Цитировать2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?Такой участок создал бы составляющую тяги направленую назад но не создал составляющую направленую вперёд. Таким образом суммарная тяга и удельный импульс двигателя снизились бы. Кому это надо?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
ЦитироватьПри уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?Если за срезом сопла вакуум то будет практически при любом. Если за срезом давление то при опредёлённых условиях перестанет работать.
ЦитироватьRadioactiveRainbow писал(а):Течение сверхзвуковое, поэтому то, что ниже по течению не влияет на то, что выше ("веерность" потока на тягу). Тяга создаётся давлением на стенки сопла, точнее, составляющей такого давления в направлении движения. В цилиндрической части давление будет по нормали, поэтому тяга будет нулевой. А за счёт трения цилиндрический насадок будет тянуть назад.Цитировать2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?Такой участок создал бы составляющую тяги направленую назад но не создал составляющую направленую вперёд. Таким образом суммарная тяга и удельный импульс двигателя снизились бы. Кому это надо?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
ЦитироватьRadioactiveRainbow писал(а):При снижении давления до определённого уровня от внешнего происходит "запирание" сопла, оно начинает работать как дозвуковое (поток ускоряется в дозвуковой части). Это давление в классической газодинамике ЕМНИП 0,528 от давления в камере.ЦитироватьПри уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?Если за срезом сопла вакуум то будет практически при любом. Если за срезом давление то при опредёлённых условиях перестанет работать.
ЦитироватьПри снижении давления до определённого уровня от внешнего происходит "запирание" сопла, оно начинает работать как дозвуковое (поток ускоряется в дозвуковой части). Это давление в классической газодинамике ЕМНИП 0,528 от давления в камере.То есть, пока давление в критическом сечении не упадёт до ~0,53 от давления в КС - сопло будет работать на сверхзвуке?
ЦитироватьА ещё вопрос человека, который в этих делах ничего не смыслит (я :) ), но интересно:Если сопло в вакууме работает, то при любом давлении на входе, важны ведь не абсолютные давления, а соотношение между входным давлением и давлением в критическом сечении. Очевидно, что в вакууме ничто не мешает поддерживать это соотношение постоянным, а в атмосфере сопло запрется, когда внешнее давление сравняется с критическим, так как газу некуда будет расширяться. Для сопла на сжатом воздухе минимальное входное давление на уровне моря примерно 2 атмосферы.
Если взять обычный воздух в нормальных условиях, то при каком минимальном давлении на входе в классическое сопло (сужение + расширение), т. е. на входе в сужающуюся часть (не в области критического сечения) можно будет получить сверхзвуковой поток на выходе?
ЦитироватьНасичёт ТНА (вопрос №1) никто ничего не знает?ЕМНИП, РД-0146 (КБХА, кислород-водород), обороты свыше 120 тыс/мин.
ЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?ЦитироватьА ещё вопрос человека, который в этих делах ничего не смыслит (я :) ), но интересно:Если сопло в вакууме работает, то при любом давлении на входе, важны ведь не абсолютные давления, а соотношение между входным давлением и давлением в критическом сечении. Очевидно, что в вакууме ничто не мешает поддерживать это соотношение постоянным, а в атмосфере сопло запрется, когда внешнее давление сравняется с критическим, так как газу некуда будет расширяться. Для сопла на сжатом воздухе минимальное входное давление на уровне моря примерно 2 атмосферы.
Если взять обычный воздух в нормальных условиях, то при каком минимальном давлении на входе в классическое сопло (сужение + расширение), т. е. на входе в сужающуюся часть (не в области критического сечения) можно будет получить сверхзвуковой поток на выходе?
ЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?Так это запросто, и сопло можно простейшее сделать, тут ведь потери не важны - цилиндр и два конуса.
ЦитироватьДаже конические части не нужны - в выходное отверстие насоса вкрутить типа штуцера с минимальным сечением определённого диаметра и готово :)ЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?Так это запросто, и сопло можно простейшее сделать, тут ведь потери не важны - цилиндр и два конуса.
ЦитироватьДаже конические части не нужны - в выходное отверстие насоса вкрутить типа штуцера с минимальным сечением определённого диаметра и готово :)Ну если совсем уж упрощать, то лучше открыть вентиль у азотного баллона например. :) :wink:
ЦитироватьПробовал. Именно так :wink: . Не получалось. Давил на насос (нормальный, исправный мопедный насос)) всей массой (правда, тогда она была по-меньше :wink: ), шток опускался относительно медленно (т. е. проходное сечение сопла (ну, дырки :wink: ) не было слишком большим) а сверхзвукового потока не наблюдалось. Правда, тут второй вопрос: а как он вообще должен был бы себя проявлять? Может, я просто его не замечал :roll: ?ЦитироватьДаже конические части не нужны - в выходное отверстие насоса вкрутить типа штуцера с минимальным сечением определённого диаметра и готово :)ЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?Так это запросто, и сопло можно простейшее сделать, тут ведь потери не важны - цилиндр и два конуса.
ЦитироватьТут вот ещё что. Насколько в данном опыте важен конически сужающийся профиль докритической части сопла? Ибо, в это смысле, используемое "сопло" было весьма сильно похоже на дырку :wink:Если просто нужно получить сверхзвуковую скорость, то профиль не важен, главное обеспечить нужный перепад давлений. А все эти конусы и прочие хитрые профили нужны для снижения потерь скорости газа.
ЦитироватьКак вам сказать...
Вон - некоторые ракетомоделисты (те, что сам двигатели делают), бывает, в качестве "сопла" используют просто шайбу с отверстием нужного диаметра. Работает.
ЦитироватьДавление в КС любительских двигателей сопоставимо с давлением в КС современных РД и достигает десятков атмосфер.ЦитироватьКак вам сказать...
Вон - некоторые ракетомоделисты (те, что сам двигатели делают), бывает, в качестве "сопла" используют просто шайбу с отверстием нужного диаметра. Работает.
Давление в КС модельного двигателя обычно очень маленькое, т.ч. профилирование сопла кроме мороки ничего не приносит.
Цитировать:?:Кое-что можно прочесть в: Ярошевский В.А. "Вход в атмосферу космических летаткльных аппаратов" - М., Наука, 1988
Такой вот ещё вопрос:
Зависимость тепловых нагрузок на СА в зависимости от массы и размеров.
Каковы эти зависимости?
Где бы об этом почитать?
Одинаковы ли зависимости для капсул и ВКС?
Цитировать***Mтоп/Мсух=350/25=14 очень и очень хороший показатель. У действующих РН такого нет. Лучше было только на 1-ой ступени Сатурн-5:
Продолжаем задавать вопросы :)
Первая ступень РН. Тащит на себе 50 тонн. Диаметр 3,5-4,5 метра.
Получится ли залить 350 тонн топлива (кислород-керосин) в 25 тонн ступени?
(25 тонн - всё железо+все технические жидкости, газы (наддува)... Короче, всё кроме, собственно, топлива.)
ЦитироватьПолучится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...Titan-4
ЦитироватьУ всех старых Атласов массовое совершенство было лучше, чем у Сатурна, единственное неудобство - нужен постонный наддув баков, чтобы не сложились.Та технология с очень тонкими стальными баками наверное имеет предел по прочности. В том плане, что на такие баки сверху много не поставить. Возможно по этой причине она не нашла применения в современных РН
ЦитироватьПопутный вопрос:Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
ЦитироватьТа технология с очень тонкими стальными баками наверное имеет предел по прочности. В том плане, что на такие баки сверху много не поставить. Возможно по этой причине она не нашла применения в современных РНОграничений по прочности там нет, разгрузка баков от сжимающих усилий внутренним давлением дает тот же эффект что и увеличение толщины стенки, но из-за технологических трудностей только стальные баки можно делать очень тонкими, что в сочетании с высокой прочностью стали позволяет сделать их легче алюминиевых. А отказались от таких баков на первой ступени из-за сложной технологи изготовления и эксплуатации, хотя на Центавре продолжают делать.
ЦитироватьБольшая просьба-чуть по подробней по части сложности изготовления. Пытался найти разъяснеия, но не смог.ЦитироватьТа технология с очень тонкими стальными баками наверное имеет предел по прочности. В том плане, что на такие баки сверху много не поставить. Возможно по этой причине она не нашла применения в современных РНОграничений по прочности там нет, разгрузка баков от сжимающих усилий внутренним давлением дает тот же эффект что и увеличение толщины стенки, но из-за технологических трудностей только стальные баки можно делать очень тонкими, что в сочетании с высокой прочностью стали позволяет сделать их легче алюминиевых. А отказались от таких баков на первой ступени из-за сложной технологи изготовления и эксплуатации, хотя на Центавре продолжают делать.
ЦитироватьВ счастье от высокого массового совершенства не сомневаюсь :) .ЦитироватьПопутный вопрос:Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
ЦитироватьЦитироватьПолучится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...Titan-4
Мтоп/Мсух=(163,0-8,0)/8,0=19,375 но это Аэрозин-50/N2O4
Циклон-3
Мтоп/Мсух=(127-8,3)/8,3=14,301 но это UDMH/N2O4
Вопрос же был про керосин/кислород.
ЦитироватьБольшая просьба-чуть по подробней по части сложности изготовления. Пытался найти разъяснеия, но не смог.Не сказать, что она сложнее вафельной оболочки, сами листы даже проще изготовить, для сварки стапель в любом случае нужен, но работать с тонкими листами труднее , так как они легко деформируются. Однако если изготовив традиционную оболочку мы можем забыть о ней до пуска, то тонкостенную все время производства и хранения ступени и сборки ракеты нужно держать под контролируемым наддувом и в целом получается проблем с ней больше, хотя на практике Атлас всего один раз складывался на стартовом столе.
ЦитироватьКогда я сравнивал керосино-кислородное совершенство с высококипящим, то имел ввиду, что при прочих равных технологиях и применением одинаковых материалов, у РН на высококипящих компонентах будет, пусть небольшое, но всехе приемущество в совершенстве за счет большей плотности топлива.ЦитироватьЦитироватьПолучится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...Titan-4
Мтоп/Мсух=(163,0-8,0)/8,0=19,375 но это Аэрозин-50/N2O4
Циклон-3
Мтоп/Мсух=(127-8,3)/8,3=14,301 но это UDMH/N2O4
Вопрос же был про керосин/кислород.
Имелось в виду, у Титана выше массовое совершенство, чем спрашивается. Спрашивается 350/25=14.
Кроме того, из того, что были примеры высокого массового совершенства на высококипящих компонентах, не следует, что такого не может быть на кислород-керосине. По массовым характеристикам это похожее топливо.
Далее, Титан 1 - кислород-керосиновый. Заправленная масса первой ступени - 76 тонн, пустая - 4 тонны. 19 раз.
Циклон - на высококипящих компонентах, но есть ещё Атлас. У ранних Атласов даже со сбрасываемыми двигателями массовое совершенство было 15 с лишним, а без стартовых двигателей - вообще за 20. Проблема с теми Атласами была не в ограничении ПН - наддутый бак очень прочен - а в технологических и эксплуатационных неудобствах. Поищите истории фирмы Convair.
ЦитироватьЯ думаю, вопрос поставлен некорректно. Если бы можно было бы указать, можно ли из данного материала сделать ступень произвольного наперёд заданного совершенства, было бы неплохо :) но ответ на такой вопрос требует большой работы. Поэтому - можно уверенно сказать, что массового совершенства 8 для кислород-керосина добиться можно, а 40 - нельзя, для данной массы ракеты, а вот промежуточные значения оказываются до разной степени неизвестными.Вопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.
ЦитироватьВопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.Извиняюсь, описание какой технологии ? Если производства баков для ББР/РН "Атлас" из стали AISI-301, то, да, встречалось.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
ЦитироватьЕсли можно координаты.ЦитироватьВопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.Извиняюсь, описание какой технологии ? Если производства баков для ББР/РН "Атлас" из стали AISI-301, то, да, встречалось.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
ЦитироватьВ ежегодном сборнике ГРУ ГШ по ракетной технике зарубежных стран - с грифом ДСП. :cry:ЦитироватьЕсли можно координаты.ЦитироватьВопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.Извиняюсь, описание какой технологии ? Если производства баков для ББР/РН "Атлас" из стали AISI-301, то, да, встречалось.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
ЦитироватьВ ежегодном сборнике ГРУ ГШ по ракетной технике зарубежных стран - с грифом ДСП. :cry:Прекрасный источник!
ЦитироватьЕсли вкратце описать технологию изготовления баков «Атласа» (а в упомянутом мной источнике – кажется, сборник назывался «Ракеты-носители США»- она и описана довольно кратко), то это выглядит так:ЦитироватьВ ежегодном сборнике ГРУ ГШ по ракетной технике зарубежных стран - с грифом ДСП. :cry:Прекрасный источник!
Дмитрий, большая просьба. Может быть Вы как профи объясните по каким основным причинам не получила дальнейшего развития технология производства несущих баков из нерж. стали. Только чуть подробнее чем господа форумчане в предыдущих постах.
ЦитироватьКроме «Атласа», стальные баки применялись на МБР «Блю стрик» (Великобритания), РН «Ариан» 1-4, на отечественных БРПЛ Р-13, Р-21 (если память не изменяет). До сих пор применяется на ступени «Центавр». Может, кто-нибудь еще вспомнит примеры.На обоих Диамантах. Но на них как и на Арианах баки были не "надувные" а обычные, с несущими стенками.
ЦитироватьТолщина стальной стенки Атласа - чуть больше 1 мм,Существенно тоньше 1 мм и приближается к толщине лезвия бритвы.
ЦитироватьУ Центавра, скажем, иначе.У Центавра всё аналогично. Без наддува он мнётся. Причём мнётся как фольга.
ЦитироватьЕсли быть совсем уж точным, у Атласа внизу 1 мм, каждая последующая секция тоньше предыдущей и самая верхняя всего 0,1 мм. У Центавра наибольшая толщина 0,35 ммЕМНИП, то у Атласа толщина обечаек баков от 0,254 до 1,27 мм
ЦитироватьЕМНИП, то у Атласа толщина обечаек баков от 0,254 до 1,27 ммДа, скорее всего так и есть, потому что те цифры относятся к боевому Атласу, а его "голова" гораздо легче, чем Центавр или даже Аджена с ПН, да и с тех пор удлинился он изрядно.
ЦитироватьНе совсем верно. Ещё - чем выше совершенство, тем дороже ракета. И начиная с какого-то момента его рост увеличивает стоимость вывода на орбиту.ЦитироватьПопутный вопрос:Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
ЦитироватьО том и речь. Это я к тому, что критерий уж больно "скользкий".ЦитироватьНе совсем верно. Ещё - чем выше совершенство, тем дороже ракета. И начиная с какого-то момента его рост увеличивает стоимость вывода на орбиту.ЦитироватьПопутный вопрос:Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
ЦитироватьДа просто сколько кг топлива приходится на 1 кг конструкции ступени или РН.ЦитироватьО том и речь. Это я к тому, что критерий уж больно "скользкий".ЦитироватьНе совсем верно. Ещё - чем выше совершенство, тем дороже ракета. И начиная с какого-то момента его рост увеличивает стоимость вывода на орбиту.ЦитироватьПопутный вопрос:Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
Получается, что для разного топлива - разное совершенство (если уж вспоминать Циолковского, без учёта влияния удельного импульса топлива картина будет неполной).
И вообще! Отношение Мт/Мсух - это абсолютная "топливная влажность/твёрдость" конструкции что-ли? :) Или топливопоглощение "железа"? :shock:`Чё-то несовершенное какое-то совершенство. :)
ЦитироватьАх, просто. Ну тогда и надо делать просто.ЦитироватьКакой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" ...Да просто сколько кг топлива приходится на 1 кг конструкции ступени или РН.
ЦитироватьАх, просто. Ну тогда и надо делать просто.Ну зачем впадать в крайности из-за одного коэфициента, которым, помимо других, пользуется начинающий любитель, при анализе производимых и не производимых РН
Насколько я понимаю, основная область применения отношения Мт/Мсух - "быстренько", на основе статистики, "увязать" основные массово-энергетические характеристики РН. Однако, размытость сути критерия и разброс статистики величин массового совершенства допускают некий волюнтаризм и могут приводить к ошибочным выводам. Рискну предложить немного другой, более "физический" подход, а именно:
Конструкции РН (и самолётов) представляют собой оболочки, нагружаемые внутренними и внешними силами. Предполагая, что сухая масса конструкции ЛА сосредоточена на поверхности, образующей обводы, в виде оболочки одной толщины, можно, зная размеры, определить условную плотность кв.метра омываемой поверхности, для существующих РН. При этом, эти данные будут учитывать весь спектр действующих нагрузок, а также достигнутый технологический уровень.
Как-нибудь, выберу время, приведу в порядок и обнародую некоторые результаты.
ЦитироватьВот тут не соглашусь. Сухая масса конструкции, очищенная от "желания" проектанта - стоит очень многого. Особенно в проектах, уже финансируемых. Далеко ходить не надо...ЦитироватьАх, просто. Ну тогда и надо делать просто.Ну зачем впадать в крайности из-за одного коэфициента, которым, помимо других, пользуется начинающий любитель, при анализе производимых и не производимых РН
Насколько я понимаю, основная область применения отношения Мт/Мсух - "быстренько", на основе статистики, "увязать" основные массово-энергетические характеристики РН. Однако, размытость сути критерия и разброс статистики величин массового совершенства допускают некий волюнтаризм и могут приводить к ошибочным выводам. Рискну предложить немного другой, более "физический" подход, а именно:
Конструкции РН (и самолётов) представляют собой оболочки, нагружаемые внутренними и внешними силами. Предполагая, что сухая масса конструкции ЛА сосредоточена на поверхности, образующей обводы, в виде оболочки одной толщины, можно, зная размеры, определить условную плотность кв.метра омываемой поверхности, для существующих РН. При этом, эти данные будут учитывать весь спектр действующих нагрузок, а также достигнутый технологический уровень.
Как-нибудь, выберу время, приведу в порядок и обнародую некоторые результаты.
ЦитироватьВот именно - некий абстрактный безразмерный параметр. Хотя некоторые почему-то думают, что он нуждается в оптимизации.ЦитироватьКакой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" ...Да просто сколько кг топлива приходится на 1 кг конструкции ступени или РН.
ЦитироватьТечение сверхзвуковое, поэтому то, что ниже по течению не влияет на то, что выше ("веерность" потока на тягу). Тяга создаётся давлением на стенки сопла, точнее, составляющей такого давления в направлении движения. В цилиндрической части давление будет по нормали, поэтому тяга будет нулевой. А за счёт трения цилиндрический насадок будет тянуть назад.
ЦитироватьГораздо эффективнее местами продлить профилированные участки. А там, где такое решение неприемлемо... не знаю, случай довольно редкий.ЦитироватьТечение сверхзвуковое, поэтому то, что ниже по течению не влияет на то, что выше ("веерность" потока на тягу). Тяга создаётся давлением на стенки сопла, точнее, составляющей такого давления в направлении движения. В цилиндрической части давление будет по нормали, поэтому тяга будет нулевой. А за счёт трения цилиндрический насадок будет тянуть назад.
Может быть небольшие сегменты цилиндрической поверхности в плоскости качания сопла были бы полезны при смещении сопла от оси? Например, уменьшился бы необходимый угол и как следствие, продольная тяга уменьшалась бы меньше.
Цитировать:!:
Граждане!
Не дайте погибнуть - подскажите кто-нибудь вязкость (хоть какую-нибудь) жидкого СО2!
В идеале, конечно, хотелось бы таблички зависимости от температуры там, давления или ещё чего...
Ну хотя бы порядок - чтобы можно было посчитать расход через отверстие при заданном перепаде давления.
Яндех, сволочь, не помогает. Не знаю уже где искать. :(
ЦитироватьГраждане, выручайте.
Нужны кривые кипения (зависимость Тиспарения от давления) и насыщения для керосина.
Или хотя бы предельную (допустимую) температуру.
ЦитироватьВопрос такой:Вообще ПН составляет 3..5%, у "Протона" коло 5% - одна из самых совершенных ракет, еслиб не компоненты. А так - это справочные данные, поищи в гугле, на сайтах NASA и др. - это не секрет.
Какой сейчас процент от стартовой массы ракеты приходится на топливо, какой на ПН, а какой на сами конструкции и РД?
ЦитироватьА кто знает, какая последняя мода на температуру керосина в баках?Счастьеи - Жить! ( :) )
Вроде есть ракеты, где его подогревают до ~ +30 C, есть где охлаждают до -20 С (Зенит), на Falcon похоже к этому относятся наплевательски...
В чём же счастие ?
ЦитироватьВопросы от МосГИРДВы на перекиси чудо то хоть испытали?
Нужна зависимость массы насоса от расхода и давления в аналитическом виде.
Насос для нашей орбитальной ракеты.
Есть задача - система подачи топлива для всех трёх ступеней.
Есть одно решение - вытесниловка.
Хочеться другое решение, для сравнения.
Нужны графики только для насосной части, турбины по всей видимости не будет.
ЦитироватьВы на перекиси чудо то хоть испытали?
ЦитироватьДаже видео первого "пропшика" выложили.Это хорошо... А какой УИ получился?
ЦитироватьЦитироватьДаже видео первого "пропшика" выложили.А какой УИ получился?
ЦитироватьТакой абстрактный вопрос.Для ЖРД такой размерности 30 атм - это довольно высокое давление. Особенно, с учетом того, что в баках оно будет еще выше.
Сколько может стоить ЖРД тягой 50т с вытеснительной системой подачи и всеми потрохами (ПГС, УВТ и т.д.) и небольшим (~30атм) давлением в КС ?
Насколько дороже будет аналогичный двигатель с насосной системой подачи?
ЦитироватьТакой абстрактный вопрос.Угу - баки на 40атм, плюс запас газа для вытеснения - тяжеловато получается.
Сколько может стоить ЖРД тягой 50т с вытеснительной системой подачи и всеми потрохами (ПГС, УВТ и т.д.) и небольшим (~30атм) давлением в КС ?
Насколько дороже будет аналогичный двигатель с насосной системой подачи?
ЦитироватьВот для верхних ступеней я не уверен.Так то для верхних, а мы же вроде про нижние говорили, или зачем вам давление в КС 30 атм?
Во-первых, там нет необходимости большого давления в баке/КС. Снижение давления можно просто скомпенсировать соплом с бОльшей степенью расширения.
Кроме того, для верхних ступеней с умеренной ХС, когда масса сухой ступени меньше массы ПН - изменение массы сухой ступени не так сильно сказывается на ХС.
Хотя, конечно, в любом случае увеличение массы РБ - это равное уменьшение массы ПН.
ЦитироватьКороче, для такого давления насосный ТНА будет не сильно дороже, зато сильно облегчит ракету...В конечном итоге оптимальными окажутся ракеты средней сложности - не совсем примитивные но и не супернавороченые.
Остаётся подумать над экономической целесообразностью примитивных но дешевых ракет. Что будет быстрее падать с примитивизацией конструкции - масса ПН, или стоимость вывода груза.
Цитироватьа при давлении в 30-50 атм надеждност 1?ЦитироватьКороче, для такого давления насосный ТНА будет не сильно дороже, зато сильно облегчит ракету...В конечном итоге оптимальными окажутся ракеты средней сложности - не совсем примитивные но и не супернавороченые.
Остаётся подумать над экономической целесообразностью примитивных но дешевых ракет. Что будет быстрее падать с примитивизацией конструкции - масса ПН, или стоимость вывода груза.
Цитироватьа при давлении в 30-50 атм надеждност 1?Надёжности 1 не бывает.
ЦитироватьНу и ещё один. Уже не абстрактный, а чисто практический.В смысле, без завесного? или только без регенеративного? если только без регенеративного, то Мерлин именно таков - 77 тысяч фунтов тяги, это как раз 35 тонн. А время работы у него даже больше, чем 60 секунд
Можно для двигателя тягой порядка 30-50т на время работы 30-60с сделать камеру полностью (!) с абляционным охлаждением ?
ЦитироватьМогут ли на прочность (читай - надёжность работы) теплозащиты повлиять вч/нч колебания?Да, ещё как! Всё поотлетает нафиг! Правда, при ВЧ и металлическая камера обычно разрушается...
ЦитироватьНу и ещё один. Уже не абстрактный, а чисто практический.Подозреваю, RadioactiveRainbow что-то мастерит в тайне от человечества. :wink:
Можно для двигателя тягой порядка 30-50т на время работы 30-60с сделать камеру полностью (!) с абляционным охлаждением ?
Могут ли на прочность (читай - надёжность работы) теплозащиты повлиять вч/нч колебания?
ЦитироватьВ смысле, без завесного? или только без регенеративного? если только без регенеративного, то Мерлин именно таков - 77 тысяч фунтов тяги, это как раз 35 тонн. А время работы у него даже больше, чем 60 секундЗнаете, у меня такое стрёмное чувство, что вы ошибаетесь. Даже по изображениям Мерлина - у него сопло с внешним охлаждением. По крайней мере кроме 2/3 длины с/з части сопла.
ЦитироватьВ конечном итоге оптимальными окажутся ракеты средней сложности - не совсем примитивные но и не супернавороченые.Именно. Хотя то, что было супернавороченным вчера - завтра может стать примитивным.
ЦитироватьПочему не используют пару ЖК+НДМГ?Ну почему не используют, был такой пример - РД-119. Но у таких двигателей собраны вместе недостатки обоих компонентов - криогенность и "вонючесть", к тому же плотность топлива меньше, чем у керосинок, а УИ не намного выше, потому от них и отказались.
Уи получается высоким:
Для Рк=3МПа и Ра=0,001МПа - УИп=385 ед. Альфа=0,8.
ЦитироватьМожно ли с использованием самых современных технологий и материалов изготовить полый вакуумированный сосуд легче воздуха в объеме этого сосуда? То есть, чтобы он мог воспарить, как воздушный шар, но без заполнения легким газом?Сделать пустую мягкую оболочку и зарядить так, чтоб расперло. А?
ЦитироватьМне кажется, обострит проблему детонации.А кто говорил, что должно быть легко? :twisted:
ЦитироватьДля чего эти «ножки» у Днепра?Направляющие, по которым скатывается отделяемый поддон?
(http://r.foto.radikal.ru/0706/c0/1732f3236417.jpg)
ЦитироватьА что у него компоненты так и садят изо всех щелей?
ЦитироватьИнтересно. Удастся ли удержать давление ~1 кг. на см*2? Наверняка ведь вакуум придется глубокий использовать. Для компенсации веса оболочки. Какой минимальный вес можно обеспечить? Видимо, основными силами будут разрывающие от того же заряда соседних учасков.Заряд будет стекать. Особенно - через выступающие части. Груз придётся размещать внутри :roll: . А в грозу лучше не попадать.
ЦитироватьДля чего у Днепра этот шнурок?Версии на выбор:
(http://k.foto.radikal.ru/0706/75/e85186fe210f.jpg)
ЦитироватьДля чего эти «ножки» у Днепра?
(http://r.foto.radikal.ru/0706/c0/1732f3236417.jpg)
ЦитироватьА этот откуда рыжий хвост и почему он появляется?Раз рыжий - значит окислитель. Наверно, из баков второй ступени.
(http://o.foto.radikal.ru/0706/91/a3bbf8b9af7b.jpg)
ЦитироватьВидимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.А, может, это запуск турбогенератора?
ЦитироватьВидимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.
Цитировать(http://k.foto.radikal.ru/0706/75/e85186fe210f.jpg)А для чего вообще этот поддон? С вышибленным дном и прогоревшими до страшных дыр боками? Двигатель на снимке в каком состояниии? До запуска, в процессе или уже дует?
ЦитироватьА я тк и не смог понять - зачем создают лишнее давление которое потом приходится сбрасывать?ЦитироватьВидимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.Точно
ЦитироватьА для чего вообще этот поддон? С вышибленным дном и прогоревшими до страшных дыр боками? Двигатель на снимке в каком состояниии? До запуска, в процессе или уже дует?Поддон - для того, чтобы "вытащить" ракету из шахты. На момент снимка он уже своё отработал и отводится в сторону, но ЖРД ещё не дует, но скорей "в процессе"
ЦитироватьА я тк и не смог понять - зачем создают лишнее давление которое потом приходится сбрасывать?Может для хранения одно давление, а для полёта - другое? Хотя смысл конечно понять сложно...
На Протоне, кстати, такая же картина.
ЦитироватьА я тк и не смог понять - зачем создают лишнее давление которое потом приходится сбрасывать?Может быть, регулятор давления в баке устроен, как на скороварке, со сбросом лишнего давления. Возможно, система наддува мощна, но плохо регулируется.
