздушно-реактивных двигателей нет такого понятия как УИ.  А по Вашей методике  еще больший УИ будет у бульдозера, если тягу на крюке поделить на расход соляры. 
УИ для ракетных двигателей это характеристика, которая входит в формулу Циолковского.  И ХС рассчитывается по этой формуле.  А вот для самолетов, как и для бульдозеров ФЦ не применима. 

Почему, вполне есть. УИ это характеристика того на сколько вырастает количество движения на затраченную единицу топлива. УИ для ВРД называется удельной тягой, но смысл тот же. Можете и к самолёту ФЦ применить. С оговорками и поправочными коэффициентами. Только это будет муторно, для ВРД есть свои формулы, которые удобнее.
Имху 

Количество движения? на единицу топлива - это как.  Кол-во движения = импульс = масса х скорость.  А если РД стоит на стенде - переданный импульс = 0.  И что у РД УИ=0?

Это из https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A3%D0%B4%D0%B5%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D1%82%D1%8F%D0%B3%D0%B0

С удельной тягой вообще всё не так.
Удельная тяга — отношение тяги к какому-либо параметру двигателя или движителя. Используется для характеризации эффективности конструкции; в качестве параметра-знаменателя обычно выбираются:

• масса двигателя. «Удельная весовая тяга»^[1], «тяговооружённость двигателя» (англ. thrust-to-weight ratio) позволяет сравнивать разные конструкции двигателей;
• массовый расход воздуха для воздушно-реактивных двигателей (этому смыслу обычно соответствует англ. specific thrust^[2]);
• массовый расход рабочего тела для ракетных двигателей^[3] (в этом случае обычно используется термин «удельный импульс»);
• мощность для характеризации воздушного винта^[

[telekast]

В принципе, для рассматриваемого случая можно в "потеющие" лопатки подавать кислород из дренажа, охлаждая их очень эффективно

Дренаж чего? 

Хитров..задуманных схем двигателей видимо-невидимо и в ВРД и РД и ДВС и др... но реально работают не так уж много. Причем они уже кажутся простыми.

Дренаж кислорода из кислородного бака ракеты. В ГТД лопатки часто делают охлаждаемым, например устраивают в них каналы в которые подаётся воздух отбираемым из компрессора. Воздух охлаждает лопатку и выбрасывается в газовоздушной тракт через систему выпускных отверстий на теле лопатки, или микропоры("потеющие" лопатки). Кроме того этот воздух может создавать газовую завесу, прослойку которая снижает контакт с горячими газами, что тоже снижает температуру лопаток. Если врезать в канал подвода охлаждающего воздуха от компрессора к лопаткам магистраль из дренажа кислородного, скажем, бака, то можно существенно улучшить охлаждение, тк испарившийся и выбрасываемый "попусту" кислород имеет весьма низкую температуру. А так пойдет в дело с немалой пользой.
Что до хитровыдуманности... Ну, а что ж Вы хотите, влезть на ёлку и не оцарапаться?

Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.  А больше ТУРБИН в ракетном двигателе нет.
  Если же Вы про ВРД, то как правило в них нет баков/баллонов с кислородом.
Или же у Вас какая-то химера из РД и ВРД?

Я про идею использования ТРД в пакете на взлете. Про то, с чего я и начинал этот разговор, про Ваш НК-32, в частности. В нем же лопатки есть?

[telekast]

Количество движения? на единицу топлива - это как.  Кол-во движения = импульс = масса х скорость.  А если РД стоит на стенде - переданный импульс = 0.  И что у РД УИ=0?

Кол-во движения рабочего тела, а не самого двигателя. Так что все в порядке и в полете, и на стенде 

• массовый расход воздуха для воздушно-реактивных двигателей (этому смыслу обычно соответствует англ. specific thrust^[2]);
• массовый расход рабочего тела для ракетных двигателей^[3] (в этом случае обычно используется термин «удельный импульс»);

Выделенное в общем случае эквивалентно. С поправкой на то, что для ВРД основная масса рабочего тела берется из внешней среды, а не из баков как у РД.
Хотите прям строго, только "по банкам" сравнивать? Да не вопрос. Берите для ВРД массовый секундный расход горючего(керосина) и считайте.