На Протоне, кстати, такая же картина.
ЦитироватьВозможно, система наддува мощна, но плохо регулируется.В это сложно поверить.
ЦитироватьГраждане, объясните мне, пожалуйста, один вопрос.При двух импульсах уменьшаются гравитационные потери ХС. Вроде, так садились наши "Луны". Хотя, ЕМНИП, где-то на форуме мелькало года полтора, что и американе использовали этот способ посадки.
В книге "Основы механики космического полета" (Охоцимский, Сихарулидзе) в теме посадки на Луну описаны два варианта посадки на Луну - с непрерывно работающим двигателем (один активный участок) и с двумя активными участками.
При этом, затраты ХС для двух активных участков существенно меньше (1800м/с против 2200 м/с).
Вопрос. В чем суть посадки в два активных участка, и почему американцы не использовали этот способ для посадки на Луну?
ЦитироватьПри двух импульсах уменьшаются гравитационные потери ХС. Вроде, так садились наши "Луны". Хотя, ЕМНИП, где-то на форуме мелькало года полтора, что и американе использовали этот способ посадки.Судя по запасу ХС ступеней ЛМа они садились и взлетали как раз в один импульс. Там по 2,2 км/с на ступень.
ЦитироватьОднако почти такой же выброс наблюдается и на Протоне. Там тоже противоположный компонент в бак и быстро-быстро-быстро? ;)Здесь пишут, что баки у Протона наддуваются из отдельных газогенераторов. А хвост когда выскакивает, еще до старта? http://www.buran.ru/htm/gud%2013.htm[/quote]
ЦитироватьГраждане, объясните мне, пожалуйста, один вопрос.Топливо выгоднее тратить как можно ближе к поверхности - тогда ХС меньше в частности из-за уменьшения гравпотерь, поэтому первый импульс используется для схода с орбиты, а второй - для торможения у поверхности Луны. Однако второй способ требует большей тяги двигателя, т.к. время торможения уменьшается, а так же снижает точность посадки и увеличивает риск. Сделать двигатель с таким диапазоном регулирования тяги вряд ли возможно, поэтому пришлось бы делать верньерные двигатели, а маршевый например сбрасывать, все это вряд ли увеличит надежность. В то же время массовое совершентсво ступени падает, что снижает выигрыш ХС, а управление ею затрудняется.
В книге "Основы механики космического полета" (Охоцимский, Сихарулидзе) в теме посадки на Луну описаны два варианта посадки на Луну - с непрерывно работающим двигателем (один активный участок) и с двумя активными участками.
При этом, затраты ХС для двух активных участков существенно меньше (1800м/с против 2200 м/с).
Вопрос. В чем суть посадки в два активных участка, и почему американцы не использовали этот способ для посадки на Луну?
ЦитироватьНеа. Речь шла о посадке с орбиты.Первый импульс выдается так и в такой момент, чтобы обеспечить положение периселения над точкой посадки и его заданную высоту (скажем, 15-20 км). Немного не долетая до периселения, выдается второй, уже непрерывный, импульс.
Я так понял, первый импульс почти полностью гасит орбитальную скорость, а второй непосредственно у поверхности - вертикальную.
ЦитироватьИ на Протоне и на Днепре двигатели нижней ступени запускаются при подаче компонентов в ГГ самотеком. Повышенное давление наддува увеличивает начальный расход компонентов и соответственно ускоряет выход двигателя на режим, что особенно важно для Днепра. После запуска давление естественно уменьшается до нормального давления наддува, единственное, что не совсем понятно - почему не делать это плавно, по мере выработки топлива, возможно это сделано для упрощения регулятора давления и агрегатов наддува.Может быть, дело в том, что по выходу ДУ Днепра на режим, весьма резко возникает ускорение, порождающее давление от прижима топлива ко дну баков. Которое, складываять теперь с давлением наддува, может создать избыточное давление на входе в двигатель. Чтобы вернуть входное давление к нормальному значению, надо по факту появления ускорения резко сбросить давление наддува на соотв. величину?
ЦитироватьМожет быть, дело в том, что по выходу ДУ Днепра на режим, весьма резко возникает ускорение, порождающее давление от прижима топлива ко дну баков. Которое, складываять теперь с давлением наддува, может создать избыточное давление на входе в двигатель. Чтобы вернуть входное давление к нормальному значению, надо по факту появления ускорения резко сбросить давление наддува на соотв. величину?Повышенное давление на входе в двигатель не только не вредно, но и полезно, так как уменьшает вероятность кавитации в насосах. Кроме того, в полете давление наверняка может быть и больше из-за больших перегрузок - не сбрасывать же из-за этого наддув.
ЦитироватьА хвост когда выскакивает, еще до старта? http://www.buran.ru/htm/gud%2013.htmНет, на начальном участке подъёма. Там хвост тянется из центрального бака в одном из промежутков между двумя боковыми.
ЦитироватьПервый импульс выдается так и в такой момент, чтобы обеспечить положение периселения над точкой посадки и его заданную высоту (скажем, 15-20 км). Немного не долетая до периселения, выдается второй, уже непрерывный, импульс.Нет, переселений не был над точкой посадки - именно в нем и начинался посадочный импульс, а не долетая до периселения импульс невыгодно давать, т.к. гравпотери возрастут. Двухимпульсная схема имеет смысл только при значительной тяговооруженности - после погашения части скорости в перисерении двигатель выключается и снова включается уже ближе к поверхности, чтобы не тратить топливо на подержание скорости снижения.
ЦитироватьИ, все же, страшно, когда, только что выполнив свою задачу, поддон уже в таком жутком, насквозь прогоревшем состоянии.Поддон не прогоревший, это на нём снаружи всякая фигня (остатки "пыжа"?) горит.
Цитироватьhttp://www.space-science.ru/pub/drugie/tipichnyie_shemyi_spuska/ЦитироватьПервый импульс выдается так и в такой момент, чтобы обеспечить положение периселения над точкой посадки и его заданную высоту (скажем, 15-20 км). Немного не долетая до периселения, выдается второй, уже непрерывный, импульс.Нет, переселений не был над точкой посадки - именно в нем и начинался посадочный импульс, а не долетая до периселения импульс невыгодно давать, т.к. гравпотери возрастут. Двухимпульсная схема имеет смысл только при значительной тяговооруженности - после погашения части скорости в перисерении двигатель выключается и снова включается уже ближе к поверхности, чтобы не тратить топливо на подержание скорости снижения.
Цитироватьhttp://www.space-science.ru/pub/drugie/tipichnyie_shemyi_spuska/Ну там же написано, перицентр вблизи точки посадки, а не над ней :wink:
ЦитироватьЦитироватьИ, все же, страшно, когда, только что выполнив свою задачу, поддон уже в таком жутком, насквозь прогоревшем состоянии.Поддон не прогоревший, это на нём снаружи всякая фигня (остатки "пыжа"?) горит.
ЦитироватьКакое номинальное давление в КС РД-704 на первом режиме?http://www.buran.ru/htm/maxmain.htm
ЦитироватьАфигеть... :shock:Да пусть Гахуна почитает, последние страницы - 300 атм можно сделать. Но зачем? Прирост УИ копеечный, а геморроя - куда больше.
Покажите это товарищу ооо из ЧД.
Он там возмущался, что 300атм ЖРД никто не делает.
Цитировать300 атм можно сделать. Но зачем? Прирост УИ копеечный, а геморроя - куда больше.Это для него сложно. У него попроще теория. Про то что УИ после 200-300 атм резко падает. :roll:
ЦитироватьДля углеводородов, максимальное давление может быть выше 300, а габариты зато существенно меньше. особенно для водородаЧто-то вы уже сами себе противоречите.
ЦитироватьДля углеводородов, ... особенно для водородаТ.е. водород - это разновидность углеводородов? :)
ЦитироватьНу, да, этакий углеводородик, из которого изъяты все атомы углерода :wink:ЦитироватьДля углеводородов, ... особенно для водородаТ.е. водород - это разновидность углеводородов? :)
Цитироватьводород - это часть метана.А также этана и прочих УВ :lol:
ЦитироватьЕще проще. Это углеводород, из которого изъят уголь.ЦитироватьНу, да, этакий углеводородик, из которого изъяты все атомы углерода :wink:ЦитироватьДля углеводородов, ... особенно для водородаТ.е. водород - это разновидность углеводородов? :)
ЦитироватьИсходя из каких соображений была выбрана высота, на которой выравнивается давление в СА "Союз"?Так что, никто не знает? (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59578.gif)
ЦитироватьВопрос:Для подъема с 200 км на 1000 км (компланарные орбиты) затраты ХС примерно 435 м/с (идеальная ХС для гомановских перелетов).
Каково время жизни (порядок) сравнительно большой ОС на круговой орбите высотой 350 и, скажем, 1000 км?
Сколько ХС нужно чтобы подняться с НЗО до орбиты высотой 1000 км?
ЦитироватьВопрос:Орбита сложнее выбирается, а время полета зависит от активности Солнца, так что будет гулять по годам. А как потом туда летать всем кораблям? С радиацией похуже. Хорошая орбита 426 км, и кратная, и время существования побольше. Но уже высоковато для Союза.
Каково время жизни (порядок) сравнительно большой ОС на круговой орбите высотой 350 и, скажем, 1000 км?
Сколько ХС нужно чтобы подняться с НЗО до орбиты высотой 1000 км?
ЦитироватьНасколько серьезную и трудноразрешимую проблему представляет из себя качественная сварка цилмндров и сфер диаметров до 10м из алюминиевого листа толщиной до 5мм?Да какие там проблемы? Все решено еще во времена Сатурна-5 и Н-1.
Цитироватьhttp://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1996/12-13/12-13-1996-3.html#63ЦитироватьИсходя из каких соображений была выбрана высота, на которой выравнивается давление в СА "Союз"?Так что, никто не знает? (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59578.gif)
ЦитироватьПри закрытии люка-лаза между бытовым отсеком корабля и спускаемым аппаратом не погас транспарант "Люк открыт". Волков взволнованно закричал "Люк негерметичен, что делать, что делать?!!". Алексей Елисеев спокойно проинструктировал: "Не волнуйтесь, люк закроется. Откройте люк, выберете штурвал влево до отказа, закройте люк и поверните штурвал вправо на 6.5 оборотов." Добровольский и Волков выполнили инструкцию, но транспарант не погас. Дальнейшие повторения ничего не дали. Экипаж нервничал. Люк между БО и СА — последняя дверь между экипажем без скафандров и космосом. Если бы загерметизировать люк не удалось, то благополучная посадка была бы невозможна. Это была первая ласточка, а может быть, предупредительная сирена в пользу наличия на борту спасательных скафандров. Но судьбе, видно, этого предупреждения показалось мало. Проследовало второе, более страшное...
На Земле предположили, что барахлит контакт датчика на обрезе люка, поэтому рекомендовали экипажу подложить под концевик датчика бумажку. Добровольский подложил пластырь и после закрытия люка транспарант погас. Все обрадовались, потому что за 20 минут возни с люком нервы у всех напряглись до предела. Герметичность проверили сбросом давления в БО. Было все в норме.
В 21:25:15 корабль отстыковался от станции. По команде с Земли Добровольский замедлил расхождение и подвел корабль к станции для фотографирования, что и сделал Виктор Пацаев с расстояния 30-40 метров.
После этого экипаж полностью успокоился, и теперь ничто не мешало посадке.
30 июня в 1:35:24 должен был включиться двигатель корабля для торможения, но связь с кораблем неожиданно пропала. В 1:47:28 должно было произойти разделение отсеков корабля, но из-за отсутствия связи ни о работе двигателя, ни о разделении информации не было. Если бы двигатель не включился и корабль остался на орбите, космонавты могли бы выйти на связь по УКВ (1:49:37-2:04:07), но и этого не произошло.
На Земле предположили, что двигатель все же включился, корабль вошел в атмосферу и начали поиски в расчетном районе посадки.
Спускающийся СА был обнаружен средствами ПВО страны. В 1:54 поступило сообщение из командного пункта ВВС, что корабль находится на расстоянии 2200 км от расчетного места посадки. Далее его уже не выпускали из виду. В 2:02:54 на высоте около 7 км раскрылся парашют, и его обнаружили с встречающих вертолетов.
Корабль снижался в заданном районе, но связи с экипажем по прежнему не было. На стренге парашюта есть антенна УКВ — связь с экипажем должна была восстановиться. В 2:18 СА нормально приземлился в 202 км восточнее Джезказгана (47°20' с.ш.; 70°24' в.д.). Одновременно неподалеку сел вертолет поисковой службы. Через три минуты к СА подошли генерал Горегляд и полковник-врач Лебедев. После открытия люка они обнаружили экипаж в СА без признаков жизни
Врачи-реаниматоры сделали все возможное, но вернуть к жизни Добровольского Волкова и Пацаева не удалось.
После обследования тел космонавтов была обнаружена кровь в легких, кровоизлияние в мозг, порванные барабанные перепонки и выделение азота из крови — явные признаки смерти от разгерметизации.
После осмотра корабля выяснилось, что в кабине выключены все передатчики и все приемники. Плечевые ремни у всех космонавтов были отстегнуты, а ремни Добровольского сильно перепутаны и застегнут только верхний поясной замок. Один из вентилей воздушного клапана оказался вывернутым на 10 мм. Других отклонений от нормы комиссия не обнаружила.
Утром, прямо на месте посадки, СА наддули и выяснили, что аппарат герметичен и причиной разгерметизации мог быть только один из двух вентиляционных клапанов.
Позже, комиссия, под председательством В.М.Келдыша, восстановила картину происшедшего:
Сразу после разделения отсеков в 1:47:28 корабля в спускаемом аппарате началось резкое падение давления из-за несанкционированного отстрела пробки вентиляционного клапана. Через 10-15 сек. космонавты потеряли работоспособность. На 48-49 секунде наступила их смерть. Через 112 сек. давление упало до нуля.
Николай Петрович Каманин в своих дневниках описывает происшедшее так:
"Космонавты были достаточно работоспособны, они хорошо выполнили ориентацию корабля, точно включили ТДУ и были довольны работой двигателей. (Каманин не объяснил отсутствие связи с космонавтами перед включением ТДУ, — И.М.) Космонавты хорошо привязались и зафиксировались в креслах. В момент разделения космонавты во все глаза следили за давлением в СА — их не мог не беспокоить люк-лаз. Хлопок разделения — и начинается резкое падение давления. Добровольский отстегнул привязные ремни и бросился проверять люк. Люк оказался герметичен, но давление продолжает падать, слышен свист уходящего в космос воздуха. Трудно определить, где свистит воздух. Свистят передатчики, свистят приемники, свистят вентиляторы. Волков и Пацаев отстегивают плечевые ремни и выключают радио(связь). Свист воздуха слышится под креслом Добровольского — вентиляционный клапан. Добровольский и Пацаев пытаются найти и закрыть вентиль (закручен на 10 мм), но сил уже нет, они падают в кресла. Добровольский еще успевает застегнуть поясной замок перепутанных ремней. Весь воздух корабля с давления 920 мм до 0 вышел за 112 с. Через 4 с после начала падения давления количество дыханий у Добровольского подскочило до 48 (нормально —16). Агония началась через 3-5 с после разделения, а через 20-30 с наступила смерть. Вот и заткни в этой обстановке неизвестную дырку пальцем. (Именно с такой претензией выступил Василий Мишин, обвинив экипаж и Центр в недостаточной подготовленности экипажа, — И.М.). В бортовой инструкции о клапане написано только следующее: "В случае посадки на воду и при невозможности открыть люк из-за волнения моря, а так же в случае длительного отсутствия групп поиска (более часа), космонавтам разрешается открыть вентиляционный клапан.
Через час после посадки разрешается открыть!!!, а он открылся на высоте 170 км. Вот в чем причина гибели экипажа "Союза-11"."
ЦитироватьВопрос не совсем технический, но...Попробуйте договориться с кем-нибудь из работяг :wink: Думаю, за ящик водки можно и черта лысого достать :D
Предприятия, занимающиеся изготовлением небольших РДТТ (разделения ступеней, САС, обеспеченяи запуска, тормозные и т.п.) в принципе могут продавать свою продукцию частникам?
ЦитироватьЧто дороже, один РД-180, или 5 РД-107 ?Не, это через проходную не вынести :wink:
ЦитироватьПодозреваю что вся ракета Союз дешевле чем один РД-180.Ну, это все таки вряд ли :)
ЦитироватьПо внутреним? 4 зелёных лимона. Правда не знаю какова внутренняя цена РД-180.ЦитироватьПодозреваю что вся ракета Союз дешевле чем один РД-180.Ну, это все таки вряд ли :)
Сколько та нынче Собз стоит?
Цитировать4 M$ за одну ракету?!?!?!?!?!?! :shock: :shock: :shock: :shock: :shock:Да, а что? Это прмерно 100М деревянных. Протон стоит 500М.
ЦитироватьБлин...3,9 м - без остановки встречного движения и 4,1 м - с остановкой.
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
ЦитироватьБлин...4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
ЦитироватьЦитироватьБлин...4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
ЦитироватьА для Дальнего Востока?ЦитироватьЦитироватьБлин...4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
ЦитироватьПри давлении в КС выше определенного предела (60-90атм? Не помню уже) рекомендуется применять схему двигателя с дожиганием, т.к. при открытой схеме затраты топлива на привод турбины становятся не вполне гуманными...Возможно тут дело не столько в усложнении, сколько в массе потребных систем - добавление которых съест весь получаемый выигрыш
Почему не применять схему с дожиганием при мЕньшем давлении - это существенно усложнит конструкцию двигателя?
Я почему спрашиваю - при прочих равных мне не вполне очевидна более высокая конструктивная сложность ДУ с дожиганием. С управлением/регулированием - возможно.
Образумьте, если не трудно.
ЦитироватьТак это ещё один ТНА на другое давление!Никакого ТНА! Один компонент - "отработанный" в ТНА, с его давлением на выходе, а второй добавляем из основного потока по потребности, уже в камеру сгорания.
ЦитироватьКстати - а есть схемы с дожиганием в отдельном сопле (возможно с более низким давлением, чем в основных)?Есть, все где-то есть - где угодно матери-природе. :wink:
ЦитироватьЧто из себя представляет современное смесевое твердое ракетное топливо "на вид и на ощупь" :wink: ?Твердую резину.
ЦитироватьЕго кто-нить в руках держал или видел?Встречаются фотографии.
ЦитироватьНикакого ТНА! Один компонент - "отработанный" в ТНА, с его давлением на выходе, а второй добавляем из основного потока по потребности, уже в камеру сгорания.Можно конечно сделать и камеру дожигания, с давлением целая атмосфера или даже меньше, и подвод второго компонента через дроссель, только ценность ее на земле будет невелика, да и в пустоте потери на диссоциацию не позволят достичь УИ как в основной КС, а габариты будут немаленькие. На керосинке такую сделать вообще проблематично из-за забивания форсунок сажей, делать же ради такого случая окислительную схему смысла нет. Плюс конструкция двигателя усложнится, поэтому лучше немного поднапрячься и сделать нормальную замкнутую схему с умеренным давлением, в незамкнутой же схеме отработаный турбогаз удобно использовать в управляющих соплах.
Основная фича - не нужно, чтобы это выходное было равно выходному основного потока - т.е. не нужно сверхвысокое "входное" давление перед турбиной.
ЦитироватьТак и думал. Почему-то всегда представлял его, как ластик для стирания. По физике дела так должно быть :roll: .Как автомобильная покрышка.
ЦитироватьПодскажите, где можно поточнее почитать про двигатель H-1 ?А что у Вэйда? Ну, можно еще в энциклопедии "Космонавтика" (на бумаге :lol: ).
На википедии какие-то непонятки с УИ, да и вообще иныормации не очень много.
Может где есть пдф про этот двигатель?
ЦитироватьПодскажите, где можно поточнее почитать про двигатель H-1 ?А что именно интересует в этом "старом рогатом железе"?
На википедии какие-то непонятки с УИ, да и вообще иныормации не очень много.
Может где есть пдф про этот двигатель?
Цитировать...
Вопрос: какова механика испарения?
Чем будет определяться время испарения? При таком давлении температура капли выше температуры кипения - значит ли это, что капля закипит сразу по всему объему, или будет все таки испаряться с поверхности?
...
За счет чего будет происходить испарение - за счет снижения температуры жидкой фазы перед испарением, или как?
ЦитироватьЕсли статическое давление (ну или полное, не суть) упадет ниже давления испарения при данной температуры - компонент в магистралях закипит?Тут как бы не всё так просто. Закипит только небольшая часть компонента, давление возрастёт и кипение прекратится. В итоге в трубопроводе всегда будет и жидкость и пар и давление равное давлению насыщеного пара при данной температуре. А кипения как такового не будет. И надо ещё учитывать теплоту фазового перехода при кипении.
Чувствую что да, но хочется убедиться.
ЦитироватьЯ слышал, что ещё хуже :( - 3900 и 4100, как и было указано, обеспечиваются, но - ТОЛЬКО по конкретной проверенной ж.д. трассе с конкретного завода (ЦиХ, Южмаш).ЦитироватьЦитироватьБлин...4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
ЦитироватьПри давлении в КС выше определенного предела (60-90атм? Не помню уже) рекомендуется применять схему двигателя с дожиганием, т.к. при открытой схеме затраты топлива на привод турбины становятся не вполне гуманными...Есть предположение (поправьте, если ошибаюсь), что при более высоких давлениях больше теплоперенос к корпусу и элементам турбины, что может вызвать риск перегрева и тепловых деформаций, а также окисления поверхностей и необходимости применять более дорогие защитные покрытия.
Почему не применять схему с дожиганием при мЕньшем давлении - это существенно усложнит конструкцию двигателя?
Я почему спрашиваю - при прочих равных мне не вполне очевидна более высокая конструктивная сложность ДУ с дожиганием. С управлением/регулированием - возможно.
Образумьте, если не трудно.
ЦитироватьА зачем с других? Будет другой завод - проверят трассу.ЦитироватьЯ слышал, что ещё хуже :( - 3900 и 4100, как и было указано, обеспечиваются, но - ТОЛЬКО по конкретной проверенной ж.д. трассе с конкретного завода (ЦиХ, Южмаш).ЦитироватьЦитироватьБлин...4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
ЦитироватьВопрос по РД-0124А:При двукратном включении, выгоднее работать на максимальном режиме тяге - уменьшаются гравпотери, а схема перелета приближается к идеальной гомановской.
"В 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара». Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются: изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете."
Есть у кого то более подробная информация?
И в порядке бреда.
У двигателя две ступени тяги:
номинальная 294.3 кН
промежуточная 149.9 кН
При втором включении тяга в 30тс представляется избыточной. Наверное есть смысл работать на промежуточной ступени в 15 тс.
При этом видимо упадут удельные параметры (УИ в том числе).
А если две камеры из четырёх отключить? ТНА будет работать на половинной мощности, но только на две КС из четырёх. Есть ли в этом смысл?
ЦитироватьДмитрий, речь о втором включении.А масса полезного груза? :wink:
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:
Цитировать:oops:Во-первых, для автоматических Ка - пройдет. А, во-вторых, у "Ангары-5", ПГ на этой орбите будет выше, чем 4 т. Для легкой А-1.2, да перегрузки довольно большие, но тоже не смертельные (вот для нее, возможно, и пригодится пониженный режим тяги).
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
ЦитироватьДмитрий, я прошу прощения, но я забыл сказать, что речь об использовании второго включения на Союзе-2 с его блоком И (Вы знаете мою манию). :DОй, мы же пару месяцев назад уже считали такой Союз :shock:
Так вот есть ли смысл отключить две КС при использовании промежуточной ступени тяги, даст ли это какой-то эффект. Или нет смысла заморачиваться. :wink:
Цитировать:oops:Тяговооруженность тут не принципиальна, не пилотируемый же пуск, у Космоса-3М еще больше была. Ну у Космоса конечно режим рулевых сопел был, но и конечной ступени тяги вполне достаточно, импульс последействия у РД-0124 невелик. И почему точность должна быть ниже, чем при обычном пуске в одно включение?
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
ЦитироватьВ обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:Цитировать:oops:Тяговооруженность тут не принципиальна, не пилотируемый же пуск, у Космоса-3М еще больше была. Ну у Космоса конечно режим рулевых сопел был, но и конечной ступени тяги вполне достаточно, импульс последействия у РД-0124 невелик. И почему точность должна быть ниже, чем при обычном пуске в одно включение?
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
ЦитироватьВ обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:В одно включение на 800 км выводить просто невыгодно, но разве сильно ухудшит точность импульс последействия во 2-м включении?, при одном включении он тоже присутствует и на точность никто не жалуется, к тому же 2-й импульс можно проводить с учетом погрешности первого. СУ на точность влияет гораздо сильнее.
ЦитироватьДмитрий, речь о втором включении.Только сейчас заметил... Базовой орбитой при выведении на ССО 800 км будет орбита 200*800 км, лежащая в той же плоскости. ХС на довыведение (второе включение - апогейный импцульс) примерно 165 м/с. Масса топлива на импульс 402 кг. Масса ПГ 5363 кг. Принято, что конечная масса блока И (с СООЗ и остатками топлива и газов) равна 3000 кг.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:
ЦитироватьДмитрий, я конечно ошибся с базовой орбитой, поскольку для выведения с орбиты 200 км нужно два импульса. Но ведь Союз 2-1б на ССО да ещё выстой 200 на 800 км ПН в 8,3 т не выведет. Думаю не больше 6,5т. А значит ПН будет не больше 3,5-4т. :wink:8,3 т - это же с массой блока И. Почему не выведет?
ЦитироватьНеоправданное услохнение это конечно понятно, но возможна ли подобная доработка в принципе? Это же требуется не клапаном щелкнуть, а закрыть достаточно широкое отверстие в газоводе с окислительным газом высокой температуры и давлении, большем чем в КС :!: Имхо это вообще НННШ.ЦитироватьВ обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:В одно включение на 800 км выводить просто невыгодно, но разве сильно ухудшит точность импульс последействия во 2-м включении?, при одном включении он тоже присутствует и на точность никто не жалуется, к тому же 2-й импульс можно проводить с учетом погрешности первого. СУ на точность влияет гораздо сильнее.
На промежуточной тяге УИ немного ниже конечно, но не намного, тем более для малого прироста ХС это не принципиально. Да и сама конечная ступень может применяться только на последних секундах, а не всё 2-е включение. Поэтому отключение двух камер я считаю неоправданным усложнением двигателя.
ЦитироватьНеоправданное услохнение это конечно понятно, но возможна ли подобная доработка в принципе? Это же требуется не клапаном щелкнуть, а закрыть достаточно широкое отверстие в газоводе с окислительным газом высокой температуры и давлении, большем чем в КС :!: Имхо это вообще НННШ.Сделать можно, но не нужно.
ЦитироватьПриветствую всех!По орбите КА будет двигаться вообще не используя тягу. Что касается орбитальных маневров, то наибольшее влияние оказывает УИ.
Как человек здесь новый испытываю некоторое замешательство по поводу волнующего вопроса - не знаю в какую тему его написать - сюда, или в тему "В порядке бреда", либо еще куда то... вообщем растерялся и пока решил сюда, не бейте если сильно натоптал...
А вопрос следующий: допустим есть КА с N ой массой, пусть на орбите земли скажем 1000 км, то - какой из параметров двигателя КА (тяга, УИ) играет большую роль, если необходимо чтоб сей КА двигался с Х ой скоростью (ну пусть 10 км/с)? И вообще на что именно влияют эти параметры?
Это скажем так вопрос чайника :oops: сразу уж не обсмеивайте :)
ЦитироватьКомпоненты топлива КДУ: горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель — азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг, горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3.65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0.34 кг при давлении от 1.05 до 1.35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН·сек.А почему и гелий и азот? Почему нельзя было обойтись одним гелием?
Цитироватьт.е. если нужна скорость, то это зависит от величины УИ?Настоятельно рекомендую воспользоваться рекомендациями Salo.
Тогда такой вопрос - чтоб разогнать КА весом пусть 5т до тех же 10 км/с какой нужен УИ (если я правильно понял). наверное есть какая то бормула?
И опять - когда указывают тягу в вакууме, чего это цифра/параметр означает?
ЦитироватьЩо це було? :shock:Причину моего крайнего удивления модераторы к счастью удалили. Надо было и мою ремарку удалить. Ну пускай будет для истории. :wink:
ЦитироватьКому-нибудь что-нибудь говорит температура для керосина 400С ?Начинается закоксовывание.
В расчете охлаждения указывается как максимально допустимая температура охладителя. Почему?
Цитироватьв очередной раз прошу пардона за глупые вопросы...http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4148
Товарищи! ткните, пожалуйста, носом в тему, где было обсуждение проекта МАКС. уверен, что такое было... поиск по темам что-то не удволетворяет обилием результата
ЦитироватьСобственно, сложившиеся топливные пары - это навсегда?По совокупности УИ и эксплуатационных свойств - навсегда.
ЦитироватьВопрос первый: почему не было попыток создать ТФЯРД малой тяги?Почему - не было? Наши создавали ТфЯРД именно малой тяги - конкретно, 3,6 тонны. РД-0410
ЦитироватьПредставим себе его в качестве межпланетного двигателя. Тяга должна обеспечить разгон в течении времени, сравнимого со свободным полетом. Например, разгон длится неделю, тяга - десятки килограмм.При таких представлениях ЭРД рулят немеряно.
ЦитироватьДвигатель получается проще и легче, чем реактор-ЭРД, и с приемлемым временем разгона.Приемлемое время перелёта не больше, чем в два раза по сравнению с Гомановским. А ЭРД, несмотря на большое время работы, обеспечивают время перелёта к Юпитеру и дальше, меньшее, чем на химии по Гоману.
ЦитироватьПо сравнению с ЖРД - в разы меньше масса рабочего тела.зато водород морозить не надо. ЯРД работает исключительно на водороде. Хранить водород неделю - это, значит, везти с собой криохолодильник и кучу геморроя.
ЦитироватьПо сравнению с мощным ТФЯРД - пропорционально легче и проще.Категорически неправильно. Легче, чем РД-0410, ТфЯРД не сделать. Критмассу же в реакторе как-то собрать нужно? нужно. Управлять течением реакции нужно? нужно. От радиации экранироваться нужно? а то! вот так и набегает килограмм к килограмму. Даже у турбонасоса, который легчает при уменьшении тяги, относительная масса растёт.
ЦитироватьВ связи с этим же второй вопрос. Поскольку это двигатель не для выведения, не грех попытаться поднять импульс за счет большей массы. МОЖНО ЛИ реализовать не адиабатический, а изотермический цикл рабочего тела? То есть, расширяющуюся часть сопла сделать удлиненной, и обеспечить ее нагрев. Это позволит при той же температуре серьезно поднять удельный импульс.Не позволит. Нагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.
ЦитироватьНагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.Здесь хочу возразить. Я предполаю какие-нибудь конструктивные проблемы, но с физикой все в порядке. Сопло как раз является механизмом, преобразующим радиальную составляющую скорости потока в осевую. Конечно, КПД снижается, поскольку улетающее рабочее тело имеет высокую температуру. Но полезная работа возрастет соответственно площадям под изотермой и адиабатой.
ЦитироватьСпасибо, я рассчитывал на ваш ответ :).Вот по шагам, как раз, и нельзя. Если мы к газу подводим тепло в сверхзвуковой части сопла, газ начинает тормозиться. Это явление реально имеет место в ЖРД из-за рекомбинации продиссоциировавших ранее преодуктов.ЦитироватьНагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.Здесь хочу возразить. Я предполаю какие-нибудь конструктивные проблемы, но с физикой все в порядке. Сопло как раз является механизмом, преобразующим радиальную составляющую скорости потока в осевую. Конечно, КПД снижается, поскольку улетающее рабочее тело имеет высокую температуру. Но полезная работа возрастет соответственно площадям под изотермой и адиабатой.
Можно рассмотреть это по шагам.
ЦитироватьПри адиабатическом расширении в 11 (если не ошибся) раз температура падает вдвое. То есть половина энергии газа переходит в кинетическую. Потом еще раз расширяем в 11 раз. В кинетическую переходит еще четверть энергии первоначального нагрева. Если мы в промежутке догреем газ до первоначальной температуры, то при втором расширении в работу перейдет не четверть, а половина энергии. И чем больше коэффициент расширения, тем больше выигрыш перед адиабатой.в паровых машинах такой фокус проходит, потому что там рабочий процесс циклический. В РД он незамкнутый, поэтому и подводить тепло к газу в сопле бессмысленно.
Так иногда делают в паровых машинах.
ЦитироватьПри таких представлениях ЭРД рулят немеряно.магнитореактивные тоже рулят
ЦитироватьЯРД работает исключительно на водороде.Вообще говоря, ЯРД работает на чём угодно. Водород - это просто наиболее выгодное по тяге вещество.
ЦитироватьСпасибо, я рассчитывал на ваш ответ :).Тут всё просто. В любой точке неохлаждаемого сопла температура торможения газа равна температуре в камере. Если вы хотите греть сопло, то его стенки должны выдерживать бОльшую температуру. Но если у вас есть такой материал, то проще поднять температуру в камере. Принципиально при желании можно греть всё сопло, но дозвуковую часть нужно греть осторожно, чтобы не образовалось дозвуковое течение. ИМХО, практически что-то можно получить в сопле только очень маленького размера.ЦитироватьНагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.Здесь хочу возразить. Я предполаю какие-нибудь конструктивные проблемы, но с физикой все в порядке. Сопло как раз является механизмом, преобразующим радиальную составляющую скорости потока в осевую. Конечно, КПД снижается, поскольку улетающее рабочее тело имеет высокую температуру. Но полезная работа возрастет соответственно площадям под изотермой и адиабатой.
Можно рассмотреть это по шагам. При адиабатическом расширении в 11 (если не ошибся) раз температура падает вдвое. То есть половина энергии газа переходит в кинетическую. Потом еще раз расширяем в 11 раз. В кинетическую переходит еще четверть энергии первоначального нагрева. Если мы в промежутке догреем газ до первоначальной температуры, то при втором расширении в работу перейдет не четверть, а половина энергии. И чем больше коэффициент расширения, тем больше выигрыш перед адиабатой.
Так иногда делают в паровых машинах.
Цитировать...
Перегрузка в момент пуска двигателя - 44 G (Т=0 с).
...
Начальная масса в Т=0 - 12.000 кг.
...
Тяга - 400 тс....
ЦитироватьВ 1979 году химики выяснили, что при дальнейшем повышении давления до 10 гигапаскалей твёрдый кислород становится красным. В ходе новых исследований учёные проводили анализ кристаллической решётки кислорода в этом состоянии с помощью рентгеновского излучения. Разница состояла, в первую очередь, в методе.
Если в первом эксперименте кристалл твёрдого кислорода положили на подложку из гелия (при таком давлении гелий стал мягким, "как масло"), то во втором выращенный кристалл размельчили в порошок.
Обе работы дали ошеломляющие результаты.
Обычно при повышении давления химические связи в твёрдом теле разрушаются, а вещество начинает вести себя так же, как и более тяжёлые элементы той же группы. Ожидалось, что атомы образуют группы по 8 штук, составив кольцо, — как это происходит, например, с атомами серы.
Вместо этого атомы организовались по восемь, но образовали не кольцо, а ромбоэдр — фигуру наподобие сплющенного куба; то есть получилась молекула, состоящая из восьми атомов — O8.
ЦитироватьУИ при форсировании обычно чуть-чуть растёт, у земли - заметнее, в вакууме - совсем чуть-чуть.
В отличие от исходных РД-107, РД-107А с их форсуночными головками имеют весьма заметный запас по форсированию без опасности возникновения ВЧ колебаний. Так что всё упрётся в возможности ТНА - но можно увеличить подачу перекиси...
Я вообще очень хотел бы знать, что можно сделать на оснастке Космоса-3М, переведя его на кислород-керосин и современную СУ. Бак перекиси останется, да и фиг с ним. Объём ракеты измениться не должен, чтобы использовать тележки и другую технику, сделанную под "Космос", возможно, придётся видоизменить коническую юбку, а, может, впишется и так. Главное, чтоб ракета была дешёвой и экологически чистой. Стартовая масса упадёт, т.к. тяга двигателя ниже, да и плотность топлива ниже, чем азотнокислого, но УИ возрастёт, поэтому падение ПН будет небольшим, если вообще будет - вспомним, Р-9 была в полтора раза легче, чем Р-16.
ЦитироватьКосмос -3М придётся укоротить где-то в 1,25 раза. И вопрос с двигателем второй ступени и соответственно её размером.ЦитироватьПо расчетам, на НОО 200*200 км наклонением 51,6 град, ПГ около 1390 кг (Мст=65 т).ЦитироватьРакету с Мст = 70 т (ну, от 60 до 70) можно создать и на базе РД-107А/108А с 11Д58М на второй ступени: не более 1,5 т на НОО.Дмитрий, по самым моим оптимистическим оценкам не более 1-1,2 т.
В реальности меньше 1т.
Да ещё и перекись с азотом.
Цитироватьсоотношении давлений в КС и на срезе сопла 70:1
ЦитироватьЕсли это именно соотношений ДАВЛЕНИЙ, то речь может идти об атмосферном давлении (и давлении в камере порядка 70 атм).Давление на срезе сопла и давление внешней среды - совершенно разные вещи :wink:
ЦитироватьЦитироватьЕсли это именно соотношений ДАВЛЕНИЙ, то речь может идти об атмосферном давлении (и давлении в камере порядка 70 атм).Давление на срезе сопла и давление внешней среды - совершенно разные вещи :wink:
ЦитироватьКроме того, разговор шел о давлении на срезе сопла, а давление в камере всплыло в разговоре незаметно...Да вроде как человек спрашивал просто про давление внешней среды, при котором указывается УИ.
Цитировать"При определенном выборе высоты и плоскости орбиты угловая скорость вращения ее плоскости такова, что в каждые земные сутки спутник повторяет над Землей свой маршрут. Подобные орбиты, именуемые геосинхронными, выбирали для первых космических кораблей"Можно сказать и чуть по другому:
По идее - Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой период обращения находящегося на ней спутника равен звёздному периоду вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с.
А что же тогда имелось в виду в этом отрывке? Есть ли такие орбиты и как называются? Что хотел сказать автор вообще?
ЦитироватьКто знает, какая средняя плотность Солнца (если это открытая информация :) ) ?
ЦитироватьМожно сказать и чуть по другому:То есть автор отрывка прав в определении? Но не прав относительно первых космических кораблей?
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
ЦитироватьЭ-э-э...Спасибо :) . Интересно, а какой будет средняя плотность Солнца, когда оно распухнет до размеров орбиты Марса? Должен быть весьма разрежённый газ, по идее... А не нахождение в нутре звезды :wink: .
1409 кг/м3
ЦитироватьМожно сказать и чуть по другому:ССО называются синхронными вовсе не из-за кратности периода. У них угловая скорость прецессии плоскости орбиты равна скорости движения Земли вокруг Солнца, вследсвие чего угол между плоскостью орбиты и Солнцем меняется в пределах плюс-минус 23,5 градуса, отсюда и относительное постоянство освещенности.
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
ЦитироватьНу, Вы объясняете причину, а я имел в виду результат. Потому как освещённость реально одинакова (именно это нужно было для качественного анализа ряда снимков), да и кратность периода имхо имеет место быть (пусть профессионалы-баллистики меня поправят, если что ;)).ЦитироватьМожно сказать и чуть по другому:ССО называются синхронными вовсе не из-за кратности периода. У них угловая скорость прецессии плоскости орбиты равна скорости движения Земли вокруг Солнца, вследсвие чего угол между плоскостью орбиты и Солнцем меняется в пределах плюс-минус 23,5 градуса, отсюда и относительное постоянство освещенности.
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
ЦитироватьОсвещенность нужна больше для возможности частой повторной съемки одних и тех же районов, а у радарных спутников для решения проблем с энергетикой. Но кратности у ССОшных спутников нет.По тем данным, что мне попадались (в том числе и на форуме ;) ) - есть. Но она не всегда совпадает с целыми сутками, порой повторы бывают через 3-4 сут.
ЦитироватьПо тем данным, что мне попадались (в том числе и на форуме :wink: ) - есть. Но она не всегда совпадает с целыми сутками, порой повторы бывают через 3-4 сут.Точнее сказать, практически никогда не совпадает. А через n-ное количество суток будет кратен любой спутник, так давайте все спутники называть синхронными. :wink:
ЦитироватьИнтересно, а какой будет средняя плотность Солнца, когда оно распухнет до размеров орбиты Марса? Должен быть весьма разрежённый газ, по идее... А не нахождение в нутре звезды :wink: .А почему Марса? Вроде пишут, что Солнце в стадии красного гиганта поглотит Меркурий и Венеру. Но вот оптимистичная статья на тему.
ЦитироватьГоворят, то ли вторая, то ли третья ступень Сатурна-5 работала сначала в режиме повышенного расхода ЖК, давая повышенную тягу, а потом - в режиме повышенного расхода ЖВ, давая повышенный УИ. Не могу найти ссылок на эту тему. Никто случайно не знает подробностей?На эпизодспейсе есть подробный материал на эту тему, посвященный Сатурн-5:
ЦитироватьБыли ли реально летавшие движки с выдвижным насадком сопла выдвигаемым во время работы двигателя? Какие проблемы возникнут при "горячем" выдвижении насадка?Были ли реально летавшие движки с тарельчатым соплом? Насколько они имеют хуже/лучше УИ и массовое совершенство? Какова максимальная тяга достигнута. Есть ли проблемы с охлаждением тарелки.Были сообщения в печати что в России создан малотоксичный и неканцерогенный заменитель гидразина. Насколько с ним теряется УИ в паре с тетраоксидом азота?Из ЖРД в полете, насколько помню, ни один насадок во время работы не выдвигает. На земле выдвижение насадка "на струе" испытывалось на 11Д57М. Тркдности понятны - термические деформации сопла и насадка могут привести к перекосам и негерметичности стыка. И, конечно, привод выдвижного насадка в этом случае должен быть мощнее и тяжклее.
ЦитироватьБыли ли реально летавшие движки с тарельчатым соплом? Насколько они имеют хуже/лучше УИ и массовое совершенство? Какова максимальная тяга достигнута. Есть ли проблемы с охлаждением тарелки.Реально летавших не было. Интегральный УИ лучше за счет отсутствия потерь на перерасширение, это делает выгодным применение двигателей с большими степенями расширения на 1-й ступени, что особенно важно для одноступа. КБХА предлагало водородный РД-0126Э для РБ, тут преимуществом является возможность повышения давления в испарительной схеме, т.к. за счет большей охлаждаемой площади КС можно нагреть водород до большей температуры, т.е. недостаток превращается в достоинство. При этом длина двигателя значительно меньше, чем с соплом Лаваля, массу так же обещают несколько меньше. Для топлив с большей температурой горения и плохими охлаждающими свойствами могут возникнуть проблемы с охлаждением, особенно при высоком давлении в КС.
ЦитироватьА внутреннее сбрасываемое короткое сопло летало ли?Я, кажется, где-то читал, что такое было на РД-0120.
ЦитироватьНикто случайно не припомнит давление насыщенных паров воды при 20С?2.34 кПа, или 17.5 мм рт. столба.
ЦитироватьЦитироватьА внутреннее сбрасываемое короткое сопло летало ли?Я, кажется, где-то читал, что такое было на РД-0120.
Но утверждать не берусь - не знаю.
Информация была из рокетдайновской статейки по всяким изврат-соплам.
ЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?У 11Д57 часть КС охлаждалась, емнип, кислородом.
ЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
Цитироватьhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtmlЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?У 11Д57 часть КС охлаждалась, емнип, кислородом.
Цитировать«Люльковцы» заложили совершенно новую схему ЖРД. В классическом двигателе с дожиганием весь охлаждающий компонент последовательно проходит тракт охлаждения и только потом попадает в газогенератор (ГГ). М.А.Кузьмин ввел «параллельную» схему. За насосом часть компонента, порядка 26% водорода, отбиралась для охлаждения сопла и части камеры, а 74% шло в ГГ. Так как тепловой поток был достаточно высок, и этого количества ЖВ не хватало, то цилиндрическая часть камеры сгорания и форсуночная головка охлаждались кислородом.
ЦитироватьЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
ЦитироватьА с чего Вы взяли, что бак керосина не несет нагрузок? И потом, если везти баки отдельно, то на космодроме придется выполнять работы по приварке трубопровода подачи компонента к баку.ЦитироватьЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
Думаю все же лучше будет если бак кислорода и двигатель-монолитом, а бак керосина не несущий нагрузок крепится сверху уже на космодроме. Тогда и бак керосина можно совместить с обтекателем.
ЦитироватьВообще-то, из соображений центровки практически на всех кислородно-керосиновых РН бак кислорода находится сверху, а бак керосина - внизу. ;)ЦитироватьДумаю все же лучше будет если бак кислорода и двигатель-монолитом, а бак керосина не несущий нагрузок крепится сверху уже на космодроме. Тогда и бак керосина можно совместить с обтекателем.ЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
Цитировать... И потом, если везти баки отдельно, то на космодроме придется выполнять работы по приварке трубопровода подачи компонента к баку.А что, разве на Протоне приваривают? Разъемные соединения же есть.
ЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?ОРМ-1, если не ошибаюсь.
ЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?РД-170/171/180/191 :)
ЦитироватьДа это я по привычке - на 11К25Ц все приварное было :oops:Цитировать... И потом, если везти баки отдельно, то на космодроме придется выполнять работы по приварке трубопровода подачи компонента к баку.А что, разве на Протоне приваривают? Разъемные соединения же есть.
ЦитироватьНадо бы попытаться нарисовать таки штыревое сопло. Проблемы с охлаждением решить, добавив второй компонент )Проблемы с охлаждением проще решить применением водорода :)
Хе. Только сегодня понял, в чем прелесть тарельчатого сопла - те же примерно пряники что и у штыревого, только периметр критики в разы меньше :)
ЦитироватьКстати, как на ваш взгляд луше делать штыревое сопло - с одной кольцевой камерой, или с туевой хучей традиционных цилиндрических?Это вопрос оптимизации. Кольцевая КС легче, но менее жесткая. Отдельные КС тяжелее, но с лучшей устойчивостью к ВЧ. Решение этих проблем приводит к кольцевой КС с перегородками со сложной конструкцией и технологией.
ЦитироватьА подскажите, пожалуйста, если кто достаточно точно знает (!), КПД водородных насосов и водородных же предкамерных турбин...Что, диплом наступил? :roll:
Хотя бы плюс-минус 5-7%
ЦитироватьА подскажите, пожалуйста, если кто достаточно точно знает (!), КПД водородных насосов и водородных же предкамерных турбин...По SSME
Хотя бы плюс-минус 5-7%
ЦитироватьНо вот в Овсянникове (агрегаты питания ЖРД) кпд одноступенчатых турбин колеблется в среднем на уровне порядка 0,6 - вот и возникли сомнения...Так ведь в водородниках обычно двухступенчатые турбины делают :)
ЦитироватьНу.. я в водородной теме недавно - таких тонкостей не успел усвоить :)ЦитироватьНо вот в Овсянникове (агрегаты питания ЖРД) кпд одноступенчатых турбин колеблется в среднем на уровне порядка 0,6 - вот и возникли сомнения...Так ведь в водородниках обычно двухступенчатые турбины делают :)
ЦитироватьА зачем на ССМЕ сделали два независимых ТНА? Почему не посадили все на один вал? Только из за различия частот вращения насосов кислорода и водорода?Да, только из-за этого.
ЦитироватьНо частоты вращения турбин различаются всего в 1,5 раза - могли бы редуктором обойтись.Зато там мощности большие. Две турбины легче и проще, чем одна турбина на ту же суммарную мощность + редуктор. И надежнее.
ЦитироватьТогда лучше интересоваться максимальной теплотворностью, а не температурой (с учетом способности продуктов сгорания расширяться, конечно).Да, спасибо - до меня дошло уже )
ЦитироватьВопрос. Известный наш двигатель с тарельчатым соплом и камерой сгорания, расположеной в сопле - как он все таки называется?РД-0146Э. У просто 0146 классическая камера.
В разных источниках упоминается как РД-0146, РД-0146Э, РД-0126, РД-0126Э.
ЦитироватьИ еще (честно - просто лень пока копаться - спросить проще )) - КПД выше у гидротурбин, или у газовых?Гидротурбина НЕ является тепловой машиной, она преобразует не внутреннюю энергию рабочего тела, а потенциальную, поэтому её КПД не ограничен циклом Карно, и, теоретически, может быть много выше, чем у газовой. Практически наблюдается примерный паритет.
ЦитироватьРД-0126Э, см:ЦитироватьВопрос. Известный наш двигатель с тарельчатым соплом и камерой сгорания, расположеной в сопле - как он все таки называется?РД-0146Э. У просто 0146 классическая камера.
В разных источниках упоминается как РД-0146, РД-0146Э, РД-0126, РД-0126Э.ЦитироватьИ еще (честно - просто лень пока копаться - спросить проще )) - КПД выше у гидротурбин, или у газовых?Гидротурбина НЕ является тепловой машиной, она преобразует не внутреннюю энергию рабочего тела, а потенциальную, поэтому её КПД не ограничен циклом Карно, и, теоретически, может быть много выше, чем у газовой. Практически наблюдается примерный паритет.
ЦитироватьРД-0126Э, см:О, мнения разделились :)
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=12&prod=54
ЦитироватьГидротурбина НЕ является тепловой машиной, она преобразует не внутреннюю энергию рабочего тела, а потенциальную, поэтому её КПД не ограничен циклом Карно, и, теоретически, может быть много выше, чем у газовой. Практически наблюдается примерный паритет.О...
ЦитироватьИнтересная мысль возникла. Не крутить оба ТНА безГГ кислород-водородника газообразным водородом, а крутить, например, вал кислородного насоса жидким водородом после водородного насоса )А что тут считать? всё равно, энергия-то всё равно берётся с газовой турбины, а кпд гидротурбины всяко меньше ста процентов. Да и водородного насоса тоже. Т.е. мы всю потребную мощность вкачиваем в водородный насос, который при таком раскладе должен быть мощнее, теряем на кпд водородного насоса, затем часть полученной водородом энергии вкачиваем в гидротурбину, теряем на кпд гидротурбины.
Пытаюсь могзами прикинуть, можно ли упростить конструкцию, или выиграть в мощности... не получается ( Придется, видимо, считать ((
ЦитироватьНет, РД-0120 - вершина водорододвигателестроения! :) одновальный ТНА - предмет зависти американцев, ведь у них в SSME два отдельных ТНА :)Эм... а как наши умудрились?
ЦитироватьВ одном из отчетов читал, что сравнивались обе схемы. Оказалось, что одновальная проще при незначительном снижении характеристик.ЦитироватьНет, РД-0120 - вершина водорододвигателестроения! :) одновальный ТНА - предмет зависти американцев, ведь у них в SSME два отдельных ТНА :)Эм... а как наши умудрились?
ЦитироватьНе, я имею в виду...
В чем особенность насоса? Высокая частота? Тогда насос окислителя получается стремным. А если низкая - потребуется дофейхоа ступеней водородного делать..
Разве не так?
ЦитироватьУ-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...У него схема, как у RL-10.
Не, не хочу так. Сложно :)
Интересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?
ЦитироватьУ-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...Да уж не сложнее любого современного керосинового ЖРД :)
Не, не хочу так. Сложно :)
ЦитироватьИнтересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?Двухвальный вариант на водроднике все же выгоднее по КПД. А на РД-0120, говорят, одновальный ТНА еще и потому, что не могли сделать систему регулирования для двух отдельных ТНА.
ЦитироватьУ него схема, как у RL-10.Всё же в части ТНА - не совсем такая же: у RL-10 в ТНА только одна турбина и редуктор.
ЦитироватьДля создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ) с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало КБТМ "Союз". Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4 - 5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока "Д" с содержанием топлива в баках до 30% их объёма.А с чем связано это ограничение? Со свойствами жидкого кислорода? Он что начинает активно испаряться при объёме меньше 30%?
ЦитироватьДа тут я с тобой не соглашусь сложнее кислород-керосиновых это только вонючки простые их ПГС настолько премитивныЦитироватьУ-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...Да уж не сложнее любого современного керосинового ЖРД :)
Не, не хочу так. Сложно :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6682.gif)ЦитироватьИнтересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?Двухвальный вариант на водроднике все же выгоднее по КПД. А на РД-0120, говорят, одновальный ТНА еще и потому, что не могли сделать систему регулирования для двух отдельных ТНА.
ЦитироватьТы видно мальчик Друпп, малость глупп.Ты мне можеш это доказать что я не прав или так просто в воздух испортил
ЦитироватьКакая нужна ХС для орбиты 300*300 км 90 град? При запуске с Плесецка.Где-то в диапазоне 8900-9200 м/с в зависимости от конструкции РН (сколько ступеней, какое топливо, какая тяга двигателей и т.п. нюансы).
ЦитироватьПри постоянном ускорении 25 м/с2. Ещё хорошо бы для 30 м/с2.Это очередная химера? Не, химеры в другой палате.
Аэродинамические потери считать отсутствующими.
ЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложноА о чем конкретно вы там собрались судить? О конструкции болтов и гаек?
ЦитироватьДа тут я с тобой не соглашусь сложнее кислород-керосиновых это только вонючки простые их ПГС настолько премитивныРазумеется, в водороднике конструкция многих агрегатов существенно сложнее аналогичных агрегатов в керосиновом ЖРД (насос горючего, например).
ЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложноДа, упрощенная. Причем это упрощение сделано сознательно.
ЦитироватьНет конечно же :DЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложноА о чем конкретно вы там собрались судить? О конструкции болтов и гаек?
Цитироватьконечно если сравнивать ПГС двигателя 11Д520 и 11Д122 то сложнее на порядок будет схема 11Д520 а если сравнить с РД-191 то 11Д122 превзойдет просто года разработки разныеЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложноДа, упрощенная. Причем это упрощение сделано сознательно.
Однако о степени относительной сложности двигателя можно судить даже по такой упрощенной схеме - сравнивая с настолько же упрощенными схемами других двигателей.
ЦитироватьГде-то в диапазоне 8900-9200 м/с в зависимости от конструкции РН (сколько ступеней, какое топливо, какая тяга двигателей и т.п. нюансы).Топливо керосин-кислород-водород на первой ступени, кислород-водород на второй.
ЦитироватьБыли ли попытки сделать КС из керамики без охлаждения?Были (и сейчас продолжаются) такие исследования. Вот здесь, например, можно почитать об этом:
ЦитироватьГм... Я ж написал для чего такая камера нужна(чисто мое мнение). В движках работающих более 2-5 минут.Вообще-то, Вы написали "для двигателей с коротким рабочим циклом" :)
ЦитироватьПМСМ любая карбидная или боридная керамика насытится кислородом обьемно и развалится, даже с завесой.А у меди и её сплавов температура плавление существенно ниже температуры газов в КС ЖРД. Однако это не мешает использовать их в качестве материала огневой стенки ;)
ЦитироватьЗа ссылу спасибо, но до Reusable как до Москвы ползком. Организация охлаждения камеры усложняет движок. Я ,так сказать, имел ввиду движок с неохлаждаемой снаружи камерой, максимум внутренняя завеса с расходом до 2%.Ну, я же не говорил, что для reusing всё готово :) Я сказал, что такие камеры активно исследуются. Лет 8 назад в спорах на авиабазе мы пришли к выводу, что дальнейшее развитие ЖРД сдерживает отсутствие материалов, из которых можно сделать полностью неохлаждаемый двигатель. В то время о применении керамики в двигателях я не очень много знал :oops:, но сейчас, по-моему, именно в этом направлении будет идти очередной виток эволюции ЖРД.
ЦитироватьЧто-то( Ротон или что-то плоское с движком с соплом ВР) американцы вообще пытались сделать с углепластиковой камерой, однако не пошло.MC-1 для X-34 изготовили в нескольких экземплярах и прожигали на стенде.
ЦитироватьВ ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука проектировался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.Окислителем была азотная кислота, ну может быть с добавлением тетроксида.
ЦитироватьВ общем-то, вполне возможно. При нагревании азотная кислота разлагается на двуокись азота, кислород и воду.ЦитироватьВ ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука проектировался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.Окислителем была азотная кислота, ну может быть с добавлением тетроксида.
Баян, или такое всё-таки возможно?
ЦитироватьА в каком-нибудь ещё двигателе использовали разложение азотки?Как основной способ газогенерации нигде не использовали. Для предпусковой раскрутки ТНА - может быть. В этих целях много разных способов использовали и используют.
ЦитироватьГраждане!
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.