[blik]

Количество движения? на единицу топлива - это как.  Кол-во движения = импульс = масса х скорость.  А если РД стоит на стенде - переданный импульс = 0.  И что у РД УИ=0?

Переданный Импульс J = FΔt. У РД на стенде с ним все в порядке.

[color=rgba(255, 255, 255, 0.75)]Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.   А больше ТУРБИН в ракетном двигателе н[/color]

Конечно есть проблема. Если бы у нас были рабочие сплавы на 5500+ или на температуру сгорания смеси, то ТНА достаточно было бы одного, пускать туда стехиометрическую смесь или смесь с макс УИ. Выхлоп в закритику сопла. Никаких дожиганий после ТНА было бы не нужно, при более выском УИ. Можно было поднять давление в камере ближе к давлению в насосе.

[Дем]

Конечно есть проблема. Если бы у нас были рабочие сплавы на 5500+ или на температуру сгорания смеси, то ТНА достаточно было бы одного, пускать туда стехиометрическую смесь или смесь с макс УИ. Никаких дожиганий после ТНА было бы не нужно, при более выском УИ.

Ну так в самом движке такие температуры материалы вполне держат, за счёт охлаждения. А вот охлаждаемых ТНА пока не делают.

[Владимир Шпирько]

Количество движения? на единицу топлива - это как.  Кол-во движения = импульс = масса х скорость.  А если РД стоит на стенде - переданный импульс = 0.  И что у РД УИ=0?

Переданный Импульс J = FΔt. У РД на стенде с ним все в порядке.

[color=rgba(255, 255, 255, 0.75)]Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.  А больше ТУРБИН в ракетном двигателе н[/color]

Конечно есть проблема. Если бы у нас были рабочие сплавы на 5500+ или на температуру сгорания смеси, то ТНА достаточно было бы одного, пускать туда стехиометрическую смесь или смесь с макс УИ. Выхлоп в закритику сопла. Никаких дожиганий после ТНА было бы не нужно, при более выском УИ. Можно было поднять давление в камере ближе к давлению в насосе.

В данном случае я отвечаю Вам.  А о предложении telekast`a здесь не говорим. 

". то ТНА достаточно было бы одного .."  Так ТНА и так один в большинстве двигателей.   Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.  За счет чего Вы получите больший УИ?

[Дем]

Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.  За счет чего Вы получите больший УИ?

Если топливо ВСЁ сгорело - то оно ВСЁ участвует в создании тяги.

[blik]

Количество движения? на единицу топлива - это как.  Кол-во движения = импульс = масса х скорость.  А если РД стоит на стенде - переданный импульс = 0.  И что у РД УИ=0?

Переданный Импульс J = FΔt. У РД на стенде с ним все в порядке.

[color=rgba(255, 255, 255, 0.75)]Для РАКЕТНОГО двигателя нет такой проблемы, как температура лопаток.  Турбина в составе ТНА работает при громадном избытке одного компонента, как правило окислителя. 8...10% горючего и весь окислитель.  А больше ТУРБИН в ракетном двигателе н[/color]

Конечно есть проблема. Если бы у нас были рабочие сплавы на 5500+ или на температуру сгорания смеси, то ТНА достаточно было бы одного, пускать туда стехиометрическую смесь или смесь с макс УИ. Выхлоп в закритику сопла. Никаких дожиганий после ТНА было бы не нужно, при более выском УИ. Можно было поднять давление в камере ближе к давлению в насосе.

В данном случае я отвечаю Вам.  А о предложении telekast`a здесь не говорим. 
". то ТНА достаточно было бы одного .."  Так ТНА и так один в большинстве двигателей.  Выхлоп за критикой - это открытая схема и, т.е часть топлива НЕ участвует в создании тяги,  Вы сразу теряете УИ.  За счет чего Вы получите больший УИ?

В тексте написано, что подавать в ТНА стехиометрическую смесь. 
Какая часть топлива с Вашей точки зрения  в этом случае не участвует в создании тяги? 
Зачем в этом случае вообще нужна закрытая схема?

ПС в первую очередь УИ выше за счет достижимости кратно более высокого давления в камере, при том же давлении в ТНА.