ЦитироватьГраждане!http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4904_RD0146.pdf
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.
ЦитироватьВопрос дилнтанта. Как высчитать грузоподъёмность РН при заданной массе, известных параметрах двигателей варьируя количество и массу ступеней?Формула Циолковского[/i][/b] (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BE%D1%80%D0%BC%D1%83%D0%BB%D0%B0_%D0%A6%D0%B8%D0%BE%D0%BB%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B3%D0%BE) в вики.
ЦитироватьЦитироватьВопрос дилнтанта. Как высчитать грузоподъёмность РН при заданной массе, известных параметрах двигателей варьируя количество и массу ступеней?Формула Циолковского[/i][/b] (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BE%D1%80%D0%BC%D1%83%D0%BB%D0%B0_%D0%A6%D0%B8%D0%BE%D0%BB%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B3%D0%BE) в вики.
ЦитироватьТребуется вывести искусственный спутник Земли массой M0 = 10 т на круговую орбиту высотой 250км. Располагаемое топливо имеет удельный импульс I = 2900 м/c. Коэффициент k = 9 — это значит, что масса конструкции составляет 10% от массы заправленной ракеты (ступени). Определим массу ракеты-носителя.Как получилась 17,86?
Первая космическая скорость для выбранной орбиты составляет 7759,4 м/с, к которой добавляются предполагаемые потери от гравитации 600 м/c (это, как можно видеть, меньше, чем потери, приведённые в таблице 1., но и орбита, которую предстоит достичь — ниже), характеристическая скорость, таким образом, составит V = 8359,4 м/c (остальными потерями в первом приближении можно пренебречь). При таких параметрах величина eV / I = 17,86,
ЦитироватьРазделим пополам характеристическую скорость, что составит характеристическую скорость для каждой из ступеней двуступенчатой ракеты. V = 4179,7 м/c. На этот раз eV / I = 4,23А здесь 4,23?
ЦитироватьЧто за "e" в формуле - eV / I ? Если V-скорость, а I-удельный импульс.Я рыдал! :)
ЦитироватьШколу я закончил 18 лет назад, и уже многое, увы, позабыл. Поскольку с тех пор отслужил в армии и работал, а не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй. А учиться никогда не поздно.ЦитироватьЧто за "e" в формуле - eV / I ? Если V-скорость, а I-удельный импульс.Я рыдал! :)
И это чудо еще рассуждет о ракетах, орбитальных станциях, кораблях...
е - основание натурального логарифма.
На натуральном логарифме основана вся ф-ла Циолковского.
Или вы еще в школе этого не проходили? ;)
ЦитироватьШколу я закончил 18 лет назад, и уже многое, увы, позабыл.Насколько я понимаю об институте и речи нет?
Цитировать...не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.Я так и знал! Именно такие кадры и учат инженеров как летать в космос. Хотя честно говоря я принимал вас за представительницу гуманитарной профессии.
ЦитироватьА учиться никогда не поздно.Ну и что ж вы ничему не учитесь?
ЦитироватьИменно такие кадры и учат инженеров как летать в космос.Интересно, и кто те кадры (как я :lol: ) которые учат инженеров летать в космос? На этом форуме, по моему, только вы пытаетесь всех, даже не учить, а поучать.
ЦитироватьШколу я закончил 18 лет назад, и уже многое, увы, позабыл.Нельзя вспомнить то, чего не знаешь :)
Цитироватьа не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.А другие просиживали.
ЦитироватьУвы должен вас разочаровать, но большинство моих знакомых получивших высшее образование работают в сферах никак не связанных с тем чему учились :( .Цитироватьа не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.А другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
ЦитироватьДело не в том, кто где теперь работает, а в том, где учились те, кто работотаек "где надо".ЦитироватьУвы должен вас разочаровать, но большинство моих знакомых получивших высшее образование работают в сферах никак не связанных с тем чему учились :( .Цитироватьа не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.А другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
ЦитироватьИ может всё же подскажете как вычислить эту чёртову "ln" , и "e" тоже :roll: . А то на вики нифига не понятно.Открываете Эксель, пишите в ячейке =ln(Мст/Мкон)*УИ, где Мст - стартовая масса ракеты, Мкон - конечная (после выработки горючего и перед сбросом текущей ступени), УИ - удельный импульс двигателя в м/с (что равно удельному импульсу в секунда, умноженному на 9,81).
ЦитироватьА другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
Цитироватьhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9293Boo, а Вы тему дальше первой страницы читали? :roll:
Это модифицированный Иранский СКАД, всего-навсего, какая МБР...
ЦитироватьСобственно, я за саму "Унху-2" перечитал, там первая ступень вроде как Р-27, а вторая - уже "та самая" Р-11 :oops:Первая ступень 4К10 однозначно не может быть основойдля 80 тонной ракеты (Ынха-2), т. к. 4К10 (Р-27) на старте имеет массу 14,2 тонны.
Спасибо за поправку!
Цитироватьcarlos всё подробно изложил и систематизировалЯ вроде только Иран у него нашёл... Мы ж за Корею... И первая ступень - ничего общего даже по диаметру.
ЦитироватьНегде задать вопрос-что это за межконтинентальная ракета, которую показывают по ТВ у Северной Кореи. На вскидку там и полезная нагрузка то не более 50 кг. И чего, такой страшилкой они понесут грязную ядерную бомбу? "Не смешите мои копыта" господа журналисты...Так это вопрос или утверждение? :)
ЦитироватьНегде задать вопрос-что это за межконтинентальная ракета, которую показывают по ТВ у Северной Кореи. На вскидку там и полезная нагрузка то не более 50 кг. И чего, такой страшилкой они понесут грязную ядерную бомбу? "Не смешите мои копыта" господа журналисты...1) Сколько может поднять в космос Ынха-2 - тайна сия велика есть. Но оценка 50 кг, ИМХО, недалека от истины
ЦитироватьА значит пока у них грязная бомба-реактор доведеннй до критики. Сами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.Одно дело понимать, а другое - проверять на своей шкуре, можно уложиться или нельзя.
ЦитироватьЭто типичный пример попытки втянуть космический форум в политический флуд, играя на технических аспектах. :)Цитировать...Так это вопрос или утверждение? :)
ЦитироватьА Вы не помните для чего создавалась Н-1? Тащить термояд с максимальным зарядом!Ээээ... Чтобы помнить чтото надо это сначала узнать. Откуда вы такое узнали? Прочитали где или сами додумались?
ЦитироватьА значит пока у них грязная бомба-реактор доведеннй до критики.Не ну а простенькая, плутониевая, типа Толстяка которого на Нагасуку? Никак? Обязательно реактор?
ЦитироватьСами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.Злые языки говорят что 50 кг это на орбиту высотой 4000 км. А на суборбитальную траекторию поболе будет.
ЦитироватьНу после таких шедевров:ЦитироватьЭто типичный пример попытки втянуть космический форум в политический флуд, играя на технических аспектах. :)Цитировать...Так это вопрос или утверждение? :)
ЦитироватьА Вы не помните для чего создавалась Н-1? Тащить термояд с максимальным зарядом!картина уже довольно ясная... :(
ЦитироватьЕще злые языки говорят, что первая советская МБР Р-7 на орбиту вывела всего 80 кг. Однако это не мешало ей забрасывать по баллистической 5,5 тонн ;)ЦитироватьСами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.Злые языки говорят что 50 кг это на орбиту высотой 4000 км. А на суборбитальную траекторию поболе будет.
Опять же вы параметры иранского Сафира знаете?
ЦитироватьА Вы не помните для чего создавалась Н-1? Тащить термояд с максимальным зарядом! Потом академик Т. вышел с определенным предложением (почему то назвали "сахаровской слойкой") и нужда отпала. Я к тому, что не думаю, что корейцы знают эти секреты. А значит пока у них грязная бомба-реактор доведеннй до критики. Сами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.Как интересно! :D Были планы выводитьбомбу в 100 МГт на УР-500, но от них отказались. Какие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!
ЦитироватьЕще злые языки говорят, что первая советская МБР Р-7 на орбиту вывела всего 80 кг. Однако это не мешало ей забрасывать по баллистической 5,5 тонн ;)Да!
ЦитироватьКак интересно! :D Были планы выводитьбомбу в 100 МГт на УР-500, но от них отказались. Какие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!Ну, типа, вся Америка накрывается одним пуском. Тема "Раскат", 17 боеголовок. Упоминание об этом легко находится в яндексе, да и на форуме уже обсуждалось.
ЦитироватьКакие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!Пробить кору в районе Йеллоустоуна - мало не покажется.
ЦитироватьЭто помешает нанести ответный удар? По площади всего СССР?Нет, это в качестве ответного удара, если США "Первыми начали".
ЦитироватьНу, ладно, был неправ. Но всё равно - Н-1 создавалась не как военный носитель. Это в данном случае главное.ЦитироватьКак интересно! :D Были планы выводитьбомбу в 100 МГт на УР-500, но от них отказались. Какие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!Ну, типа, вся Америка накрывается одним пуском. Тема "Раскат", 17 боеголовок. Упоминание об этом легко находится в яндексе, да и на форуме уже обсуждалось.
Наверное, на момент Карибского кризиса это выглядело круто.
ЦитироватьПро цунами и Сахарова, это в какой мурзилке?"Ударная сила" и иже с ними.
ЦитироватьЭто сильно осложнит жизнь С.Америке?Пару сотен км побережья тупо смоет. Сиэтл, Л.А., Сан-Франциско. Плюс ракетные установки севернее Л.А. На Востоке - Вашингтон, Нью-Йорк, Бостон.
ЦитироватьПро цунами и Сахарова, это в какой мурзилке? Это сильно осложнит жизнь С.Америке? :D И облегчит смерть СССР?Мурзилка в железе: 8) :lol:
Никиой всемирной катастрофы ваши 500 Мт не совершат. Ну, сттекла повыбивает в радиусе не 100 км, а 1000. Вы тайно симпатизируете американским стекольщикам? :)
ЦитироватьСекретность работ по атомной подлодке была такова, что до 1954 года о проекте ничего не знали даже военные. Атомщики предполагали оснастить лодку единственной громадной торпедой с ядерным зарядом. Моряки, изучив проект, сказали, что затея не слишком хорошая. Подводная лодка после расставания с огромной торпедой вступила бы в противоречие с законом Архимеда и оказалась бы, по существу, одноразовой, как самолет камикадзе. Проект переработали под обычное торпедное оружие. Но скоро на подводных лодках все-таки стали размещать баллистические и крылатые ракеты. Реакторы для этих кораблей делал все тот же Николай Доллежаль.
ЦитироватьН-1 исключительно "лунная ракета".У Галилео неполностью раскрылась главная антенна. Но свою программу АМС выполнила и перевыполнила.
А про разьёмы можно подробней? Так и "пол-аппарата"? И ещё, а что, существуют неуникальные АМС? :wink:
ЦитироватьВопрос -откуда первоначальное предназначение Н-1? Да у того Чертока проскакивало,Где? Черток есть в сети, дайте ссылку :)
Цитироватьу Садового,Где?
Цитироватьвроде и у Первушина.О, Первушин еще не такое напишет! :)
ЦитироватьН-1 исключительно "лунная ракета".Конюхов для Вас авторитет? :wink:
ЦитироватьТема "Раскат", 17 боеголовок. Упоминание об этом легко находится в яндексе, да и на форуме уже обсуждалось.А дайте пару самых достоверных ссылок, если не трудно?
Наверное, на момент Карибского кризиса это выглядело круто.
ЦитироватьКонюхов для Вас авторитет? :wink:Нет.
ЦитироватьБлин, что ж за мурзилка то...ЦитироватьПодводная лодка после расставания с огромной торпедой вступила бы в противоречие с законом Архимеда и оказалась бы, по существу, одноразовой, как самолет камикадзе. Проект переработали под обычное торпедное оружие. Но скоро на подводных лодках все-таки стали размещать баллистические и крылатые ракеты..
ЦитироватьВопрос -откуда первоначальное предназначение Н-1?Назначение у неё точно такое же как у Сатурна-1. Отчаянные и безуспешные попытки хоть както хоть чемто заинтересовать военных вовсе не означают что таково было предназначение ракеты.
ЦитироватьПросто любопытно, чего все в шоке от небольшого носителя-"Тепхойдон",Вы всётаки определитесь с размером "небольшого носителя".
ЦитироватьЛучше бы они рис выращивали,Эх, вам бы Ким Чен Иром быть! Вы б им объяснили что им лучше...
ЦитироватьЛет 30 назад, перед пуском уникального аппарата для исследования Юпитера и далее, в США состыковали нестыкуемые разьемы "папа" - "мама" при окончательных проверочных испытаниях. Пол-аппарата "коту под хвост".Это Вояджеры? Коту под хвост?
ЦитироватьН-1 исключительно "лунная ракета".Вобщето лунной её попытались сделать потом и весьма неудачно. А исходно она предлагалась как вполне себе универсальная ракета-носитель.
ЦитироватьА про разьёмы можно подробней? Так и "пол-аппарата"? И ещё, а что, существуют неуникальные АМС? :wink:Похоже товарищ вообще не знает что такое "разъёмы папа-мама" и считает такой вариант "нестыкуемым". :)
ЦитироватьУ Галилео неполностью раскрылась главная антенна. Но свою программу АМС выполнила и перевыполнила.Ну если "30 лет назад" то это Вояджеры (1977 год).
ЦитироватьНо в начале шестидесятых годов Н-1, РК-100, Р-46 и УР-500 предлагали военным. Не прошло и слава богу. Но что было, то было."Предлагали" ("пытались предложить") и "создавалась для" - не одно и то же.
Цитироватьhttp://www.inauka.ru/technology/article88938ЦитироватьБлин, что ж за мурзилка то...ЦитироватьПодводная лодка после расставания с огромной торпедой вступила бы в противоречие с законом Архимеда и оказалась бы, по существу, одноразовой, как самолет камикадзе. Проект переработали под обычное торпедное оружие. Но скоро на подводных лодках все-таки стали размещать баллистические и крылатые ракеты..
ЦитироватьСтарый, Конюхов был ведущим конструктором по Р-56. Он в теме. То что от РК-100 отказалось само КБ Южное, а от Р-46 военные, не отменяет того факта что разработки проводились.ЦитироватьНо в начале шестидесятых годов Н-1, РК-100, Р-46 и УР-500 предлагали военным. Не прошло и слава богу. Но что было, то было."Предлагали" ("пытались предложить") и "создавалась для" - не одно и то же.
ЦитироватьСтарый, Конюхов был ведущим конструктором по Р-56. Он в теме.В текте он ясно пишет: "теперь, когда открыты секретные документы, мы узнадли...". То есть тогда он был не в теме.
ЦитироватьВ начале 60-х КБ не были частными лавочками и исключительно по своей инициативе такую бурную деятельность не развернули бы.А никто ничего и не развернул. Реальные работы по Н-1 начались только тогда когда её решили адаптировать под Луну. По остальным всё кончилось весёлыми картинками.
Цитировать[Я рыдал! :)Бай-пас ON...
И это чудо...
ЦитироватьПафос - пафосом, а ответ был дальше дан, вполне уважительный и достаточно полный :)ЦитироватьЯ рыдал! :)Я не рыдаю, но такой пафос отдат некоторым... (окончить можете сами)....
И это чудо...
Не дело, что человек интересующийся получает подобный ответ (если сами хотите, Вы можете получить такой же ответ по ЭВТ)...
Вопрос задан, НО я считаю, надо УВАЖИТЕЛЬНО дать ответ...
ЦитироватьТак ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?На техническую документацию - это, пожалуй, http://www.fsb.ru/gostaina.html, а упоминание вот:
ЦитироватьТеоретически в качестве ГР может использоваться любая ракета-носитель. Практически же известны проекты ГР-1 С. П. Королёва, восходящей к МБР Р-9, но значительно большей, проекты вариантов УР-200 (первой МБР В. Н. Челомея), "Протон", а также "Раскат" — боевая модификация "Н-1" с 17 боеголовками индивидуального наведения. Последний комплекс мог одним пуском накрыть всю территорию потенциального противника Единственной ГР, принятой на вооружение, стала ракета "Р-36 орб", созданная под руководством М. К. Янгеля. Она была поставлена на боевое дежурство 25 августа 1969 г. и снята с вооружения в 1983 г. С юридической точки зрения ГР не считается космическим оружием, так как базируется на Земле, а боеголовка делает в космосе менее одного виткаhttp://physicsbooks.narod.ru/Apollo/N1/N1.HTM
Цитироватьа упоминание вот:Это не ссылка а лажа какаято... :( Если проект действительно был то почему он до сих пор не рассекречен?
ЦитироватьПрошу прощения, у меня вопросик сугубо ламерский. :)Считаете есть надежда? :)
Если у РД-0120 или SSME укоротить сопло, насколько может увеличиться УИ у земли?
ЦитироватьТак ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?А Вы Pit'a спросите. Он об этом тоже писал. :wink:
ЦитироватьБыли ли разработки эластичных топливных баков для газообразных компонентов?Нет, не было, не дают выигрыша. Это становится ясно при первых же весовых прикидках.
ЦитироватьМожно ли хранить в эластичном - необязательно растягивающемся - баке газ водород под давлением?Нельзя. Кстати, "эластичном" и означает "растягивающемся".
ЦитироватьКакие тут известны трудности?Миграция водорода нафиг :)
ЦитироватьЭто Вояджеры? Коту под хвост?
И вы может не знаете, но какраз разъёмы папа-мама и стыкуются. А любой другой вариант это гомосексуализм.
ЦитироватьНет, "писал" мне не нада. Мне бы ссылочку.ЦитироватьТак ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?А Вы Pit'a спросите. Он об этом тоже писал. :wink:
ЦитироватьЭта история была на испытаниях Магеллана. Техник умудрился соединить два не стыкующихся разъема. Это были папа и мама, но совершенно разные папа и мама :oops:Такое вряд ли возможно. Обычно по ошибке втыкают папу в папу, а маму в маму или неодинаковые папу/маму воткнуть практически невозможно. По крайней мере до такой степени чтобы получился электрический контакт.
ЦитироватьТакое вряд ли возможно. Обычно по ошибке втыкают папу в папу, а маму в маму или неодинаковые папу/маму воткнуть практически невозможно. По крайней мере до такой степени чтобы получился электрический контакт.
ЦитироватьВояджер в МПК? Может НК?
ЦитироватьЭта история была на испытаниях Магеллана
ЦитироватьИмеется в виду, не просто эластичный мешок, помещённый в жёсткий металлический корпус, а именно целиком эластичные топливные баки. Применялись ли такие когда-нибудь? Рассматривались ли?Ну, если под "эластичными, но не растягивающимися" баками понимать нежесткие баки, то на "надувном" Атласе такие были :)
ЦитироватьЦитироватьМожно ли хранить в эластичном - необязательно растягивающемся - баке газ водород под давлением?Нельзя. Кстати, "эластичном" и означает "растягивающемся".
ЦитироватьЦитироватьИмеется в виду, не просто эластичный мешок, помещённый в жёсткий металлический корпус, а именно целиком эластичные топливные баки. Применялись ли такие когда-нибудь? Рассматривались ли?Ну, если под "эластичными, но не растягивающимися" баками понимать нежесткие баки, то на "надувном" Атласе такие были :)
ЦитироватьА вообще, я тоже не вижу у нежестких баков никаких преимуществ перед жесткими и особенно несущими баками. Вот внутри бака мягкие мембраны хорошо работают, а снаружи - не припомню такого.
ЦитироватьПро то, что у водорода маленькие молекулы, в курсе. Про то, что резиновый шарик сдувается за дни, тоже - ракеты, кстати, иногда хранят топливо куда меньше, чем дни. Да и однослойная тонкая (растягивающаяся) резина - явно не самый лучший материал для хранения водорода. А вот что может быть лучше?Я с чего начал? тритий мигрирует сквозь циркониевую стенку ТВЭЛа. И сквозь титановую стенку парогенератора.
Может, какое-нибудь серебрение стенок поможет? :)
ЦитироватьЦитироватьПро то, что у водорода маленькие молекулы, в курсе. Про то, что резиновый шарик сдувается за дни, тоже - ракеты, кстати, иногда хранят топливо куда меньше, чем дни. Да и однослойная тонкая (растягивающаяся) резина - явно не самый лучший материал для хранения водорода. А вот что может быть лучше?Я с чего начал? тритий мигрирует сквозь циркониевую стенку ТВЭЛа. И сквозь титановую стенку парогенератора.
Может, какое-нибудь серебрение стенок поможет? :)
0,127 мм стали в Центавре тоже годятся только для кратковременного хранения водорода.
Но это всё фигня.
Понимаешь, Саш, газообразный водород имеет массу, пренебрежимо малую, по сравнению с массой оболочки, если снаружи - вакуум. Предположим, что у нас материалом для хранения газообразного водорода служит титановая фольга любой толщины, которая нас устроит. Так вот - в одну и ту же массу металла можно запихать одну и ту же массу водорода, независимо от диаметра сосуда и давления в нём. И соотношение будет примерно таким - на 1 килограмм водорода 16,75 килограмма титана. Правда, килограмм водорода в воздухе - это 13,5 килограмм подъёмной силы, так что титановый аэростат вполне может взлететь при достаточно тонкой оболочке :)
Если мы титан заменим кевларом, масса оболочки уменьшится примерно втрое, но скорость миграции увеличится примерно на два порядка, поэтому можно рассчитывать только на двукратный выигрыш - остальное сожрёт лейнер.
Нет, жидкий водород хранить несравненно выгоднее, чем газообразный. В никель-водородных аккумуляторах хранят газообразный водород - это выгоднее, чем хранить его в виде гидрида, по удельной ёмкости на единицу массы выходит баш на баш, но никель-водородные сильно выигрывают по числу циклов и сроку службы (но проигрывают по уд. емкости на единицу объёма). Но там просто некуда деваться. А ракету имеет смысл заправлять только жидким водородом - лишь тогда число Циолковского оказывается приемлемым.
ЦитироватьХотелось бы найти какой-нибудь пластик, который с каким-нибудь покрытием на плёнке из этого пластика :) так, что плёнка ещё гибкая - и при сложении этой плёнки во сколько-то там слоёв - позволяет газообразный водород, может, даже под давлением, атмосфер до 40 - хранить с недельку. Понятно, что такой бак будет весить больше классических металлических для ЖВ, но всё же?Саш, проблема не в том, что этот бак будет тяжелее бака для жидкого водорода на столько же килограмм ЖВ, проблема в том, что он будет тяжелее водорода, который в состоянии вместить, притом, в разы! По самой оптимистичной прикидке, раз в шесть!
ЦитироватьВ МПК ПН Н-1 на стр. 181 заявлена как 70,56 тонн на орбите ИСЗ. Черток пишет (2-е изд., 4 том, стр. 94, например) - 90-93 тонны. Есть упоминания 95 тонн, на сайте Энергии - до 100 тонн. В 4-м полёте ПН была 90 тонн.
Какова ПН Н-1 и почему?
Цитировать95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
ЦитироватьТам много было всяких мероприятий, которые могли внедряться с разных летных машин.Цитировать95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
По-моему за счет использования переохлажденного кислорода.
ЦитироватьЦитировать95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
По-моему за счет использования переохлажденного кислорода.
Цитировать70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
ЦитироватьЦитировать70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
По-моему, МПК пишет 70,56 тонн для варианта Н-1 с 30 двигателями на 1-й ступени. Проверю...
ЦитироватьЦитироватьЦитировать70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
По-моему, МПК пишет 70,56 тонн для варианта Н-1 с 30 двигателями на 1-й ступени. Проверю...
Для КОНКРЕТНОГО изделия (№3Л). И не потому, что она больше поднять не могла.
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Ну, и что?
А вот согласно баллистическому расчету для изделия (правда, не помню, точно - 5Л или 7Л) стартовая масса была 2768 т, масса заправленной ракеты 2783 т, а масса ПГ не превышала 78 т. Зато и сверхгарантийные запасы топлива на 1 и 2 ступенях исчислялись десятками тонн. Ну, не загружали Н-1 на испытаниях полной нагрузкой. И что теперь?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Ну, и что?
А вот согласно баллистическому расчету для изделия (правда, не помню, точно - 5Л или 7Л) стартовая масса была 2768 т, масса заправленной ракеты 2783 т, а масса ПГ не превышала 78 т. Зато и сверхгарантийные запасы топлива на 1 и 2 ступенях исчислялись десятками тонн. Ну, не загружали Н-1 на испытаниях полной нагрузкой. И что теперь?
Теперь вернёмся к исходному вопросу :) . Какова грузоподъёмность Н-1?
Понятно, что сначала надо определить, что подразумевается под грузоподъёмностью. В связи с этим вопрос - что под этим подразумевать? :) Величину, заложенную при проектировании? Тогда какая величина была заложена (и откуда это известно)? Из Чертока? Или величину, достигнутую при стартах?.. что вроде выглядит как более сомнительный вариант... Опять же - меня настораживает, когда в МПК картинка с 30 двигателями и подпись - ПН 70 тонн.
Или мы будем говорить, что ПН - это то, что показывает наш собственный, частный, баллистический расчёт?..
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Ну, и что?
А вот согласно баллистическому расчету для изделия (правда, не помню, точно - 5Л или 7Л) стартовая масса была 2768 т, масса заправленной ракеты 2783 т, а масса ПГ не превышала 78 т. Зато и сверхгарантийные запасы топлива на 1 и 2 ступенях исчислялись десятками тонн. Ну, не загружали Н-1 на испытаниях полной нагрузкой. И что теперь?
Теперь вернёмся к исходному вопросу :) . Какова грузоподъёмность Н-1?
Понятно, что сначала надо определить, что подразумевается под грузоподъёмностью. В связи с этим вопрос - что под этим подразумевать? :) Величину, заложенную при проектировании? Тогда какая величина была заложена (и откуда это известно)? Из Чертока? Или величину, достигнутую при стартах?.. что вроде выглядит как более сомнительный вариант... Опять же - меня настораживает, когда в МПК картинка с 30 двигателями и подпись - ПН 70 тонн.
Или мы будем говорить, что ПН - это то, что показывает наш собственный, частный, баллистический расчёт?..
Avmich, Вы затеяли схоластический спор. Я Вам в своем первом же ответе указал, почему масса ПГ Н1-Л3С была меньше, чем у Н1-Л3 и на рисунке в МПК, который Вы приводите в качестве довода, это даже наглядно проиллюстрировано: вместо ЛОК использовался корабль Л1 без БО и отсутствовал ЛК. Грузоподъемность - это МАКСИМАЛЬНАЯ масса ПГ, который ракета может реально вывести на заданную орбиту. Расчетная грузоподъемность, как правило выше (на 15-20%), что создает т.н. резерв массы ПГ.
ЦитироватьНачало работам по комплексу положило Постановление Правительства от 23 июня 1960 года "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.".
Для проектных проработок ракеты-носителя (РН) Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, а применение на верхних ступенях в качестве горючего жидкого водорода позволяло увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.
ЦитироватьА вывод простой - поменьше верить одному источнику (в данном случае МПК) ;) .
Я вот помню (возможно, ещё из материалов Лескова и Голованова), что окончательная (в железе) масса целевой ПН (лунного пилотируемого комплекса Л3), которую Н1 должна была доставить на НОО - 98 т, по данным ЕМНИП из РККЭ. И последние лётные варианты такую ПН обеспечивали.
Кроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
На Н1Ф предполагалось форсирование НК-33/НК-43. Был описан в журнале "Авиация и Космонавтика".
ЦитироватьХм, нашлось.
Н1 с блоком СР и первым вариантом Л3М (СА сверху)
(http://s47.radikal.ru/i115/0904/77/0dd3fa3f8cd2.jpg) (http://www.radikal.ru)
http://www.starbase1.co.uk/n1/images/Diagrams%20and%20Plans/slides/N1--28_ru.html
Цитировать2. Синтин на сколько бы увеличил ПН на НЗО (для предельного керосинового варианта)? А к Луне?На этот вопрос без расчета ответить невозможно, а расчет трудоемок, да и более-менее точных характеристик Н1 у меня нет.
ЦитироватьAvmich, Вы затеяли схоластический спор.
ЦитироватьЯ Вам в своем первом же ответе указал, почему масса ПГ Н1-Л3С была меньше, чем у Н1-Л3 и на рисунке в МПК, который Вы приводите в качестве довода, это даже наглядно проиллюстрировано: вместо ЛОК использовался корабль Л1 без БО и отсутствовал ЛК.
ЦитироватьГрузоподъемность - это МАКСИМАЛЬНАЯ масса ПГ, который ракета может реально вывести на заданную орбиту.
ЦитироватьРасчетная грузоподъемность, как правило выше (на 15-20%), что создает т.н. резерв массы ПГ.
ЦитироватьКроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
ЦитироватьГоловная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
ЦитироватьЗначит, это некомпетентные источники. Масса собственно ГО составляла около 14т, а ДУ САС - около 7 т. Все это сбрасывалось, насколько помню, в начале АУТ 2-й ступени и не могло учитываться в массе ПГ.ЦитироватьГоловная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.
ЦитироватьЦитироватьЗначит, это некомпетентные источники. Масса собственно ГО составляла около 14т, а ДУ САС - около 7 т. Все это сбрасывалось, насколько помню, в начале АУТ 2-й ступени и не могло учитываться в массе ПГ.ЦитироватьГоловная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.
ЦитироватьЭто если бы до 2-й ступени дело дошло... :lol:
ЦитироватьC у3веренностью в 90% можно говорить, что делало его КБХМ. Четырёхкамерный двигатель открытой схемы с качанием основных камер и одним ТНА на компонентах ТГ-02/АК27И. Вот только какая у него была маркировка. По моим прикидкам или С5.3 или С5.5
ЦитироватьС5.5 это КТДУ Луны-9.
ЦитироватьЖРД вроде разрабатывают в основном на основе моделейОднако вообще без испытаний не обходятся, как и без перебора кучи вариантов конструкции. У Энергомаша имеется хорошая библиотека программ для расчета ЖРД + гигантский практический опыт, но даже там при разработке производной существующего двигателя делают много десятков испытаний.
ЦитироватьЦитироватьЖРД вроде разрабатывают в основном на основе моделейОднако вообще без испытаний не обходятся, как и без перебора кучи вариантов конструкции. У Энергомаша имеется хорошая библиотека программ для расчета ЖРД + гигантский практический опыт, но даже там при разработке производной существующего двигателя делают много десятков испытаний.
ЦитироватьЭнергомаш - это, конечно, лидер, но то, что они чего-то не делают или делают, не значит, что это обязательно.Проведение натурных испытаний сложнее, дороже и опаснее компьютерных (при условии, что уже есть хорошие модели, позволяющие просчитать и предсказать всё, что обычно получают испытаниями). Поэтому вряд ли Энергомаш стал бы возиться с натурными огневыми испытаниями при наличии хороших всеобъемлющих моделей.
ЦитироватьЦитироватьЭнергомаш - это, конечно, лидер, но то, что они чего-то не делают или делают, не значит, что это обязательно.Проведение натурных испытаний сложнее, дороже и опаснее компьютерных (при условии, что уже есть хорошие модели, позволяющие просчитать и предсказать всё, что обычно получают испытаниями). Поэтому вряд ли Энергомаш стал бы возиться с натурными огневыми испытаниями при наличии хороших всеобъемлющих моделей.
Отсюда можно сделать вывод, что даже у лидеров точность моделей пока не позволяет полностью исключить испытания.
Современные модели достаточно точно считают какие-то специальные хорошо изученные случаи, однако реальные режимы работы можно свести к этим случаям только с натяжкой.
ЦитироватьПомогите, кто смыслит:требуется получить электросоединение двух материаллов,нержавеющая сталь-медь.Поволока 0,65мм.Пайка и сварка- нельзя!Условия авиаборт,не герметизированно.
ЦитироватьНичего не понятно. Толи вы хотите спаять, но не можете. Толи на борту нельзя варить, а вы вынуждены все монтировать внутри. А спаять снаружи и соединить разъемами внутри нельзя. Почему сталь, термопары что-ли?
ЦитироватьСрок гарантии 10 лет.Медь по стали в жигулях,поэтому и теряется контакт!В жигулях к проводам припаиваются наконечники из стали. О чем и написано в п. 2 предыдущего поста.
ЦитироватьПомогите, кто смыслит:требуется получить электросоединение двух материаллов,нержавеющая сталь-медь.Поволока 0,65мм.Пайка и сварка- нельзя!Условия авиаборт,не герметизированно.В сантехнике положено соединять стальные и медные трубы через латунные фитинги. Причем на стороне меди пайка/пресс, стали - резьба. Работает естественно в том числе в воде.
ЦитироватьЯ так и не понял: почему не подходит клемная колодка?Если только керамика, но контакты будут быстро окисляться, ненадежно.
ЦитироватьЦитироватьЯ так и не понял: почему не подходит клемная колодка?Если только керамика, но контакты будут быстро окисляться, ненадежно.
ЦитироватьТермоусадочной трубкой с клеевым слоем загерметизировать. :roll:700 ГРАДУСОВ ЦЕЛЬСИЯ :!: :!: :!:
ЦитироватьЦитироватьТермоусадочной трубкой с клеевым слоем загерметизировать. :roll:700 ГРАДУСОВ ЦЕЛЬСИЯ :!: :!: :!:
ЦитироватьЕсли не окисляются сами провода то почему будет окисляться колодка? В авиации термопары измерения температуры газов за турбиной соединяются на клемных колодках.ЦитироватьЯ так и не понял: почему не подходит клемная колодка?Если только керамика, но контакты будут быстро окисляться, ненадежно.
ЦитироватьВ авиации термопары измерения температуры газов за турбиной соединяются на клемных колодках.Обычно у термопар длинные концы. Какая температура там, где они присоединяются к колодкам?
ЦитироватьОбычно у термопар длинные концы. Какая температура там, где они присоединяются к колодкам?Есть и такие термопары у которых концы другим концом крепятся к колодке непосредственно на самой термопаре. Соединение там естественно не биметаллическое, но ничего не окисляется это точно. Ну а там где концы присоединяются к обычной проводке там температуры градусов сто, во всяком случае ниже предела прочности дюраля.
ЦитироватьЕсть и такие термопары у которых концы другим концом крепятся к колодке непосредственно на самой термопаре.Пардон, нефтупил. Колодки ставят прямо на сопло? :shock:
ЦитироватьПардон, нефтупил. Колодки ставят прямо на сопло? :shock:Клеммы находятся непосредственно на "жопке" термопары. Термопара воткнута в сопло, "жопка" естественно торчит наружу. Например на двигателе АИ-24.
Или это военно-воздушный юмор?
ЦитироватьКлеммы находятся непосредственно на "жопке" термопары. Термопара воткнута в сопло, "жопка" естественно торчит наружу. Например на двигателе АИ-24.Понятно. Подозреваю, что там уже далеко не 700С, но Вы дайте тов. Местному наводочку, может ему такие клеммы подойдут, и будет человеку счастье :D . Сварка, конечно, по-любому надежнее и компактнее, но не всегда удобна. Что лучше - технологам решать.
ЦитироватьА я вобще не понял в чём проблема?Проблема в том,чтобы обеспечить гарантированную величину переходного сопротивления между двумя железками в заданных условиях эксплуатации (диапазона температур, влажности, давления, агрессивных сред, вибрации и т.д.) на весь период эксплуатации.
ЦитироватьУ меня вопрос.Интересный вопрос пропал...
Возможно ли получить выиграш при полете к Марсу путем гравитационного маневра возле Луны и Земли?
По трем сценариям- старт с ЛЕО, с Л1 и с ЛЛО
ЦитироватьКстати еще насчитал для 2 ступени: кислород+водород , 20 атм в камере 0.01 на срезе дают что-то около 410-420 с УИ. Учитывая что возможен наддув компонентами топлива все выглядит весьма заманчиво.А с учетом плотности топлива не очень.
ЦитироватьА теперь внимание! Кислород+водород в КС 40 атм дают что-то в районе 430, как у движка Ариан-5:)У Н-7В, который на верхней ступени Арианы, 446 с при 36 атм и открытой схеме.
ЦитироватьТ.е. в КС будет на 15 атм меньше чем в наддутом баке? Эти 15 атм избытка сохранятся для давлений в КС в районе 40-60 атм?При абляционно-завесном охлаждении можно и в 10 атм перепада уложиться, только вытеснительной подаче на первой ступени это не поможет.
ЦитироватьП.С. Эх, Фрейнира бы уговорить рассчитать насколько баки под давления 50-60 атм будут тяжелее обычных...Где-то Шестопёр заводил тему про ступени с вытеснительной подачей, там это обсуждалось. Можете за основу первые ступени Диамантов взять, только нужно учесть, что плотность топлива там в 1,5 раза выше кислород-метана. Ну и помимо баков про массу системы подачи нужно не забывать.
ЦитироватьВообще-то я ориентировался на существующие двигатели.
ЦитироватьКонкретно про форсунки не скажу, но типичный суммарный перепад между баками и КС именно 5-10 атм, а не 15. Например, Вексин с 1-й ступени Диаманта-А имел давление в КС 18 атм и 24 атм в баках; двигатель 3-й ступени Европы-1 с регенеративным, кстати, охлаждением - 10 атм в камере и 19,5 атм в баке горючего; Аестус - 11 атм в камере и 18 атм в баках. Апогейники и прочие мелкодвигатели в основном тоже в этом диапазоне находятся.
ЦитироватьСравнивать перепады давления на форсунках и в рубашке охлаждения при вытеснительной и насосной подаче, да еще и используя в качестве примера предельный РД-170, некорректно.
ЦитироватьНи у кого никаких идей?Ну так температура известна (и где-то тут даже пробегал её профиль во время посадки, правда, только для самых теплонагруженых частей).
ЦитироватьЭто, видимо, ещё надо умножить на площадь поверхности?Да, конечно.
ЦитироватьДля этого как раз и хочется уменьшить нагрузки на аппарат при спуске, ценой в первую очередь уменьшения доли ПН. Удлинить время прохождения атмосферы, успеть сбросить энергию в виде тепла, при этом не нагревая слишком аппарат...Если мы пытаемся минимизировать тепловые нагрузки, то как раз чем быстрее - тем лучше.
ЦитироватьЦитироватьДля этого как раз и хочется уменьшить нагрузки на аппарат при спуске, ценой в первую очередь уменьшения доли ПН. Удлинить время прохождения атмосферы, успеть сбросить энергию в виде тепла, при этом не нагревая слишком аппарат...Если мы пытаемся минимизировать тепловые нагрузки, то как раз чем быстрее - тем лучше.
ЦитироватьА удлиннить время спуска, ИМХО, можно только крылом. Ну или не крылом, но чтобы аэродинамическое качество было как можно больше - чтоб не слишком быстро снижаться в процессе торможения, ведь плотность-то атмосферы очень быстро растёт.
ЦитироватьЕсли мы будем иметь просто бОльшую площадь у той же "фары" на той же траектории, то затормозимся лишь чуть раньше (в менее плотных слоях), а время торможения, скорости - будут всё те же самые (как и перегрузки). Более того, чем больше аппарат и более распределено усилие, тем больше проблем с прочностью и нагревом внутренностей.
ЦитироватьАвмич, так какая доля энергии уходит в излучение у Шаттла/Бурана?
ЦитироватьГоворят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
2. тепло не успевает дойти вглубь ТЗП и существенно нагреть силовую конструкцию из аллюминиевых сплавов (а сразу после остановки на полосе, к челноку подъезжает спецмашина и продувает конструкцию для охлаждения, и строго говоря, также, вроде и для нейтрализации несгоревшего топлива движков ориентации).
ЦитироватьВторое понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?Не уверен, что именно всегда большая, но такое легко может быть: температура-то - в четвёртой степени. А время в конечном выражении - всего лишь в первой.
ЦитироватьА зачем нам "на той же траектории"? У СА Союза есть аэродинамическое качество, если мы уменьшили массу аппарата на единицу площади, то разве не оказывается возможным даже для той же формы снижаться медленнее?Наверное, да. Но раз мы раньше потеряем скорость, нам потребуется выше АК для удержания в атмосфере той же плотности... разве нет?
ЦитироватьНо при этом имеются возможности по аэродинамике, лучшие, чем, скажем, на Шаттле.Но разве нам при этом не потребуется крыло (пусть интегрированое, но уже достаточно развитое)?
ЦитироватьТакой, например, вопрос - как зависят минимальные перегрузки при входе на второй к.с. от аэродинамического качества, при условии, что, скажем, выше, ну пусть 350 км (с запасом?) обратно в космос выпрыгивать нельзя (чтобы пояса не проходить)?Здесь нужен кто-то хорошо разбирающийся в сверх- и гипер- звуке. :\
ЦитироватьОбщее количество тепла можно принять равным кинетической энергии.ЦитироватьГоворят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
2. тепло не успевает дойти вглубь ТЗП и существенно нагреть силовую конструкцию из аллюминиевых сплавов (а сразу после остановки на полосе, к челноку подъезжает спецмашина и продувает конструкцию для охлаждения, и строго говоря, также, вроде и для нейтрализации несгоревшего топлива движков ориентации).
Второе понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?
ЦитироватьТакой чисто технический вопрос. А кто нибудь знает, с какой максимальной скоростью можно обновлять измерения в GPS датчиках? Другими словами, какая минимальная разность между двумя изменениями по времени?Примерно миллисекунда.
ЦитироватьЦитироватьТакой чисто технический вопрос. А кто нибудь знает, с какой максимальной скоростью можно обновлять измерения в GPS датчиках? Другими словами, какая минимальная разность между двумя изменениями по времени?Примерно миллисекунда.
Ёмкость канала - примерно мегабит/с, размер корреляционного кадра - килобит, для измерения желательно, всё же, как минимум один кадр. Разумеется, предполагаем, что у нас как минимум четырёхканальный приёмник, а приём идеальный.
Чисто теоретически - можно ещё быстрее, но это уже сопряжено с допущениями, ограничениями и проблемами.
На практике GPS-приёмники толкают данные с частотой единиц-десятков Гц, не чаще.
А зачем это надо?
ЦитироватьЦитироватьВторое понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?Не уверен, что именно всегда большая, но такое легко может быть: температура-то - в четвёртой степени. А время в конечном выражении - всего лишь в первой.
ЦитироватьЦитироватьА зачем нам "на той же траектории"? У СА Союза есть аэродинамическое качество, если мы уменьшили массу аппарата на единицу площади, то разве не оказывается возможным даже для той же формы снижаться медленнее?Наверное, да. Но раз мы раньше потеряем скорость, нам потребуется выше АК для удержания в атмосфере той же плотности... разве нет?
ЦитироватьЗдесь нужно какого-то мудрого аэродинамика, что "чисто интуитивно" (то есть, прикидка типа "пол-палец-потолок") кажется, что большой выгоды тут не будет.
ЦитироватьЦитироватьНо при этом имеются возможности по аэродинамике, лучшие, чем, скажем, на Шаттле.Но разве нам при этом не потребуется крыло (пусть интегрированое, но уже достаточно развитое)?
ЦитироватьЦитироватьТакой, например, вопрос - как зависят минимальные перегрузки при входе на второй к.с. от аэродинамического качества, при условии, что, скажем, выше, ну пусть 350 км (с запасом?) обратно в космос выпрыгивать нельзя (чтобы пояса не проходить)?Здесь нужен кто-то хорошо разбирающийся в сверх- и гипер- звуке. :\
ЦитироватьСпасибо! Да тут просто попробовал оценить возможные погрешности определения скорости при больших ускорениях и уперся в этот момент.Только в этот? :)
ЦитироватьПадение со 100 км на Земле в вакууме - это всего sqrt(2*10*100000) = 1,5 км/с = 5 М скорости. С одной стороны, скорость у аппарата будет в основном не от падения, а собственная. С другой, за счёт скорости аппарат может "сидеть" в более разреженных слоях, где теплопоток мал (в отличие от температуры торможения). Собственно, есть два встречных механизма - чем меньше температура поверхности, тем меньше рассеяние и, соответственно, большая энергия нагревает аппарат, и наоборот, чем дольше идёт спуск, тем больше времени на рассеяние тепла.Вообще говоря, 900К - это довольно большое значение. Но тут действительно есть интересная возможность: можно увеличить теплоизоляцию, чтобы при малом тепловом потоке иметь такую температуру на поверхности. На Шаттле это не прошло, потому что при недостаточном теплоотводе внутрь (а больше и некуда отвадить) поверхность просто сгорит.
Надо посчитать, если, скажем, ограничить температуру поверхности каким-нибудь небольшим удобным значением, скажем (?) 900 К, то за какое время аппарат рассеет энергию второй к.с. :)
ЦитироватьЕщё один отвлечённый технический вопрос.
Какую долю энергии при спуске в атмосфере СА (абстрактный) рассеивает излучением со своей поверхности? То есть, если убрать...
ЦитироватьГоворят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
ЦитироватьЕсли мы будем иметь просто бОльшую площадь у той же "фары" на той же траектории, то затормозимся лишь чуть раньше (в менее плотных слоях), а время торможения, скорости - будут всё те же самые (как и перегрузки).
Цитироватьведь энергия в отброшенном аппаратом потоке - гораздо больше. Нельзя ли здесь как-то намудрить с аэродинамикой/формой аппарата, чтобы максимизировать именно её?
ЦитироватьВообще-то медленное торможение планированием в верхних слоях прикидывали еще в 1960-х, и вполне резонно заключили что просто некуда девать избыточное тепло - торможение с нагревом есть а атмосферы (теплоотвода) практически нет.
ЦитироватьА демонстратор просто имеет очень большую площадь поверхности при очень малой массе - где-то читал что японцы хотели с орбиты бумажный самолетик запустить и всерьез рассчитывали что он успешно спустится.
ЦитироватьВообще тут где-то были разные вариянты
http://forums.airbase.ru/2007/06/t55982--spusk-s-orbity-i-teplozaschita-ka.html
ЦитироватьЦитироватьСпасибо! Да тут просто попробовал оценить возможные погрешности определения скорости при больших ускорениях и уперся в этот момент.Только в этот? :)
А погрешности при единичном измерении не смущают? Или это очень большие скорости?
ЦитироватьА вариант с АК больше шаттловского есть?
ЦитироватьДанные про уровень погрешности при единичном измерении как раз есть. :)Тут главное не попутать погрешность, единичного измерения и ту, которую даёт модуль GPS (он выдаёт усреднённый результат сотен-тысяч измерений, чем больше усредняем - тем точнее результат). Опубликованые везде цифры "погрешности" учитывают многократное измерение и усреднение результата.
ЦитироватьВообще-то медленное торможение планированием в верхних слоях прикидывали еще в 1960-х, и вполне резонно заключили что просто некуда девать избыточное тепло - торможение с нагревом есть а атмосферы (теплоотвода) практически нет.
ЦитироватьА демонстратор просто имеет очень большую площадь поверхности при очень малой массе
ЦитироватьИзлучение, конечно. В те же 60, точнее, кажется, ещё раньше, в 40-е - Зенгер (Келдыш?) рассматривали излучение даже тогда, когда аппарат выпрыгивает из атмосферы - воздуха нет вообще, а охлаждение идёт.
ЦитироватьКитай вообще деревянные модели с орбиты спускал :)
Цитироватьправда, по условиям задачи не подходит - там организовывается абляция (хороших пород дуба, не иначе).
ЦитироватьПри спусках ВА ТКС на затенённых участках даже бумага не догорала - что, видимо, подтверждает тезис Факира о том, что затуплённое тело с отсоединённым скачком хорошо переводит энергию в воздух помимо собственного нагрева.
ЦитироватьА вот какую площадь поверхности надо иметь, чтобы успевать остывать...
ЦитироватьНе думаю, что для такой задачи будет такая уж принципиальная разница - хороший дуб или паршивая сосна :)Может быть Вишня? :D фиг сожгёшь.
Ну, чисто навскидку, конечно. Сосна выглядит даже чутка получше, бо меньше плотность :)
ЦитироватьЦитироватьНе думаю, что для такой задачи будет такая уж принципиальная разница - хороший дуб или паршивая сосна :)Может быть Вишня? :D фиг сожгёшь.
Ну, чисто навскидку, конечно. Сосна выглядит даже чутка получше, бо меньше плотность :)
ЦитироватьГоловной обтекатель БРПЛ "Trident -1" изготовлен из специального елового шпона, а его носовая часть - из фенольного стеклопластика. В зарубежной печати отмечается, что применение специального елового шпона обеспечило значительно лучшие характеристики головной части при выходе из атмосферы, чем другие испытывавшиеся материалы. При этом с выходом из плотных слоев атмосферы происходит обугливание только наружного слоя обтекателя, а остальные слои обеспечивают хорошую защиту приборного отсека и элементов ГЧ. Сброс (и увод с траектории полета ракеты) обтекателя производится на участке работы двигателя второй ступени с помощью твердотопливных двигателей.
ЦитироватьНе хочу показаться назойливым :) , но повторю свой вопрос.
Так как он для меня важен.
Увидел обсуждение возможностей GPS, и, надеюсь, кто то может пролить свет на такой технический вопрос.
Есть ограничение COCOM, о котором упоминается в даташитах на модули GPS, конкретней, что они не будут выдавать данные при одновременном превышении высоты (более 18 км) и скорости (более 500м/с), цифры пишу по памяти, они могут быть не совсем точными, но где то так.
Так что же выдает этот модуль в таком случае?
Насколько быстро он возобновит выдачу данных при уменьшении одного из параметров ниже указанной границы?
Может кто то слышал о взломанном ограничении и в каких модулях?
В модули Глонасс/GPS эти границы тоже закладываются?
ЦитироватьА вам зачем? :wink:
ЦитироватьТам ещё и на ускорение лимит в 1 "Же"
Хакеры научились снимать эти ограничения у старых приёмников SIRF II с какими-то индексами, с SIRF III пока прогресса в этом направлении нет.
Утверждается, что чип выдаёт правильные координаты практически мгновенно, после снятия критерия запрета. Практически - доли секунды, максимум - одна секунда.
Цитироватькачайте "Водород.Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение" Справочник. изд Химия 1989гhttp://letitbit.net/download/3119.d30b427e53022a400f25fb86c/Vodorod._Spravochnik.rar.html
ЦитироватьНасколько больше груз можно вывести на круговую 19 000 км чем на ГСО? Судя по тому что Навстары или Глонассы летают там радиации на такой высоте уже мало и можно лететь далее на ГСО на ионнниках...Тут дело вовсе не в радиации.
ЦитироватьПочему ЖВ сложно хранить на орбите долго?
В том смысле, что вокруг вакуум, и если закрыться от внешних эмиттеров тепла зеркальной плёнкой, известной как ЭВТИ, то вроде бы нагреву неоткуда браться.
В чём тут дело?
ЦитироватьНу, про то, что весь орто- переводится в пара-, ещё Кларк писал, с катализатором на окиси железа. ЖВ, который идёт в космос в баках РБ, уже весь пара-.При чем тут Кларк? Орто-пара конверсия еще во времена Камерлинг-Оннеса изучена.
Теплота испарения - да, но если бак имеет ограниченный тепловой контакт с другими частями системы, и закрыт от прямых тепловых лучей ЭВТИ, то, мне кажется, тепловой поток можно иметь и меньше, чем 0,24 Вт, как я понимаю, на м2. Или нет, и в этом дело? То есть, вопрос такой - каковы причины испарения водорода, на самом деле, если, конечно, это известно - и я уверен, известно?
ЦитироватьЦитироватьНу, про то, что весь орто- переводится в пара-, ещё Кларк писал, с катализатором на окиси железа. ЖВ, который идёт в космос в баках РБ, уже весь пара-.При чем тут Кларк? Орто-пара конверсия еще во времена Камерлинг-Оннеса изучена.
Теплота испарения - да, но если бак имеет ограниченный тепловой контакт с другими частями системы, и закрыт от прямых тепловых лучей ЭВТИ, то, мне кажется, тепловой поток можно иметь и меньше, чем 0,24 Вт, как я понимаю, на м2. Или нет, и в этом дело? То есть, вопрос такой - каковы причины испарения водорода, на самом деле, если, конечно, это известно - и я уверен, известно?
ЦитироватьНа орбите теплопотери идут
1) через ЭВТИ - зависит от "вакуума" за бортом, как наклеено, куда солнышко светит и тп
Цитировать2) опоры бака (при старте несут нагрузку) - довольно хреновый теплоизолятор
Цитировать3) многочисленные трубочки (и столб газа в них) - тоже хреновый теплоизолятор.
Цитировать0,28 Вт - очень малый теплоприток, к примеру теплоприток от орбитального ИК детектора примерно такой же, соответственно для бочки с криоагентом будет намного больше.
Конечно если задаться целью соорудить все можно. Вот были спутники ИК наблюдения с сублимационным криогеным охлаждением так для них криоагента на ~1,2 года полета хватало.
ЦитироватьПовторил расчёт Гекаты - оказывается, не так его понял, 0,28 Вт - это не на кв. м поверхности, а на всю сферу диаметром 1 м. Хотя, конечно, 1% в неделю - это для многих применений величина приемлемая.
ЦитироватьИзучена да, а Кларк - вот этот, http://en.wikipedia.org/wiki/John_D._Clark - просто писал об этом хорошо. Уверен, сильно лучше Камерлинг-ОннесаПишут на заборе :D. А вот теория-другое дело. Кстати интересно, при замене водорода хотя бы на нормальный на первой ступени энергетика должна чуствительно подрасти. Где желающие?
ЦитироватьЭВТИ не наклеивают. ЭВТИ обматывают. Во много слоёв. Между слоями - вакуум, и действительно, требуется хороший вакуум, чтобы ЭВТИ работала. Но на орбите работает хорошо.Кто как, кто как :D, бывает всякое. Кстати ЭВТИ надо сверху кожухом защитить, ибо мало ли чего сядет. Так что просто обмотать - не годится.
Цитироватьно алюминиевой балкой толщиной в палец закреплён на раме, которая подставлена Солнцу, конечно, эта рама нагревателем будет.Нет на алюминии внутрений сосуд не крепят - там цепи (на земле) либо слоистые опоры металл-пластик.
ЦитироватьНет, интересно, как эта проблема стоит перед людьми типа разработчиков, скажем, Центавра. Или КВРБ (или как там он сейчас называется).Господи в чем проблема :shock:. ЭВТИ, опоры - вылизанно, вопрос в технологии. Теплопроток по трубочкам~мощности разгонного блока. Что тут оптимизировать?
ЦитироватьКакова ХС, масса топлива и конечная масса (на момент окончания АУТ) Space Ship One ?
В вики указана сухая масса 1200 кг и стартовая 3600. Уи двигателя 2450 м/с.
Если предположить что масса ПН (экипажа) составляет 400-500 кг а все остальное - топливо, то с учетом УИ получается ХС почти 2 км/с.
Даже если предположить, что указан максимальный УИ, а средний 2200 м/с - получается 1780 м/с ХМ.
Максимальная скорость на момент окончания АУТ заявлена порядка 1 км/с.
Как это возможно? Не могут же потери (гравитационные и на управление) составлять 50% от скорости? Или для вертикально стартующих суборбитальников таки могут?
ЦитироватьКаковы температура и давление азота после испарителя?(http://www.lpre.de/upload/R7_N2.jpg)
ЦитироватьГость 22, если вас не затруднит.
Допустим, нет конструкционных ограничений по температуре в кислород-керосиновом ЖРД. Стал бы рости УИ с ростом температуры?
ЦитироватьГость 22, если вас не затруднит.Если Вы имеете ввиду температуру генераторного газа, то ее рост позволил бы поднять давление в камере. Рост давления в камере приводит к повышению удельного импульса.
Допустим, нет конструкционных ограничений по температуре в кислород-керосиновом ЖРД. Стал бы рости УИ с ростом температуры?
ЦитироватьЧуть дополню.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
ЦитироватьИнформация к размышлению:
1) Здесь на форуме мелькала информация, что на движках семейства РД-170 потери УИ на завесы достигают ~10 c.
Цитировать3) Повышение УИ на движках Союзов серии ФГ получено, как я понял, за счет оптимизации внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива.
ЦитироватьА разъяснить?ЦитироватьЧуть дополню.АльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
ЦитироватьНе доводите идею до абсурда. В условии как раз упоминался случай, когда ограничений по тепловому режиму НЕТ. То есть отказаться от завесы, БЕЗ снижения давления. ;) И изменить соотношение по критерию максимального УИ.ЦитироватьИнформация к размышлению:Двигатель как раз оптимизирован на максимальный УИ. Если снизить давление в 5 раз - то можно отказаться от завесы. Но УИ почему-то в итоге упадет...
1) Здесь на форуме мелькала информация, что на движках семейства РД-170 потери УИ на завесы достигают ~10 c.
ЦитироватьДа, замена ~300 двухкомпонентных форсунок на ~1000 однокомпонентных. Я помню. Это позволило улучшить смешение и полноту сгорания в камере - об этом и речь.Цитировать3) Повышение УИ на движках Союзов серии ФГ получено, как я понял, за счет оптимизации внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива.Новая форсуночная головка, ну собственно это и есть "оптимизация внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива."
ЦитироватьАльфаОК != 0 и в двигателях без завес.не равен 1 ;)
ЦитироватьОтказ от завес позволяет приблизиться к оптимальному соотношению компонентов, при котором достигается максимальный УИ, а не к стехиометрии.ЦитироватьА разъяснить?ЦитироватьЧуть дополню.АльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
Не помню я уже этот термин, простите.
ЦитироватьНе доводите идею до абсурда. В условии как раз упоминался случай, когда ограничений по тепловому режиму НЕТ. То есть отказаться от завесы, БЕЗ снижения давления. ;) И изменить соотношение по критерию максимального УИ.
ЦитироватьЦитироватьАльфаОК != 0 и в двигателях без завес.не равен 1 ;)
ЦитироватьОтказ от завес позволяет приблизиться к оптимальному соотношению компонентов, при котором достигается максимальный УИ, а не к стехиометрии.Да, верно. Я это и хотел сказать, впопыхах перепутал. В приведенной у hecata цитате так и написано. ;)
Цитировать... В бортовой инструкции о клапане написано только следующее: "В случае посадки на воду и при невозможности открыть люк из-за волнения моря, а так же в случае длительного отсутствия групп поиска (более часа), космонавтам разрешается открыть вентиляционный клапан.Почему не пробка на резьбе с рукояткой,из каких соображений клапан?
Через час после посадки разрешается открыть!!!, а он открылся на высоте 170 км. Вот в чем причина гибели экипажа "Союза-11".
Цитировать... Вообще-то, из соображений центровки практически на всех кислородно-керосиновых РН бак кислорода находится сверху, а бак керосина - внизу. ;)Странно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock:
ЦитироватьСтранно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock::shock: :lol: кислород по удельной плотности намного легче керосина
ЦитироватьЦитировать... Вообще-то, из соображений центровки практически на всех кислородно-керосиновых РН бак кислорода находится сверху, а бак керосина - внизу. ;)Странно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock:
ЦитироватьКак раз наоборот.ЦитироватьСтранно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock::shock: :lol: кислород по удельной плотности намного легче керосина
ЦитироватьИмхо так ничего не сэкономится. всё станет только сложнее и хуже. (Спасибо за "экспертную оценку". Что станет сложнее, это понятно. Но почему хуже?
ЦитироватьТакие схемы не зарегулируешь по стабильности внутренних процессов, особенно на переменных режимах.Не очень понятно, в чём основные проблемы. Вроде подачей компонентов на каждую "ступень" отдельно можно регулировать. Ну алгоритмы сложные, но сейчас это вроде не такая уж проблема?
ЦитироватьВ открытой схеме мятый газ имеет низкое давление и дожигать его сложно.Конечно, имелость ввиду что давление в первой "ступени" будет высокое, скорее ближе к замкнутой схеме. А в чём проблема с дожиганием достаточно горячей смеси "водяной пар + водород", с большой долей водорода? Сжигают же в авиационных двигателях воздух с его 80% процентами инертного азота. И давление там вполне умеренное.
ЦитироватьТоварищи, помогите разобраться с таким вопросом: где у ЖРД 8Д44 коллектор подвода горючего к камере сгорания (у среза сопла или между критикой и срезом)?А чем Вас не устраивает ответ, приведенный Вами в п.2? Там написано, что подводится сначала на коллектор у среза (коллектор 1) и из него 50% перебрасывается коллектор между критикой и срезом (коллектор 2). Два потока от двух коллекторов объединяются в районе коллектора 2 и далее охлаждая камеру движутся в сторону форсуночной головки.
Почему возник такой вопрос.
За то, что горючее подводится к срезу:
1. ПГС ЖРД
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21891.jpg)
Сайт www.lpre.de
2. Описание ПГС
"Горючее по двум подводящим трубопроводам поступает в коллектор, откуда 50% расхода поступает в охлаждающий тракт нижнего блока сопла, а остальная, минуя охлаждающий тракт нижнего блока сопла по двум трубопроводам, перебрасывается в коллектор верхнего блока. Это позволяет при достаточно надёжном охлаждении камеры снизить гидравлическое сопротивление тракта охлаждения камеры."
Сайт www.lpre.de
3. Схему камеры:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21892.jpg)
4. Фотография УР-200
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_031/images/IMG_2657.jpg)
Сайт www.novosti-kosmonavtiki.ru
За то, что горючее подводится к коллектору, расположенному между критикой и срезом:
1. Фотографии:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21893.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21894.jpg)
Сайт www.lpre.de
2. ЖРД 8Д44, выставленный в демзале нашей кафедры, имеет подвод НДМГ имеено в таком варианте - без коллектора на срезе и отводящих трубопроводов.
ЦитироватьА чем Вас не устраивает ответ, приведенный Вами в п.2? Там написано, что подводится сначала на коллектор у среза (коллектор 1) и из него 50% перебрасывается коллектор между критикой и срезом (коллектор 2). Два потока от двух коллекторов объединяются в районе коллектора 2 и далее охлаждая камеру движутся в сторону форсуночной головки.Тем, что на некоторых двигателях это не так - подвод всего расхода горючего идёт на коллектор между критикой и срезом.
ЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.ЦитироватьА чем Вас не устраивает ответ, приведенный Вами в п.2? Там написано, что подводится сначала на коллектор у среза (коллектор 1) и из него 50% перебрасывается коллектор между критикой и срезом (коллектор 2). Два потока от двух коллекторов объединяются в районе коллектора 2 и далее охлаждая камеру движутся в сторону форсуночной головки.Тем, что на некоторых двигателях это не так - подвод всего расхода горючего идёт на коллектор между критикой и срезом.
Я специально ходил в демзал кафедры - там стоит вариант двигателя именно с единым коллектором.
ЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.Это понятно. Меня удивляет, что один и тот же двигатель имеет разные схемы подвода горючего.
ЦитироватьТак я прямо там же сразу и написал.ЦитироватьИмхо так ничего не сэкономится. всё станет только сложнее и хуже. (Спасибо за "экспертную оценку". Что станет сложнее, это понятно. Но почему хуже?
ЦитироватьДа, можно. Да, алгоритмов много. Но несмотря на это на пусковых и переменных режимах большинство новых движков горят и взрываются, а на основных режимах не добирают характеристик.ЦитироватьТакие схемы не зарегулируешь по стабильности внутренних процессов, особенно на переменных режимах.Не очень понятно, в чём основные проблемы. Вроде подачей компонентов на каждую "ступень" отдельно можно регулировать. Ну алгоритмы сложные, но сейчас это вроде не такая уж проблема?
ЦитироватьЭто вообще-то происходит достаточно регулярно, когда конструкция дорабатывается и совершенствуется по результатам натурных испытаний (или, как говорит Salo, в более поздних модификациях).ЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.Это понятно. Меня удивляет, что один и тот же двигатель имеет разные схемы подвода горючего.
ЦитироватьНе соглашусь. Мне представляется, что вариант с одним коллектором и есть усовершенствованный вариант, а не тот, что в описании. С одним коллектором и масса меньше и конструкция проще и стоимость меньше.ЦитироватьЭто вообще-то происходит достаточно регулярно, когда конструкция дорабатывается и совершенствуется по результатам натурных испытаний (или, как говорит Salo, в более поздних модификациях).ЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.Это понятно. Меня удивляет, что один и тот же двигатель имеет разные схемы подвода горючего.
Мне кажется, в приведенной Вами цитате как раз намёк на описание усовершенствованного варианта.
ЦитироватьС одним коллектором и масса меньше и конструкция проще и стоимость меньше.А гидросопротивление и результирующий УИ ?
ЦитироватьДа, суммарное гидросопротивление будет выше, но не на много, поскольку доля сопротивления на участке сопла между двумя коллекторами незначительна по сравлению с общим сопротивлением тракта горючего. При неизменной геометрии камеры и тяги и, следовательно, давлении в камере, удельный импульс не изменится.ЦитироватьС одним коллектором и масса меньше и конструкция проще и стоимость меньше.А гидросопротивление и результирующий УИ ?
Но может быть Вы и правы, не буду настаивать - но тут вопрос, существуют ли вообще две модификации?
По двум нижним снимкам С-300 видно, что это просто движок без нижней секции сопла (в демзалах такое не редкость, экспериментальная матчасть - движки можно отрабатывать и без нижней секции), соответственно вопрос - а правильно ли им понята конструкция схемы подвода?
ЦитироватьПо двум нижним снимкам С-300 видно, что это просто движок без нижней секции сопла (в демзалах такое не редкость, экспериментальная матчасть - движки можно отрабатывать и без нижней секции), соответственно вопрос - а правильно ли им понята конструкция схемы подвода?Во-первых, спасибо всем за ответы.
ЦитироватьОхлаждениеhttp://lpre.de/energomash/RD-253/index.htm
Рис.6. Схема охлаждения камеры
Охлаждение камеры сгорания комбинированное наружное и внутреннее. Наружное охлаждение обеспечивается протоком горючего по межрубашечному пространству камеры, а внутреннее организовано подачей части "Г" через отверстия в стенках поясов завесы на внутреннюю поверхность нижней части КС.
Поступающее из коллектора (б) в межрубашечное пространство горючее разветвляется на два потока, один из которых направляется к критическому сечению, другой к срезу сопла. На срезе сопла последний собирается в коллекторе (а) и по перепускным трубопроводам поступает в коллектор (в) бандажа, здесь же оба потока соединяются. Далее, проходя по зарубашечному пространству цилиндра КС, горючее поступает в ФГ и через форсунки впрыскивается в камеру.
Разделение "Г" на два потока позволило уменьшить высоту зарубашечной щели на большей части поверхности камеры сгорания, что существенно снизило вес камеры без ущерба для качества охлаждения.
ЦитироватьВ 1983 г. в КБХА начались работы по созданию двигателя РД-0255 (ведущие конструкторы Я.И. Гершкович, В.П. Пилипен-ко, Ю.Н. Сверчков) для второй ступени модернизированной самой мощной боевой ракеты РС-20 (генеральный конструктор В.Ф. Уткин). Для выполнения технических требований разработчика ракеты было принято оптимальное и в то же время необычное решение. За основу был взят двигатель РД-0228, созданный в КБХА для первой модификации РС-20. Его форсировали по тяге на 10 % и разместили («утопили») в баке горючего. Серьезная конструктивная, технологическая и производственная работа, проделанная специалистами КБХА, помогла не только достичь требуемых характеристик, но и обеспечить длительное хранение и эксплуатацию изделия в составе ракеты.
В 1987 г. КБ машиностроения (генеральный конструктор И. И. Величко) приступило к созданию боевой ракеты морского базирования РСМ-54 с высокими техническими и эксплуатационными характеристиками. КБХА взялось за разработку двигателя РД-0243 (главный конструктор В.П. Козелков) для первой ступени этой ракеты. При этом был использован опыт размещения двигателя в баке с горючим и обеспечено высокое давление в камере сгорания. Тщательная конструкторская, технологическая и экспериментальная отработка позволила внедрить изделие в серийное производство и сдать его в эксплуатацию. По своим энергомассовым характеристикам РД-0243 до сих пор является наиболее совершенным из всех существующих двигателей такого класса.
ЦитироватьПервая ступень. Длина первой ступени (от среза сопел до бака окислителя второй ступени) составляет 7,3 м, масса заправляемого топлива – 22,3 т. Первая ступень включает в себя: единую обечайку топливных баков (бак окислителя расположен сверху), межбаковое днище в форме сегмента сферы, днище бака горючего конической формы, выполняющее также функции рамы двигателя, маршевый двигатель РД-0244, утопленный в баке горючего, хвостовой отсек, опирающийся на резинометаллическое кольцо шахты и образующий с кольцом шахты воздушный «колокол», в который производится запуск двигателя для предотвращения гидравлического удара. На нижней части обечайки бака горючего закреплены два бугеля, расположенные диаметрально и предназначенные для обеспечения устойчивости ракеты во время старта. На расширяющейся части сопла двигателя РД-0244, находящейся вне бака, закреплены камеры рулевого двигателя РД-0245. По оси бака горючего проходит труба с заборной магистралью окислителя. Входное отверстие магистрали перекрыто перегородками и тарелью для предотвращения воронкообразования и попадания газа наддува в двигатель. Труба разветвляется на две магистрали: одна – для подачи окислителя к маршевому ЖРД, другая – к рулевому двигателю. Заборное устройство в баке горючего имеет форму кольцевого короба.
Наддув баков производится горячими газами, генерируемыми в двигателе.
Обечайка бака и днища изготавливаются из нагартованного алюминий-магниевого сплава АМг-6. На полотно обечайки и межбаковое днище нанесено вафельное покрытие для их облегчения. Фрезеровка производится на механическом фрезеровальном станке. Минимальная толщина обечайки в 9 раз меньше, чем толщина исходного листа.
Маршевый двигатель РД-0244 и рулевой двигатель РД-0245 образуют двигательную установку первой ступени РД-0243 (индекс ГРАУ 3Д37). Двигатель первой ступени создан в КБ химавтоматики (генеральный конструктор академик А. Д. Конопатов).
Камеры рулевого двигателя расположены в плоскостях стабилизации ракеты. Управляющие моменты обеспечиваются качанием камер сгорания рулевого блока.
Оба двигателя выполнены по высокоэффективной, замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Давление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
Разделение первой и второй ступеней осуществляется по обечайке бака окислителя первой ступени кольцевыми и продольными удлинёнными детонирующими зарядами (ДУЗ). ДУЗ располагаются в проточках обечайки.
ЦитироватьА сколько камер у рулевого двигателя?На первой ступени 3М37 4 рулвеых камеры с одним кислым газогенератором. Особым достижением при создании рулевого двигателя явялось обеспечение надёжного подвода окислительного газа в качающиеся камеры.
ЦитироватьУдельная масса 9.4кг/тонну тяги в пустоте.ЦитироватьДавление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
ЦитироватьСтарый, а крен его знает. По крайней мере, увеличивая давление в камере, мы уменьшаем габариты сопла. Для БРПЛ это весьма важно - меньше габариты ЖРД - боьше топлива влезает в тушку ракеты.ЦитироватьУдельная масса 9.4кг/тонну тяги в пустоте.ЦитироватьДавление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
У двигателя РД-275 удельный импульс 287/316 сек. Удельная масса 6.0кг/тонну, длина 3 метра. Давление в камере - 15.7МПа.
По всем абсолютным и удельным параметрам РД-0244 уступает РД-275.
Вопрос: в чём сакральный смысл повышения давления в камере ажно почти вдвое?
ЦитироватьЦитироватьУдельная масса 9.4кг/тонну тяги в пустоте.ЦитироватьДавление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
У двигателя РД-275 удельный импульс 287/316 сек. Удельная масса 6.0кг/тонну, длина 3 метра. Давление в камере - 15.7МПа.
По всем абсолютным и удельным параметрам РД-0244 уступает РД-275.
Вопрос: в чём сакральный смысл повышения давления в камере ажно почти вдвое?
ЦитироватьНа второй модификации ЖРД 8Д44 той же цели достигли другим путём. Подвод горючего осуществляется к коллектору, расположенному несколько ниже критики, где расход горючего деится на два потока: один идёт по рубашке вверх, второй - вниз. Второй поток у среза разворачивается и охлаждает сверхзвуковую часть сопла, далее идёт к головке камеры и смешивается с основным потоком горючего.Подозреваю, что на всех 8Д43/44 подвод осуществлялся как в описании, т.е. у среза сопла. Это подтверждает как фото ДУ первой ступени УР-200, так и фото ДУ РД-0205 (вторая ступень УР-200), на котором также виден коллектор у среза РД-0206: http://lpre.de/kbkha/RD-0203/img/gallery/RD-0205.jpg
ЦитироватьСтарый, а крен его знает.Вот и я думаю: не решил ли т. Конопатов доказать самому себе что он круче самого т. Глушко?
ЦитироватьПо крайней мере, увеличивая давление в камере, мы уменьшаем габариты сопла. Для БРПЛ это весьма важно - меньше габариты ЖРД - боьше топлива влезает в тушку ракеты.Дык вроде в данном случае и диаметр сопла не уменьшился. У РД-275 он полтора метра, если в данном случае учесть вдвое меньшую тягу то наверно даже относительно увеличился.
Это только моё предположение.
ЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
ЦитироватьЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
ЦитироватьКто подскажет, нижнее расположение баков О на блоке И, а также на УРМ-2 - простое "наследие" блока Б Р-9, или имеются другие "показания"?
ЦитироватьОтносительные габариты, конечно. Длина и диаметр на единицу тяги.ЦитироватьА длина?ЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
ЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится. Наверное, чтобы исключить разницу в компоновке и других фирменных особенностей, следовало бы сравнить финальный РД-0244 с его же прототипом с меньшим давлением.ЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
ЦитироватьОтносительные габариты, конечно. Длина и диаметр на единицу тяги.Подозреваю, что в данном случае были важны именно абсолютные минимальные размеры при заданной тяге.
ЦитироватьСравнивая РД-275 с РД-0243 не надо забывать, что последний запускается под водой на глубине около 50м. Это накладывает дополнительные ограничения на степень расширения сопла.И?
ЦитироватьТак он по габаритам почти как РД-275, хотя тяга вдвое меньше.ЦитироватьОтносительные габариты, конечно. Длина и диаметр на единицу тяги.Подозреваю, что в данном случае были важны именно абсолютные минимальные размеры при заданной тяге.
ЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится.Я так понимаю речь шла о габаритах двигателя в целом, чтоб втиснуть его в ограниченый размер ракеты. Габарит камеры вряд ли играл тут существенную роль.
ЦитироватьСравнивая РД-275 с РД-0243 не надо забывать, что последний запускается под водой на глубине около 50м. Это накладывает дополнительные ограничения на степень расширения сопла.Разница земного/пустотного УИ характерна для двигателя со сравнительно высокой степенью расширения сопла. Как у РД-275 и значительно выше чем у РД-268.
ЦитироватьПрорабатывался вариант конструкции закритической части сопла с "открытыми гофрами". В этом случае на сопле было ус¬тановлено два коллектора подвода жидкости. К одному, расположенному у среза сопла, подводился полный расход горючего. За¬тем часть жидкости охлаждала сопло, проходя между внутренней и наружной гофрированной оболочками, а другая часть перебрасывалась по наружным трубопроводам в коллектор, расположенный на другом конце этой части сопла (ближе к области критическо¬го сечения). Такая конструкция позволяла обеспечить охлажде-ние сопла, имея минимальные потери давления в охлаждающем тра¬кте камеры.Гахун, ч.1
Кроме того, рассматривался вариант приварного бандажа крепления камеры к раме двигателя.
ЦитироватьТак он по габаритам почти как РД-275, хотя тяга вдвое меньше.Так ведь это от компоновки зависит. Наверняка габарит всего двигателя измеряется от верхушки трубопровода, который стыкуется с внутрибаковым трубопроводом и не влияет на вписывание в ракете утопленного двигателя:
ЦитироватьБез учета трубопровода (см. выше) габарит двигателя почти полностью определяется размером камеры (+20% на газовод).ЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится.Я так понимаю речь шла о габаритах двигателя в целом, чтоб втиснуть его в ограниченый размер ракеты. Габарит камеры вряд ли играл тут существенную роль.
ЦитироватьЯ приводил цитату в той теме. Из-за увеличения габаритов камеры вынужденно отказались от двухкамерного рулевика с качанием камер в двух плоскостях.ЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится.Я так понимаю речь шла о габаритах двигателя в целом, чтоб втиснуть его в ограниченый размер ракеты. Габарит камеры вряд ли играл тут существенную роль.
ЦитироватьТак ведь это от компоновки зависит. Наверняка габарит всего двигателя измеряется от верхушки трубопровода, который стыкуется с внутрибаковым трубопроводом и не влияет на вписывание в ракете утопленного двигателя:Не исключено, конечно. У исаевских двигателей ТНА вообще сверху камеры сгорания размещён. Надо смотреть диаметр.
Цитировать29.12.1969г.эта схема потом была использована в РД-0243 через 15 лет.
ПРЕДЛОЖЕНИЕ КБЭМ И КБХМ ПО РАЗРАБОТКЕ
ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ 4К75М
Представители КБЭМ и КБХМ рассмотрели результаты работ, проведенных в 1969 году КБЭМ по двигателю 1-ой ступени ракеты 4К75М. Работы проведены совместно с КБМ в соответствии с приказом Министра общего машиностроения № 23 от 17.01.69г., которым КБЭМ поручен выпуск в III квартале 1970 года аванпроекта двигателя.
К настоящему времени завершен выбор принципиальной и конструктивной схем двигателя, обеспечивающего максимальную дальность полета ракеты 4К75М (максимальный вес полезной нагрузки).
На этапе выбора оптимального варианта двигателя, в общей сложности, было проработано 15 вариантов двигателя, в том числе двигатели, выполненные по схеме «газ-газ» с давлением в камере сгорания 300 ата и схеме «газ-жидкость» с давлением 220 ата.
Принципиально-конструктивные схемы рассмотренных вариантов двигателя включали в себя варианты однокамерных двигателей, качающихся в кардане, с выдвижным соплом, и многокамерных, состоящих из неподвижной маршевой камеры и двух или четырех качающихся рулевых.
В первом случае качание рулевых камер сгорания осуществлялось в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, а во втором, каждая из четырех рулевых камер качалась в одной плоскости. Были рассмотрены различные варианты питания рулевых камер: варианты с питанием от общего ТНА (включая питание рулевых камер по схеме «газ-жидкость») и от автономного.
В некоторых случаях для двигателей одной и той же принципиально-конструктивной схемы прорабатывались различные варианты компоновок.
Анализ энергетических характеристик и конструктивных особенностей вариантов двигателя с учетом эквивалентов, оценивающих эффективность их использования, показал, что при переходе к предельной схеме «газ-газ» эффективность двигателей меньше или равна эффективности двигателей соответствующих конструктивных схем, выполненных по схеме «газ-жидкость». Проработки вариантов однокамерных, качающихся в кардане двигателей показали необходимость применения мощных рулевых приводов и усиления элементов конструкции ракеты, что существенно снизило бы эффективность применения указанных вариантов двигателя в качестве двигательной установки 1-ой ступени ракеты 4К75М.
Анализ эффективности «лучших» двигателей каждой группы вариантов, характеризуемой существенными конструктивными и принципиальными признаками, показал, что увеличение полезной нагрузки, обеспечиваемое ими, лежит в пределах ~15%.
КБЭМ и КБМ в результате оценки эффективности проработанных вариантов и для обеспечения выполнения требований, предъявляемых к схеме работы двигателя (наличие низкой предварительной и конечной ступени), выбран вариант двигателя, состоящего из двух автономных блоков: маршевого с тягой 60 тонн и четырехкамерного рулевого с максимальной тягой 20 тонн. Использование рулевого блока, состоящего из 4-х камер сгорания, каждая из которых качается только в одной плоскости, позволило максимально увеличить выходной диаметр (Дв=890 мм) сопла маршевой камеры, что в свою очередь, при давлении в камере сгорания, равном 210 ата, позволило осуществить максимально возможную степень расширения в условиях конкретной принципиально-конструктивной схемы двигателя. Выбранный вариант двигателя при использовании его в качестве ДУ I ступени 4К75М обеспечивает прирост дальности полета ракеты в 1000 км (что эквивалентно увеличению полезной нагрузки на 14,6%).
В связи с тем, что выбранный вариант двигателя по принципиальной схеме аналогичен двигателю 4Д75, по предложению КБЭМ была оценена эффективность применения на I-ой ступени ракеты 4К75М модернизированного двигателя 4Д75. Суть модернизации заключается:
а) В форсировании маршевого двигателя по давлению до 175 ата.
Возможность обеспечения форсирования маршевого двигателя 4Д75 по давлению была подтверждена 12-тью огневыми испытаниями, проведенными в КБХМ на этапе доводки двигателя. Из них при 4-х испытаниях давление в камере достигало 200 ата, а в остальных 8-и испытаниях — 180 ата.
б) В применении 4-х камерного рулевого блока (тяга каждой камеры 5 тонн, качание осуществляется в одной плоскости). Рулевой блок разрабатывается на базе рулевого блока дв. 4Д75 с заимствованием большинства агрегатов.
в) В увеличении геометрической степени расширения сопла (выходной диаметр маршевой камеры увеличивается с 684 мм до 890 мм).
Удельный импульс маршевого двигателя, с перечисленными доработками I = 283,5/316,4.
За счет конструктивной доработки форсуночной головки маршевой камеры и связанного с этим улучшения качества смесеобразования можно повысить значение коэффициента полноты сгорания до уровня, достигнутого на двигателях, разработанных в КБЭМ (дв. 11Д43).
Такие доработки потребуют дополнительных средств и увеличения сроков модернизации дв. 4Д75, однако позволят повысить уд. импульс марш. камеры на ~ 2,0 сек.
Учитывая то, что принципиально-конструктивная схема модернизированного дв. 4Д75 и вновь разрабатываемого одинакова и, что при использовании модернизированного двигателя на 1-ой ступени ракеты 4К75М удастся использовать те же резервы, что и в случае использования нового двигателя, можно считать, что объемы дополнительной дозаливки топлива в баки ракеты в модернизированном и новом вариантах будут равными. А если учесть, что второй основной составляющей, характеризующей общий прирост дальности ракеты, является приращение дальности, вызванное изменением удельного импульса двигателя, то различие в эффективности применения обоих вариантов двигателя можно наглядно проиллюстрировать, сравнивая их удельные импульсы.
Таблица 1
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/62821.jpg)
Разница в ~ 2 сек в эффективном удельном импульсе и определяет разницу в эффективности применения модернизированного и нового двигателей.
Обращая внимание на то, что разница в эффективности применения нового и модернизированного двигателей составляет ~ 150 кг (2% полезной нагрузки) и что порядок упомянутых величин находится в пределах погрешности проведенного расчета, КБХМ и КБЭМ считают необходимым указать на нецелесообразность разработки нового двигателя для 1-ой ступени ракеты 4К75М на штатных компонентах.
Учитывая вышеизложенное, КБХМ и КБЭМ предлагают:
1. Разработку модернизированного двигателя 4Д75 на штатных компонентах и выпуск аванпроекта по нему проводить в КБХМ.
2. КБЭМ выполнить аванпроект по двигателям I-ой и II-ой ступеней ракеты 4К75 «Ф» (на перспективных компонентах: пентафторид хлора и раствор аммиака в гидразине).
Главный конструктор КБЭМ ГЛУШКО
Главный конструктор КБХМ ИСАЕВ
Арх.№ 2617 (135-139)
Цитировать«Люльковцы» заложили совершенно новую схему ЖРД. В классическом двигателе с дожиганием весь охлаждающий компонент последовательно проходит тракт охлаждения и только потом попадает в газогенератор (ГГ). М.А.Кузьмин ввел «параллельную» схему. За насосом часть компонента, порядка 26% водорода, отбиралась для охлаждения сопла и части камеры, а 74% шло в ГГ. Так как тепловой поток был достаточно высок, и этого количества ЖВ не хватало, то цилиндрическая часть камеры сгорания и форсуночная головка охлаждались кислородом.http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml
Цитировать:arrow: В чем могли быть тех.проблемы пол века назад при изготовлении цельных турбинных колес с простыми пустотелыми лопатками(продольными охлаждающими каналами на водороде) из молебдена?Сколько знаю ЖРД, ни у одного из них нет охлаждаемых лопаток.
ЦитироватьМожно ли из таких ступеней получить давление 150-200 атм. в водородном ТНА :?:На выходе водородного насоса ЖРД 11Д122 давление 475 атм.
ЦитироватьТогда,резонно встает вопрос,почему космические корабли не бороздили просторы вселенной еще в первой половине 20-го века? Дело пахнет курьезом. Кстати,а у этого движка какая температура в камере сгорания водородного ТНА,ели не секрет?Цитировать:arrow: В чем могли быть тех.проблемы пол века назад при изготовлении цельных турбинных колес с простыми пустотелыми лопатками(продольными охлаждающими каналами на водороде) из молебдена?Сколько знаю ЖРД, ни у одного из них нет охлаждаемых лопаток.ЦитироватьМожно ли из таких ступеней получить давление 150-200 атм. в водородном ТНА :?:На выходе водородного насоса ЖРД 11Д122 давление 475 атм.
Цитировать- давление в камере (223 атм.), при котором гарантируется прочность напряженных элементов конструкции двигателя, в первую очередь рабочих колес турбины, обеспечивается в заданных габаритах двигателя требуемый удельный импульс тяги, реализуется надежное охлаждение камер;
- температура в газогенераторе (530 °С) - из условий работоспособности дисков и корпуса турбины;
- давление на выходе из насоса горючего (примерно 475 атм.), что является предельным для трехступенчатого насоса из-за ограничений по окружным скоростям колес и быстроходности подшипников;
- обороты турбонасосного агрегата (32500 об./мин.), оптимальные для водородного и кислородного насосов одновальной схемы;
- давлению на выходе из бустерных насосов окислителя и горючего (44 и 23 атм. соответственно), обеспечивающему бескавитационную работу насосов.
ЦитироватьПоявилось подозрение, что в известной книге Г. Г. Гахуна описан ЖРД 11Д57Да это давно в общем-то установленный факт :wink:
ЦитироватьНе знал. :) Для меня это было открытие.ЦитироватьПоявилось подозрение, что в известной книге Г. Г. Гахуна описан ЖРД 11Д57Да это давно в общем-то установленный факт :wink:
ЦитироватьТогда,резонно встает вопрос,почему космические корабли не бороздили просторы вселенной еще в первой половине 20-го века?Не вижу никакого резона, по которому из того, что лопатки турбины 11Д122 неохлаждаемы, вытекает то, что в космос должны были начать летать "еще в первой половине ХХ в"
ЦитироватьДело пахнет курьезом.Дело пахнет незнанием теории лопаточных машин.
ЦитироватьТогда,резонно встает вопрос,почему космические корабли не бороздили просторы вселенной еще в первой половине 20-го века? Дело пахнет курьезом.Неужели охлаждение лопаток это та проблема которая не давала летать в космос? :shock: А как же сейчас летают? Дело пахнет куръёзом...
ЦитироватьМог ли в начале пятидесятых годов рассматриваться вариант КС чисто из молебдена с примерными габаритами как у РД-107,при котором для создания пристеночной завесы использовался бы водород в отдельном бачке(примерно 3 % от массы всего топлива) со своим отдельным ТНА. Спрашиваю от того,что вижу в этом единственное легко решаемое затруднение для тех лет,легкое решение которого вело к гарантированному успеху и освоению космоса.Какое именно затруднение тех лет Вы хотите решить столь извращённым способом?
ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.То есть,тут идея в том,что критический унос металла со стенки начнется после положенного времени работы. Представляется,что в конце сороковых годов не должно было возникнуть проблемы с фрезерованием минимально тонких для того времени ребер по молебдену при весьма толстой внутренней стенке КС. При весма прочной достаточно толстой внутренней стенке можно уверенно ожидать 160-170 атм. в КС на старте,а следовательно,и устойчивое горение,- понижение пульсаций,но а неучтенные вибрации на старте толстенная молебденовая стенка как-нибудь выдержит - не разрушится. Да,КС килограмм на 100 прибавит,есть небольшой водородный бак на завесу,но компенсации в виде гарантий хорошего выдерживания вибраций и в виде солидного давления в КС гарантированно обеспечены. Может быть кто и скажет,что,мол,тяжеловато,дубово,но полет то гарантирован. А далее,дело совсем за малым - сделать однокомпонентные форсунки из медно-вольфрамового сплава ,и щелевую водородную форсунку по окружности. Вот применительно к тем годам и возник вопрос о возможности такого производства КС из молебдена,и,соответственно,о возможности более раннего покорения космоса.ЦитироватьМог ли в начале пятидесятых годов рассматриваться вариант КС чисто из молебдена с примерными габаритами как у РД-107,при котором для создания пристеночной завесы использовался бы водород в отдельном бачке(примерно 3 % от массы всего топлива) со своим отдельным ТНА. Спрашиваю от того,что вижу в этом единственное легко решаемое затруднение для тех лет,легкое решение которого вело к гарантированному успеху и освоению космоса.Какое именно затруднение тех лет Вы хотите решить столь извращённым способом?
ЦитироватьНаперстянка, вы часом не перепутали охлаждение лопаток турбины с охлаждением камеры сгорания?Да я вообще не понимаю, ЧТО нужно читать, чтобы ТАК напутать.
ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.Вы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры.
ЦитироватьТо есть,тут идея в том,что критический унос металла со стенки начнется после положенного времени работы.Ещё раз, для закрепления: в процессе работы металл огневой стенки никуда не уносится.
ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 ммОткуда такая цифирь? Толщина огневой стенки (на вскидку - 0,9-1,5 мм) получается на основании прочностного рассчёта, высота ребра рассчитывается совместно с промежутком между рёбрами, исходя из знания расхода охлаждающей жидкости и скорости её движения, ну и исходя из технологических соображений (обычно 1-2 мм).
ЦитироватьПри весма прочной достаточно толстой внутренней стенке можно уверенно ожидать 160-170 атм. в КС на старте,а следовательно,и устойчивое горение,- понижение пульсацийТ. е. ваша идея - борьба с высокочастотными пульсациями давления в КС путём повышения давления?!
Цитироватьно компенсации в виде гарантий хорошего выдерживания вибраций и в виде солидного давления в КС гарантированно обеспечены.Ага, это ж какой бак перекиси нужно ставить, шоб в КС было 160-170 атм.!
ЦитироватьВот применительно к тем годам и возник вопрос о возможности такого производства КС из молебдена,и,соответственно,о возможности более раннего покорения космоса.При создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.
ЦитироватьВы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры. ...Сначало,для закрепления,вы поясните,каким образом верхний слой огневой стенки толщиной в 1.5 мм со стороны охлаждающей низкотемпературной жидкости "потеряет прочность с ростом температуры",если этот полуторамиллимитровый слой стенки будет смачно охлаждаться холодным кислородом,да еще дополнительно защищаться слоем металла в 5.5 мм в этой же огневой стенке в 7 мм? Или,другими,словами,в чем температурное преимущество 1.5 мм огневой стенки без металлической "завесы" толщиной в 5.5 мм над такой же огневой стенкой,но уже с дополнительным толстенным защитным слоем металла в 5.5 мм? Где тут логика? Получается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
Ещё раз, для закрепления: в процессе работы металл огневой стенки никуда не уносится.
В ЖРД крайне редко применяют абляционно охлаждаемые сопла. В РДТТ - да, такие сопла по очевидным причинам нашли самое широкое распространение.ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 ммОткуда такая цифирь? Толщина огневой стенки (на вскидку - 0,9-1,5 мм) получается на основании прочностного рассчёта, высота ребра рассчитывается совместно с промежутком между рёбрами, исходя из знания расхода охлаждающей жидкости и скорости её движения, ну и исходя из технологических соображений (обычно 1-2 мм).
...
ЦитироватьДа,в том числе. Потому как с ростом давления в КС химические реакции и перемещивание компонентов протекают быстрей,очаги пульсаций из-за плохого перемешивания струй компонентов уменьшаются,приближаются к форсункам и становятся более высокочастотней,что благотворно влияет на поглощение этих пульсаций материалом камеры,-горение становится более устойчиво. Тут,элементарно законы физики.ЦитироватьПри весма прочной достаточно толстой внутренней стенке можно уверенно ожидать 160-170 атм. в КС на старте,а следовательно,и устойчивое горение,- понижение пульсацийТ. е. ваша идея - борьба с высокочастотными пульсациями давления в КС путём повышения давления?!
ЦитироватьИмеется в виду,что такая конструкция КС гарантированно позволяет работать КС при таком весьма не малом давлении. Что же касается перекиси,то можно уверенно сказать,что в те далекие годы работу газогенератора можно было прекрасно организовать на азотной кислоте и аммиаке,без происшествий,эффективно и "сердито".Цитироватьно компенсации в виде гарантий хорошего выдерживания вибраций и в виде солидного давления в КС гарантированно обеспечены.Ага, это ж какой бак перекиси нужно ставить, шоб в КС было 160-170 атм.!
ЦитироватьПри создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.Это очень плохо,когда полеты к звездам совмещают с оружием. Сотня подводных лодок с дешевыми ракетами малого радиуса действия на гидриде магния запросто решали все проблемы с паритетом и точностью доставки. Что и говорить - обконфузились.
ЦитироватьС чтивом плохо,спорить не буду.ЦитироватьНаперстянка, вы часом не перепутали охлаждение лопаток турбины с охлаждением камеры сгорания?Да я вообще не понимаю, ЧТО нужно читать, чтобы ТАК напутать.
ЦитироватьА в чём цимес такой замены? Ещё пять запальников к 32 и дополнительный бак с пятым компонентом? Да, забыл, ещё и водород для завесы!Данную кашу может смаковать истинный ценитель истории космонавтики,сведующий в технологических проблемах конца сороковых годов. Про вкусовые качеста мне говорить сложно,вкусы разные.Но можно уверенно сказать - "сытым стать можно" - гарантированно полететь в космос при минимальных инженерных расчетах и испытаниях,не обделяя корабль Гагарина всеми нужными агрегатами и мебелью.Другое дело,когда можно было полететь на подобных двигателях,то ли в конце сороковых,то ли еще раньше.
ЦитироватьДанную кашу может смаковать...Каша здесь ключевое слово! :P
ЦитироватьВам,как главному Гуру,видней,как готовить цимес. :lol:ЦитироватьДанную кашу может смаковать...Каша здесь ключевое слово! :P
ЦитироватьГуру не готовят цимес. Они пользуют курицу под соусом кари.ЦитироватьВам,как главному Гуру,видней,как готовить цимес. :lol:ЦитироватьДанную кашу может смаковать...Каша здесь ключевое слово! :P
ЦитироватьКроме того температура плавления молибдена 2890 K, а температура кипения 4885 K. А значит при испарении молибдена с внутренней стороны огневой стенки, температура ребер охлаждения и наружной стороны огневой стенки будет никак не менее 2890 К. Чем охлаждать будем? Предлагаю расплав железа. Оно кипит при 3124 К. :lol:ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.Вы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры.
ЦитироватьБа-а,да тут меня подловили, :oops: - оказывается при мощной водородной завесе молибден стенки кипеть не будет,а может будет только плавиться. И то хорошо. Мне осталось только угадать допустимую температуру огневой поверхности огневой 7-ми мм стенки,при которой сохраняется ее рабочая прочность. Пока могу сказать,что это температура выше 1450 К.ЦитироватьКроме того температура плавления молибдена 2890 K, а температура кипения 4885 K. А значит при испарении молибдена с внутренней стороны огневой стенки, температура ребер охлаждения и наружной стороны огневой стенки будет никак не менее 2890 К. Чем охлаждать будем? Предлагаю расплав железа. Оно кипит при 3124 К. :lol:ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.Вы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры.
ЦитироватьВнутренняя поверхность будет иметь практически ту же температуры. Повторю вопрос: чем охлаждать будете?Так это из-за лучистой энергии такая толстая "завеса" хандрит-"не телится"? Тогда на кой черт эти все завесы - только людям голову морочить? :evil:
ЦитироватьВнутренняя поверхность будет иметь практически ту же температуры. Повторю вопрос: чем охлаждать будете?Salo, ответ уже был. :D
ЦитироватьСначало,для закрепления,вы поясните,каким образом верхний слой огневой стенки толщиной в 1.5 мм со стороны охлаждающей низкотемпературной жидкости "потеряет прочность с ростом температуры",если этот полуторамиллимитровый слой стенки будет смачно охлаждаться холодным кислородом[/size],да еще дополнительно защищаться слоем металла в 5.5 мм в этой же огневой стенке в 7 мм? Или,другими,словами,в чем температурное преимущество 1.5 мм огневой стенки без металлической "завесы" толщиной в 5.5 мм над такой же огневой стенкой,но уже с дополнительным толстенным защитным слоем металла в 5.5 мм? Где тут логика? Получается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
ЦитироватьПолучается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
ЦитироватьНу так значит было бы правильно охлаждать огневую стенку в целях охлаждения "завесы" ,чтобы та имела малую теплопроводность и температурно защищала стенку от понижения тепло-прочности,чтобы между стенкой и "завесой" была взаимная "любовь". Тогда какого лысого не применять для "завесы" криптон,благо,что его в атмосфере немеряно? А если все же применять холодный криптон в "завесе",то почему бы огневую стенку не делать хотя и из чистейшей меди,но намного более 1.5 мм для лучшей устойчивости к вибрациям? Конечно,медную заготовку при этом надо уплотнять взрывом,а фрезеровать ребра охлаждения при температуре не выше 80 К . Но где тут проблемы для конца сороковых годов?ЦитироватьПолучается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
Чем тоньше огневая стенка (при прочих равных), тем меньше ее тепловое сопротивление, тем ниже ее температура, тем выше ее прочность :wink: Если преподы замечали, что какой-нибудь студент в курсаче рисовал огневую стенку толщиной более 1,5 мм ставили 2 балла.
ЦитироватьСначало,для закрепления,вы поясните,каким образом верхний слой огневой стенки толщиной в 1.5 мм со стороны охлаждающей низкотемпературной жидкости "потеряет прочность с ростом температуры",если этот полуторамиллимитровый слой стенки будет смачно охлаждаться холодным кислородом,да еще дополнительно защищаться слоем металла в 5.5 мм в этой же огневой стенке в 7 мм? Или,другими,словами,в чем температурное преимущество 1.5 мм огневой стенки без металлической "завесы" толщиной в 5.5 мм над такой же огневой стенкой,но уже с дополнительным толстенным защитным слоем металла в 5.5 мм? Где тут логика? Получается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:Сначала, для закрепления, запомните, раз и на всю жизнь. Огневая стенка делается из меди или её сплавов (хромистые бронзы). Их прочность - невелика (да ещё и большая плотность), т. е. бронза - конструкционный материал очень плохой. Но, в то же время, бронза хорошо проводит тепло и это - решающий фактор в пользу выбора бронзы в качестве материала огневой стенки. Если использовать сталь, то она перегреется, потеряет прочность и будет порвана давлением жидкости в охлаждающем тракте.
ЦитироватьИ еще можно добавит вопрос о возможности двойной "завесы",где вторая завеса,прилегающая непосредственно к горячим газам,имеет в себе непрозрачные(черные) битумные фракции(и максимально растворенный гелий),по возможности имеющую эмульсионный вид - в целях задержки лучевой энергии и дополнительной защиты огневой стенки от лучевого нагревания.Никто так делать не будет. Усложниться конструкция камеры - придётся делать коллектор для подвода второй жидкости с вашей пакостью, делать обводные трубопроводы для того, чтобы обойти этот второй пояс завесы. Ну и по мелочи - дополнительные баки с раствором битума, баллоны с гелием, возможность засорения магистралей битумом.
ЦитироватьДа,в том числе. Потому как с ростом давления в КС химические реакции и перемещивание компонентов протекают быстрей,очаги пульсаций из-за плохого перемешивания струй компонентов уменьшаются,приближаются к форсункам и становятся более высокочастотней,что благотворно влияет на поглощение этих пульсаций материалом камеры,-горение становится более устойчиво. Тут,элементарно законы физики.И где ж вы были, когда Кузнецов делал НК-15? Ему б ваш инженерный и физический гений.
ЦитироватьИмеется в виду,что такая конструкция КС гарантированно позволяет работать КС при таком весьма не малом давлении.Ещё раз: такая конструкция КС неработоспособна.
ЦитироватьЧто же касается перекиси,то можно уверенно сказать,что в те далекие годы работу газогенератора можно было прекрасно организовать на азотной кислоте и аммиаке,без происшествий,эффективно и "сердито".Ага, к бакам кислорода и керосина добавляются баки АК и аммиака. Но в то время (54-56 гг.) двигатеелй такой размерности с двухкомпонентным ГГ вообще не было. Только на Р-14 появился двухкомпонентный ГГ, испытания её начаты на 3 года позже, чем 8К71.
ЦитироватьНикто не совмещал никак полётов к звёздам с оружием. Была задача - создать МБР. Её выполнили.ЦитироватьПри создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.Это очень плохо,когда полеты к звездам совмещают с оружием. Что и говорить - обконфузились.
ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетами малого радиуса действия на гидриде магния запросто решали все проблемы с паритетом и точностью доставки.Во-первых, точность от топлива не зависит. Во-вторых, уж не знаю, что у вас за новая идея фикс с гидридом магния, но заранее можно сказать, что она неверна. В-третьих, мощностей на постройку такого количества подводных лодок-носителей ракет не было.
ЦитироватьС чтивом плохо,спорить не буду.Оно заметно.
ЦитироватьДанную кашу может смаковать истинный ценитель истории космонавтики,сведующий в технологических проблемах конца сороковых годов.Надеюсь, это вы не про себя?
ЦитироватьТочность зависит,в том числе, от дальности. Идея "фикс" находится на вооружении. Мощностей на постройку такого количества лодок хватало даже у довоенной Германии. Насчет МБР можно сказать,что задачей был паритет,а не его манифестация и имитация.ЦитироватьНикто не совмещал никак полётов к звёздам с оружием. Была задача - создать МБР. Её выполнили.ЦитироватьПри создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.Это очень плохо,когда полеты к звездам совмещают с оружием. Что и говорить - обконфузились.ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетами малого радиуса действия на гидриде магния запросто решали все проблемы с паритетом и точностью доставки.Во-первых, точность от топлива не зависит. Во-вторых, уж не знаю, что у вас за новая идея фикс с гидридом магния, но заранее можно сказать, что она неверна. В-третьих, мощностей на постройку такого количества подводных лодок-носителей ракет не было.
ЦитироватьВы бы лучше подсказали,была ли техническая возможность сделать ТНА на аммиаке и кислоте в конце сороковых годов.ЦитироватьЧто же касается перекиси,то можно уверенно сказать,что в те далекие годы работу газогенератора можно было прекрасно организовать на азотной кислоте и аммиаке,без происшествий,эффективно и "сердито".Ага, к бакам кислорода и керосина добавляются баки АК и аммиака. Но в то время (54-56 гг.) двигатеелй такой размерности с двухкомпонентным ГГ вообще не было. Только на Р-14 появился двухкомпонентный ГГ, испытания её начаты на 3 года позже, чем 8К71.
ЦитироватьТочность зависит,в том числе, от дальности.А при фиксированной дальности?
ЦитироватьИдея "фикс" находится на вооружении.И у кого же?
ЦитироватьМощностей на постройку такого количества лодок хватало даже у довоенной Германии.И тем не менее, СССР мог построить только единицы ракетоносцев к концу 50-х. Что не так с консерваторией?
ЦитироватьНасчет МБР можно сказать,что задачей был паритет,а не его манифестация и имитация.В самом начале задачей было подтверждение возможности создания МБР. Манифестацией занялся Хрущёв (и правильно).
ЦитироватьВы бы лучше подсказали,была ли техническая возможность сделать ТНА на аммиаке и кислоте в конце сороковых годов.На АК-27 и НДМГ сделали к концу 50-х, т. е. позже, чем перекисный ГГ ЖРД РД-107. Это - реальность.
ЦитироватьИнтересно, чем не подходит аммиак/кислород. И зачем в завесе водород и криптон при наличии аммиака? :wink:Чересчур традиционные. :lol:
ЦитироватьСначала, для закрепления, запомните, раз и на всю жизнь. Огневая стенка делается из меди или её сплавов (хромистые бронзы). Их прочность - невелика (да ещё и большая плотность), т. е. бронза - конструкционный материал очень плохой. Но, в то же время, бронза хорошо проводит тепло и это - решающий фактор в пользу выбора бронзы в качестве материала огневой стенки. Если использовать сталь, то она перегреется, потеряет прочность и будет порвана давлением жидкости в охлаждающем тракте.Вы все вокруг,да около.Давайте не будем глядеть на причуды Брауна,а оценим,все-таки,"завесу". Известно,что "керосинка" может работать без завесы. Завеса может быть керосиновой,водородной,на другом горючем,а может быть криптоновой :!: . Неужели у разных двигателей с большим разбросом рабочих давлений в КС(70-300 атм) и с такими разными по качеству "завесами" будут одинаковые миллиметровые стенки? - Конечно,такого не должно быть,а если еще поднатужиться,и сделать в целях упрощения пути к победе максимально толстую,но допустимую по массе вещества "завесу",то огневая медная стенка явно будет толще 1.5 мм. Вы,наверно,не обратили внимание на температурно-теплопроводные характеристики криптона,поэтому,несколько,не поняли суть технологически простых возможностей в конце сороковых годов. Так же хочется сказать,что прочность меди,как и у всех металлов,сильно зависит от криогенной температуры - это понятно даже без справочника.
Вообще, в двигателе Фау-2 использовали стальную стенку. Если посмотреть на стенку РД-103, то она толстая (на вскидку - миллиметра 3). Из-за этого пришлось вводить несколько поясов завес с большим расходом спирта (осюда мощный, красивый факел из сопла Фау-2 - это горящий в воздухе спирт из завесы) и снижать давление в камере сгорания (при снижении давления уменьшается конвективный поток тепла от газов к стенке).
Вопросы?
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.ЦитироватьВы бы лучше подсказали,была ли техническая возможность сделать ТНА на аммиаке и кислоте в конце сороковых годов.На АК-27 и НДМГ сделали к концу 50-х, т. е. позже, чем перекисный ГГ ЖРД РД-107. Это - реальность.
Кстати, а зачем вам ГГ именно на аммиаке и кислоте? На кислороде и керосине (основных компонентах топлива) не катит?
ЦитироватьИзвестно,что "керосинка" может работать без завесы.Пожалуйста, пример керосинового ЖРД без завесы.
ЦитироватьНеужели у разных двигателей с большим разбросом рабочих давлений в КС(70-300 атм) и с такими разными по качеству "завесами" будут одинаковые миллиметровые стенки?А от чего зависит толщина стенки?
ЦитироватьКонечно,такого не должно быть,а если еще поднатужиться,и сделать в целях упрощения пути к победе максимально толстую,но допустимую по массе вещества "завесу",то огневая медная стенка явно будет толще 1.5 мм.И она прогорит.
ЦитироватьВы,наверно,не обратили внимание на температурно-теплопроводные характеристики криптона,поэтому,несколько,не поняли суть технологически простых возможностей в конце сороковых годов.Я эти возможности подробно проходил. И, можно сказать, щупал в демзале. Ни о каком криптоне там речи нет.
ЦитироватьТак же хочется сказать,что прочность меди,как и у всех металлов,сильно зависит от криогенной температуры - это понятно даже без справочника.Температура огневой стенки будет отнюдь не криогенной.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.Почему проще?
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.Т.е. для кислородно-керосинового двигателя Вы предлагаете ТНА на аммиаке/АК с целью упрощения?
Цитировать1.Пример КС без "завесы" приводил Salo. 2.Толщина стенки зависит от ее температуры,так как температура металла определяет его теплопроводность. 3. Если температура медной стенки около 300 гр.С,а в КС - 3000 гр.С,то почему бы не умудриться сделать температуру стенки 100 К? - И так гигантский перепад температур . 4. 7 мм - получено "интуитивно",исходя из вибрационной устойчивости стенки с ребрами. . Что касаемо БрХ08 - сомневаюсь я очень,мне чистая медь выглядит более прилично. Что касается дем.зала,то я допускаю,что вы его большой патриот,но сравните теплопроводные характеристики криптона с его "конкурентами" по справочнику,ничего лучшего близко нет.ЦитироватьИзвестно,что "керосинка" может работать без завесы.Пожалуйста, пример керосинового ЖРД без завесы.ЦитироватьНеужели у разных двигателей с большим разбросом рабочих давлений в КС(70-300 атм) и с такими разными по качеству "завесами" будут одинаковые миллиметровые стенки?А от чего зависит толщина стенки?ЦитироватьКонечно,такого не должно быть,а если еще поднатужиться,и сделать в целях упрощения пути к победе максимально толстую,но допустимую по массе вещества "завесу",то огневая медная стенка явно будет толще 1.5 мм.И она прогорит.ЦитироватьВы,наверно,не обратили внимание на температурно-теплопроводные характеристики криптона,поэтому,несколько,не поняли суть технологически простых возможностей в конце сороковых годов.Я эти возможности подробно проходил. И, можно сказать, щупал в демзале. Ни о каком криптоне там речи нет.ЦитироватьТак же хочется сказать,что прочность меди,как и у всех металлов,сильно зависит от криогенной температуры - это понятно даже без справочника.Температура огневой стенки будет отнюдь не криогенной.
Кстати, вот вы приводите толщину огневой стенки. На память - 7 мм. Неважно. А как вы её получили? :wink: Зависимость предела прочности от температуры для, скажем, БрХ08 можете привести?
ЦитироватьТут я имел ввиду получение более низкой температуры в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.Т.е. для кислородно-керосинового двигателя Вы предлагаете ТНА на аммиаке/АК с целью упрощения?
ЦитироватьЯ ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
Цитировать1.Пример КС без "завесы" приводил Salo.Где?
Цитировать2.Толщина стенки зависит от ее температуры,так как температура металла определяет его теплопроводность.Толщина стенки зависит не только от её температуры. Далекоооо не только.
Цитировать3. Если температура медной стенки около 300 гр.С,а в КС - 3000 гр.С,то почему бы не умудриться сделать температуру стенки 100 К? - И так гигантский перепад температур .Может, потому, что на РД-107 был и так "гиганский" расход на завесу? В большинстве модификаций расход на завесу старались снижать. Так что у вас представления обратные действительности.
Цитировать4. 7 мм - получено "интуитивно",исходя из вибрационной устойчивости стенки с ребрами.Слив?
ЦитироватьЧто касаемо БрХ08 - сомневаюсь я очень,мне чистая медь выглядит более прилично.Доказательства?
ЦитироватьЧто касается дем.зала,то я допускаю,что вы его большой патриот,Я про то, что учебники нужно читать тщательнее.
ЦитироватьНу так почему проще?ЦитироватьЯ ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега. Чтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями. Так же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.-Я писал о подводной лодке,и не более того. А Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.ЦитироватьТочность зависит,в том числе, от дальности.А при фиксированной дальности?ЦитироватьИдея "фикс" находится на вооружении.И у кого же?ЦитироватьМощностей на постройку такого количества лодок хватало даже у довоенной Германии.И тем не менее, СССР мог построить только единицы ракетоносцев к концу 50-х. Что не так с консерваторией?ЦитироватьНасчет МБР можно сказать,что задачей был паритет,а не его манифестация и имитация.В самом начале задачей было подтверждение возможности создания МБР. Манифестацией занялся Хрущёв (и правильно).
ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега.А при не фиксированной стоят как вкопанные?
ЦитироватьЧтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями.А вы ими уже отоварились?
ЦитироватьТак же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.Но не с вами? Для вас что, термин слишком сложный?
ЦитироватьЯ писал о подводной лодке,и не более того.
ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетамиДоговоритесь сами с собой, о чём писали.
ЦитироватьА Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.На тот момент никакой возможности развернуть массово Р-7 не было. А вот Р-16 начали уже разворачивать массово. Они были по сравнению с Р-7 дешёвыми и эффективными.
Цитировать- Можно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.ЦитироватьНу так почему проще?ЦитироватьЯ ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
ЦитироватьРасход топлива в ГГ двигателя открытой схемы около 3%.Цитировать- Можно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.ЦитироватьЯ ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.Ну так почему проще?
ЦитироватьЯ пишу о теплопроводности криптона. О чём пишете Вы, удаляя попутно свои посты, одному Богу известно.ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
ЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиакомА ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
ЦитироватьТема подводных аппаратов является наиболее секретной,поэтому помочь ничем не могу.ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега.А при не фиксированной стоят как вкопанные?ЦитироватьЧтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями.А вы ими уже отоварились?ЦитироватьТак же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.Но не с вами? Для вас что, термин слишком сложный?ЦитироватьЯ писал о подводной лодке,и не более того.ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетамиДоговоритесь сами с собой, о чём писали.
ЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.ЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиакомА ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
ЦитироватьТема подводных аппаратов является наиболее секретной,поэтому помочь ничем не могу.Э, нееет. Тему поднял не я. Вам и отдуваться. Либо вы хотите выставить себя причастным к теме, либо у вас ряд новых гениальных идей по поводу БРПЛ.
ЦитироватьПросим извенения,если вы пишете о криптоне,то при какой температуре? - Это нужно для предоставления информации из справочника для газов.ЦитироватьЯ пишу о теплопроводности криптона. О чём пишете Вы, удаляя попутно свои посты, одному Богу известно.ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
Цитировать"Не дождётесь!"(С) Известный анекдот.ЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.ЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиакомА ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
ЦитироватьВам виднее. Ваша идея вводить в КС газ с молярной массой 84, Вам и отдуваться.ЦитироватьПросим извенения,если вы пишете о криптоне,то при какой температуре? - Это нужно для предоставления информации из справочника для газов.ЦитироватьЯ пишу о теплопроводности криптона. О чём пишете Вы, удаляя попутно свои посты, одному Богу известно.ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
Цитировать"Не дождётесь!"(С) Известный анекдот.Помню, заходим в аудиторию. Мой одногруппник, обращаясь к преподу (недавно выздоровевшему после операции):
ЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.Насчёт "сладкого" правильно. А греть чем? Кипятильник поставим?
ЦитироватьТему то подняли не вы,вы только написали о:ЦитироватьТема подводных аппаратов является наиболее секретной,поэтому помочь ничем не могу.Э, нееет. Тему поднял не я. Вам и отдуваться. Либо вы хотите выставить себя причастным к теме, либо у вас ряд новых гениальных идей по поводу БРПЛ.
Лично я за второй вариант.
ЦитироватьГреть можно в стенках того же газо-генератора,где ближе источник тепла,оттуда и брать тепло.ЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.Насчёт "сладкого" правильно. А греть чем? Кипятильник поставим?
П. С. меня препод пытался подловить, когда я сдавал ему РД-107, зачем в нём штука, похожая на кипятильник. В методе этого не было, но я догадался.
ЦитироватьТему то подняли не вы,вы только написали о:У Наперстянки появилась альтернатива, значит, все постановления ЦК КПСС и СовМина СССР идут к чёрту.
"При создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса." ... что я и счел глубоко ошибочным из-за обозначенной мною альтернативы.
ЦитироватьПодлодки лучше не "трогать",так как никто ничего о них не узнает,-Поправка: не узнаете вы, т. к. не любитель читать.
Цитироватьпросто тема о них невезучая для обсуждений.Опять же, для вас: по совпадению, я не только учусь на двигателиста, но ещё и увлекаюсь историей создания БРПЛ в СССР (их выпускали в городе, откуда я родом).
ЦитироватьКак не крути,а с горячей кислотой реакция идет быстрей,чем с холодным кислородом,и температура на выходе ГГ меньше.Цитировать"Не дождётесь!"(С) Известный анекдот.ЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.ЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиакомА ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
ЦитироватьГреть можно в стенках того же газо-генератора,где ближе источник тепла,оттуда и брать тепло.Неплохо бы:
ЦитироватьКак не крути,а с горячей кислотой реакция идет быстрей,чем с холодным кислородом,и температура на выходе ГГ меньше.Какая реакция с кислородом? Мы сравниваем ваши фантазии с РД-107. Вы ж решили доказать, что можно сделать проще.
ЦитироватьНе надо ;)А чего? Пусть человек разбирается.
ЦитироватьОна разберётся :P :P Пустая трата сил будетЦитироватьНе надо ;)А чего? Пусть человек разбирается.
ЦитироватьОна разберётся :P :P Пустая трата сил будетНе знаю почему, но я в Наперстянку верю. :oops: Человек мало знает по теме, наша задача - ему помочь.
ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега. Чтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями. Так же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.-Я писал о подводной лодке,и не более того. А Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.?
ЦитироватьНу по сравнению с Физиком Ивановым Наперстянка - светоч истины.Не думаю. Она даже не в состоянии сформулировать свою идею которую она пытается отстоять.
ЦитироватьДжентльмены, а с кем это вы разговариваете:Чётто я пропустил где этто?ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега. Чтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями. Так же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.-Я писал о подводной лодке,и не более того. А Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.?
Варианты ответа:
1. Троль
2. Псих.
3. Блондинка.
ЦитироватьЧётто я пропустил где этто?http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=897034#897034
ЦитироватьТеперь,когда я заглянул в хороший "Справочник по теплопроводности жидкостей и газов" Н.Б.Варгафтика 1990,то со всей очевидностью увидел совершенно безальтернативный вариант применения водорода для "завесы",на стр. 32 оказалось,что при 15 МПа,70 К,-теплопроводность составила 113 у.е. Вт/(м К) ,а при 1500К она составила 620 единиц,хотя в справочнике не оказалось большей температуры для водорода,но я прогнозирую,что у атомарного водорода теплопроводность незначительно выше 620 ед.. Сравнивал с азотом,но у того масса ого-го. Так вот,прикинул: большой ли водородный бачок надо на "завесу" и ТНА; и чувство компактности подсказывает,что объем водородного бака не менее одной трети от общего объема компонентов не сильно затруднит любителей строить на керосине,а если,все же бак с водородом покажется большим,то действительно,проще на ТНА использовать аммиак с кислотой,с химическим зажиганием,тогда на "завесу" уйдет вообще маленький бак с водородом. Что касается разжигания аммиака с кислотой в ГГ,то из ста одного способа я бы выбрал суппер-надежный - использование в ГГ активных вкладок,из гидридов щелочных металлов и циркония,такая вкладка могла бы проработать достаточно долго,чтобы разогреть весь турбо-агрегат,тут важно,чтобы эта вкладка выделяла водород помимо своего горения. Поместить ее можно в торце ГГ,напротив турбины,- так,чтобы она прижималась давлением газов,естественно,на нее должно "капать" некоторое колличество азотной кислоты,с подачей которой в ГГ сразу образуется устойчивое пламя из-за горения вкладки;при этом,форсунки должны быть расположены радиально внутрь ГГ. ... И опять я не увидел трудностей с технологиями в конце сороковых годов.ЦитироватьНе надо ;)А чего? Пусть человек разбирается.
ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. Мне осталось разобраться только с теплоизоляцией и возможнеостью применения медно-берилиевого сплава для баков ... и ВСЕ :twisted:
ЦитироватьНу что, джентльмены?ЦитироватьТеперь,когда я заглянул в хороший "Справочник по теплопроводности жидкостей и газов" Н.Б.Варгафтика 1990,то со всей очевидностью увидел совершенно безальтернативный вариант применения водорода для "завесы",на стр. 32 оказалось,что при 15 МПа,70 К,-теплопроводность составила 113 у.е. Вт/(м К) ,а при 1500К она составила 620 единиц,хотя в справочнике не оказалось большей температуры для водорода,но я прогнозирую,что у атомарного водорода теплопроводность незначительно выше 620 ед.. Сравнивал с азотом,но у того масса ого-го. Так вот,прикинул: большой ли водородный бачок надо на "завесу" и ТНА; и чувство компактности подсказывает,что объем водородного бака не менее одной трети от общего объема компонентов не сильно затруднит любителей строить на керосине,а если,все же бак с водородом покажется большим,то действительно,проще на ТНА использовать аммиак с кислотой,с химическим зажиганием,тогда на "завесу" уйдет вообще маленький бак с водородом. Что касается разжигания аммиака с кислотой в ГГ,то из ста одного способа я бы выбрал суппер-надежный - использование в ГГ активных вкладок,из гидридов щелочных металлов и циркония,такая вкладка могла бы проработать достаточно долго,чтобы разогреть весь турбо-агрегат,тут важно,чтобы эта вкладка выделяла водород помимо своего горения. Поместить ее можно в торце ГГ,напротив турбины,- так,чтобы она прижималась давлением газов,естественно,на нее должно "капать" некоторое колличество азотной кислоты,с подачей которой в ГГ сразу образуется устойчивое пламя из-за горения вкладки;при этом,форсунки должны быть расположены радиально внутрь ГГ. ... И опять я не увидел трудностей с технологиями в конце сороковых годов.ЦитироватьНе надо ;)А чего? Пусть человек разбирается.
ЦитироватьВы упорно игнорируете объективную реальность?ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. Мне осталось разобраться только с теплоизоляцией и возможнеостью применения медно-берилиевого сплава для баков ... и ВСЕ :twisted:
ЦитироватьБлондинка?Для блондинки слишком много умных слов.
ЦитироватьГоворя об РД-107,я гляжу на самое главное,на его тягу и давление в КС. Для начала освоения космоса тяга явно мала. Что касается перекиси,то лучше было в начале пути сочинить постоянный запал для невоспломеняющихся компонентов,нежели рисковать с перекисью,не зная,как на нее будет действовать аккустический удар.ЦитироватьКак не крути,а с горячей кислотой реакция идет быстрей,чем с холодным кислородом,и температура на выходе ГГ меньше.Какая реакция с кислородом? Мы сравниваем ваши фантазии с РД-107. Вы ж решили доказать, что можно сделать проще.
Температура на выходе ГГ определяется, исходя из работоспособности газа (комплекс RT). Так что сравнивать надо не только температуры, но и молярные массы.
ЦитироватьГоворя об РД-107,я гляжу на самое главное,на его тягу и давление в КС.Мы сравниваем конструкцию РД-107 с вашими фантазиями при прочих равных (главное - тяга).
ЦитироватьДля начала освоения космоса тяга явно мала.А вот гляди-ка ж ты, смогли осваивать. И до сих пор... А всё потому, что с вами не консультировались.
ЦитироватьЧто касается перекиси,то лучше было в начале пути сочинить постоянный запал для невоспломеняющихся компонентов,нежели рисковать с перекисьюПерекисные ГГ были как раз освоены и создание ЖРД с ним не имело под собой технического риска.
Цитироватьне зная,как на нее будет действовать аккустический удар.Хватит бредить.
ЦитироватьВ чем же имелась "объективная реальность" для конца сороковых годов? Построить крупный водородный бак,его тепловую защиту? А может проблема была в построении лаборатории,изучающей теплопроводность металлов? Или эти "злосчастные" турбинные лопатки построить? О чем думали "академики",когда выбирали тип двигателя? При хороших справочниках конструкция,топливо,материалы автоматически вырисовываются сами собой. Медь,водород,его "закрытая" схема,применение бериллия без всякой "вафли",мало холода для охлаждения - можно взять,помимо кислорода, этан. Есть над чем подумать.ЦитироватьВы упорно игнорируете объективную реальность?ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. Мне осталось разобраться только с теплоизоляцией и возможнеостью применения медно-берилиевого сплава для баков ... и ВСЕ :twisted:
И что "и всё"?
ЦитироватьВ чем же имелась "объективная реальность" для конца сороковых годов? Построить крупный водородный бак,его тепловую защиту? А может проблема была в построении лаборатории,изучающей теплопроводность металлов? Или эти "злосчастные" турбинные лопатки построить? О чем думали "академики",когда выбирали тип двигателя? При хороших справочниках конструкция,топливо,материалы автоматически вырисовываются сами собой. Медь,водород,его "закрытая" схема,применение бериллия без всякой "вафли",мало холода для охлаждения - можно взять,помимо кислорода, этан. Есть над чем подумать.Вы всё воспринимаете поверхностно. За техническими решениями не видите огромной научной работы, НИР и ОКР-ов. В результате - отрицаете весь исторический опыт.
ЦитироватьЭто характерно для блондинок. Главное - употреблять их невпопад.ЦитироватьБлондинка?Для блондинки слишком много умных слов.
ЦитироватьЭто характерно для блондинок. Главное - употреблять их невпопад.Вообще, интересно посмотреть на характерные признаки всех категорий. Получится весьма занимательно.
ЦитироватьРаз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.Сразу,что приходит на ум,то надо вам самим лететь в космос без "тормозов",и программа ваших действий четко проявится.
ЦитироватьКапитуляция не принимается! Как про 40-е года у вас турбонасосы, водород и прочая, а как спросили, что делать счас - в кусты.ЦитироватьРаз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.Сразу,что приходит на ум,то надо вам самим лететь в космос без "тормозов",и программа ваших действий четко проявится.
ЦитироватьА я еще раз пишу-ракетчик,летавший в космос,становится другим ракетчиком.ЦитироватьКапитуляция не принимается! Как про 40-е года у вас турбонасосы, водород и прочая, а как спросили, что делать счас - в кусты.ЦитироватьРаз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.Сразу,что приходит на ум,то надо вам самим лететь в космос без "тормозов",и программа ваших действий четко проявится.
ЦитироватьА я еще раз пишу-ракетчик,летавший в космос,становится другим ракетчиком.Это слив.
ЦитироватьПо Рокоту
63 град убрать как нереализуемое
Приполярная (86-89 град) - 4 град 47 мин
82,5 град - 13 град 45 мин
ССО - 341 град 00-30 мин
Цитировать"Рокот" - двухступенчатая РН с тандемным расположением ступеней и разгонным блоком типа "Бриз". Стартовая масса ракеты составляет 107 т, длина - 28.5 м. Масса полезного груза (ПГ), выводимого с космодрома Плесецк на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 63°, составляет 1850 кг, на полярную круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 97° - 1100 кг.Это наклонение не используется?
ЦитироватьЗЫ Молнию-М если оставить, то только для памятиРН "Молния-М" больше не используется?
ЦитироватьНет Протона и Днепра.Блин, забыл в таблицу добавить. Вот что нашёл:
ЦитироватьРакета-носитель "Днепр" предназначена для оперативного, высокоточного выведения на околоземные орбиты с высотами 300-900 км, наклонениями 50.5°, 64.5°, 87.3°, 98° одного или группы космических аппаратов различного назначения массой до 3,7 т.[ТУТ (http://www.yuzhnoye.com/?id=28&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Dnepr/Dnepr)].
ЦитироватьЗенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 градЮжная -- т.е. не на С-С-З, а по румбу Ю-Ю-З?
ЦитироватьПо моим данным для байконурского Зенита открыты трассы на 51,6; 63 ; 87 (тоже "южная" трасса) град и ССО. Пытаются еще на 47 открыть, но это как с Монголией договорятсяЯсно, спасибо.
ЦитироватьПо Плесецким СоюзамПодправлю.
Наклонение орбиты Азимут стрельбы
62,8° 90,24°
Цитировать64,8° 67,7°Точно с Плесецка? Может с Байконура с таким наклонением?
Цитировать67,1° 56,31°По формуле Az = arcsin[ cos(i) / cos(
ЦитироватьЦитирую отсюда: "Рокот" стартует из Плесецка" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/210/article_22.shtml)Да, нет РПЦитировать"Рокот" - двухступенчатая РН с тандемным расположением ступеней и разгонным блоком типа "Бриз". Стартовая масса ракеты составляет 107 т, длина - 28.5 м. Масса полезного груза (ПГ), выводимого с космодрома Плесецк на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 63°, составляет 1850 кг, на полярную круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 97° - 1100 кг.Это наклонение не используется?
Цитироватьhttp://www.dvinainform.ru/news/2010/10/01/87211.shtml?prnЦитироватьЗЫ Молнию-М если оставить, то только для памятиРН "Молния-М" больше не используется?
Цитировать«Нынешний, 229 пуск "Молнии-М" стал последним в летной истории этой ракеты-носителя», - сообщил ИТАР-ТАСС официальный представитель Космических войск Алексей Золотухин.
ЦитироватьДве ошибки.ЦитироватьЗенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 градЮжная -- т.е. не на С-С-З, а по румбу Ю-Ю-В? Тогда от указанного азимут должен отличаться на 180°, получаем 167,3°. Или во время вывода делается крен?
Цитироватьhttp://www.sovinformsputnik.com/08021842.htmlЦитироватьНу и Космос-3М еще целых две машины, наверняка на ССО - 98,2 - 339 град 34 минТ.е. всего 2 РН осталось?
ЦитироватьЭксплуатация ракет-носителей серии «Космос» завершится после 2012 года, сообщил в четверг, 4 августа 2011 года, гендиректор Российского центра имени Хруничева Владимир Нестеров, сообщает РИА Новости.ЗЫ Где тема "РН Космос-3М" ???[/size]
ракета
«У нас остались две машины ,,Космос", которые должны улететь в 2012 году. Производство этих ракет завершается», — сказал он.
В январе командующий Космическими войсками Олег Остапенко сообщил о планах завершить эксплуатацию ракеты-носителя «Космос-3М» в 2013 году. По его словам, в период с 2011 по 2012 планируется осуществить два запуска таких ракет.
ЦитироватьА с Плесецка ГЛОНАССы на другое наклонение, отличное от Байконурского выводятся?Цитировать64,8° 67,7°Точно с Плесецка? Может с Байконура с таким наклонением?
ЦитироватьПо РН "Протон-М": используются наклонения 51,5° [ТУТ (http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=4222)], а при запуске "ГЛОНАСС" - 64,8°Точнее ИМХО 51,6
ЦитироватьЗапуск космических аппаратов SES-3 (OS-2) и KazSat-2 осуществляется по ранее применявшейся схеме выведения с использованием штатных трассы полета и районов падения отделяемых частей ракеты-носителя. Подобная схема была успешно применена при совместном запуске российских телекоммуникационных спутников "Экспресс-АМ44" и "Экспресс-МД1" в феврале 2009 года. Кроме того, трасса полета, обеспечивающая наклонение опорной орбиты равное 48°, задействовалась при выведении ракетой-носителем "Протон-М" с РБ "Бриз-М" тяжелых (массой около или более шести тонн) зарубежных телекоммуникационных космических аппаратов.http://coopi.khrunichev.ru/main.php?id=543
ЦитироватьДве ошибки.По п.1 -- да, виноват, стормозил. Румб ЮЮЗ получается -- 192,7°.
1. Берем в одну руку яблоко, в другую ножик, режем ножом яблоко и вспоминаем, что наклонение смотрится в восходящем узле
2. Не крен, а рыскание
ЦитироватьЕщё вопрос -- Рокот на наклонение 97° не летает?Летает, летает, при определенной высоте (~400 км) это будет солнечно-синхронная орбита (ССО)
ЦитироватьЗенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 градА как летали Зениты с Целиной на 71 градус?
По моим данным для байконурского Зенита открыты трассы на 51,6; 63 ; 87 (тоже "южная" трасса) град и ССО. Пытаются еще на 47 открыть, но это как с Монголией договорятся :wink:
ЦитироватьА как летали Зениты с Целиной на 71 градус?По базовому наклонению 64,8 (за что купил, однако)
ЦитироватьА доварачивали второй ступенью?ЦитироватьА как летали Зениты с Целиной на 71 градус?По базовому наклонению 64,8
ЦитироватьА в таблице вы какую-то ахинею написали, извиняюсь, даже не соображу, из чего Вы это получили.Можно подробнее, что ЭТО? :)
ЦитироватьПоймите, у Рокота пока открыто три трассы, потом идет доворот на участке работы 2-й ступени и доразгоне, выдаче второго импульса.Ну так бы сразу и написали. Теперь понятно, исправлю.
ЦитироватьИ цифры с приведенными мной не бьют совершенноСтранно. Имеем формулу, связывающую наклонение i орбиты, широту
ЦитироватьБерём Плесецк (
ЦитироватьСтранно. Имеем формулу, связывающую наклонение i орбиты, широту
ЦитироватьПолучается,что швы КС сваривают совсем не в вакууме.Хз. Может, в среде инертного газа.
ЦитироватьВсе-таки,как обалденно выглядит аргон для завесы по совокупности теплопроводных свойств,- в жидком виде идет высокая теплопроводность,а далее,очень низкая при высоких температурах,как специально для медных стенок при 15 МПа,при весе 1,4г/см3 и 74К в целом получается преимущество перед водородом,хотя,РЖД получается чуть сложней.ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. ...
Цитироватьхотя РЖД получается чуть сложней.:D :D :D
ЦитироватьНад опечаткой смеяться,-над собой скалиться,пусть будет ЖРД.Цитироватьхотя РЖД получается чуть сложней.:D :D :D
ЦитироватьПолучается сложнее:При оценке сложности инженерного решения можно сразу отметить,что 2-4% жидкого аргона от всей массы являются мизерной компактной частью,с которой можно легко управиться. При этом потребуется,если точнее выражаться,бачок с теплоизоляцией,доп. насосик для "завесы", 3)Так как при этом приходится оперировать очень маленькими количествами материала,то можно смело надеяться,что инженерное решение по коллекторам для завесы не составит особых трудностей,тем более,что это не горячий кислород,-здесь для трубопроводов подошли бы "технологичные" никелевые сплавы. ... зато,какой был бы эфект :!:
1) Дополнительный бак с теплоизоляцией
2) Доп. насос на ТНА
3) Существенно сложнее камера за счёт введения коллекторов впрыска, новых трубопроводов, обводных коллекторов (горючее придётся пускать в обход коллекторов впрыска).
ЦитироватьНу, я уж давно вам предлагаю посчитать, во что выльются все эти маленькие бачки и насосики с коллекторчиками. Докажите миру с помощью цифири, что ваша идея хороша.Да в принципе тут все ненамного сложней велосипеда. Тут можно обратить на такие цифры: если для керосиновой завесы используется около 4% от массы всего топлива,то аргон потребует не более 3% из-за своих лучших теплопроводных характеристик,а так же,из-за возможности создания давления в аргоновом насосе более чем в 1.5 раза большее относительно давления керосинового насоса в открытой схеме,-из-за большей ок. 1.5 раза плотности аргона(80 К),чем у керосина. Низкая температура и плотность аргона позволяет создать аргоновый ТНА с давлением насоса не ниже 40 МПа,- такая цифра вырисовывается потому,что даже водородные насосы выдают более 45 МПа. При таких цифрах вполне можно надеяться,что в аргоновом коллекторе,в самой щели щелевой кольцевой форсунки давление будет превышать не менее 2 раза давления в КС(15-20 МПа),это благотворно скажеться на длинне плотного слоя "завесы" в КС. Что касаемо цифр по конструкции,то при "типовых" диаметрах КС в 800 мм,толщина "завесы" на самом выходе из щели будет,при выше означенном расходе,около 2 мм при давлении в щели примерно 40 МПа. Габариты аргонового коллектора так же проглядываются исходя из наиболее легкой конструкции оного. Легче всего сделать такой кольцевой коллектор со стороны цилиндрической части КС с аркообразным,полукругоподобным видом в его поперечном сечении "кольца". При 40 МПа при толщине стенок коллектора около 10 мм ширина основания "полукольца-арки" будет не болше 50 мм(если количество подводящих аргон в коллектор трубок будет не более 10 шт.),при этом зто основание является частью цилиндра КС,которая температурно защищается тем,что горючее из самых крайних двух рядов форсунок только начинает сгорать.При такой конструкции коллектора обогнуть его горячему кислородному току из "рубашки" будет конструктивно очень просто,- при этом надо,чтобы медный цилиндр КС около щели расширялся и "наползал" сбоку на "кольцо" коллектора при 10 мм своей толщине в этом месте,привариваясь к коллектору уже с другой его стороны без нарушения сильно уплотненной структуры меди . Естественно,вся медная часть изначально должна быть целиковой и монолитной,медная заготовка должна фрезероваться в крио-камере на соответствующих обжимных и распирающих болванках. Подводящие аргон трубки могут иметь гильзовую тепло-изоляцию в местах прохождения сквозь охлаждающий стенки КС кислород,водород и прочее. К коллектору же аргона можно так же приварить днище КС в виду отсутствия огранечений на толщину стенок аргон.коллектора. Вес самого коллектора будет не более 50 кг. При весе первой ступени 700 тонн понадобится всего ок.20 т жидкого аргона,это ок. 15 кубов м3.,- в полушаре радиусом ок.6 м. Аргонный ТНА будет весить не более 4% от веса всех ТНА на данной "ступени" ракетоносителя. Малый расход определяет простоту изготовления дополнительных элементов ракеты. Хорошо еще отметить,что утолщенная медная стенка позволяет лучше изготовить ледяной "панцирь" для страховки стенок КС на момент пуска двигателя,когда может иметь место дисбаланс давления в КС И в охлаждающей "рубашке".
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А при какой температуре он разлагается?
Товарищи! Пишу диплом. Сейчас считаю охлаждение камеры сгорания. Возник вопрос: какой запас брать по температуре компонента? По таблицам посмотрел - температура кипения НДМГ при примерно 10 атм. составляет 130 град. С (Большаков Г. Ф. "Химия и технология компонентов жидкого ракетного топлива" ;) . У меня по расчётам получается температура 115 град. С. Достаточен ли запас в 15 град.?..
Мне кажется, что нет...
ЦитироватьСтарый пишет:580-600 К. Та же книжка.
А при какой температуре он разлагается?
ЦитироватьСтарый пишет:Таблица до 9,24*10^5 Па дана.
И почему такое низкое давление?
ЦитироватьСтарый пишет:Научрук дал посчитать РД-114 на 25 МПа в КС. :)
Вытеснительная подача и регенеративное охлаждение?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Гм... http://wwwcdl.bmstu.ru/e1/GRD.pdf
Таблица до 9,24*10^5 Па дана.
ЦитироватьАлександр Ч. пишет:Спасибо :) Буду искать.
Гм... http://wwwcdl.bmstu.ru/e1/GRD.pdf
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ой! Наверно точно не закипит...
Научрук дал посчитать РД-114 на 25 МПа в КС.
ЦитироватьСтарый пишет:Очевидно, давление в тракте не позволит закипеть. Может, НДМГ перейдёт в сверхкритическое состояние.
Ой! Наверно точно не закипит...
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: Может, НДМГ перейдёт в сверхкритическое состояние.Положительно.
А как это отразиться на охлаждении?
ЦитироватьСтарый пишет:Из-за возникшей турбулентности?
Положительно.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Както считается что сверхкритическая жидкость охлаждает лучше докритической. Наверно да, из турбулентности. А может чисто от того что не будет локальных вскипаний из-за локального перегрева.ЦитироватьСтарый пишет:Из-за возникшей турбулентности?
Положительно.
ЦитироватьСтарый пишет:Насколько я помню, локальные вскипания как раз интенсифицируют теплообмен (увеличивается коэффициент теплоотдачи) за счёт улучшения перемешивания жидкости.
А может чисто от того что не будет локальных вскипаний из-за локального перегрева.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Локальное вскипание увеличивает общий теплообмен но снижает локальный в месте вскипания. Там и происходит прогар.ЦитироватьСтарый пишет:Насколько я помню, локальные вскипания как раз интенсифицируют теплообмен (увеличивается коэффициент теплоотдачи) за счёт улучшения перемешивания жидкости.
А может чисто от того что не будет локальных вскипаний из-за локального перегрева.
А вот когда кипение принимает более интенсивный характер и на стенку ложится сплошная пелена пара - то тут идёт резкое понижение коэффициента теплоотдачи из-за низкой теплопроводности пара.
ЦитироватьСтарый пишет:Подозреваю, что локальное вскипание - явление неустойчивое и кратковременное. Т. е. не факт, что прогар будет.
Локальное вскипание увеличивает общий теплообмен но снижает локальный в месте вскипания. Там и происходит прогар.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Саша, если не секрет, а к чему вопрос?
Вот только сейчас задумался над вопросом: а чем отличается полимер от кристалла?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:степенью симметрии
Товарищи! Вот только сейчас задумался над вопросом: а чем отличается полимер от кристалла?
ЦитироватьG.K. пишет:Начал читать статью: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B8%D0%B4%D1%80%D0%B8%D0%B4_%D0%B0%D0%BB%D1%8E%D0%BC%D0%B8%D0%BD%D0%B8%D1%8F
Саша, если не секрет, а к чему вопрос?
Цитироватьоктоген пишет:А точнее выразиться можно? Что с чем вы собираетесь собрать вместе?
Спрошу тут Вот есть два движка сравнимой тяги: РД-108 и РД-120, можно ли к РД-108 присобачить камеру сгорания с потрохами от РД-120? А то для движка с тягой 90 т четыре горшка смотрятся архаично...
ЦитироватьК ТНА+ГГ от РД-108 присоединить КС РД-120?Именно так! А ГГ на перекиси архаичным не кажется- у него дубовейшая надежность!
Цитироватьоктоген пишет:У ГГ на основных компонентах тоже дубовейшая надёжность.
Именно так! А ГГ на перекиси архаичным не кажется- у него дубовейшая надежность!
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Полимер - понятие химическое, достаточно написать формулу, указав повторяющиеся части его молекулы, а как вещество будет выглядеть, это уже скорее физика - пространственная структура может быть разной...
Товарищи! Спасибо за ответы!ЦитироватьG.K.Начал читать статью: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B8%D0%B4%D1%80%D0%B8%D0%B4_%D0%B0%D0%BB%D1%8E%D0%BC%D0%B8%D0%BD%D0%B8%D1%8F
пишет:
Саша, если не секрет, а к чему вопрос?
там написано, что это "бесцветное или белое твёрдое вещество, имеющее полимерную структуру".
А потом "В обычных условиях гидрид алюминия имеет полимерную молекулярную структуру (AlH3)n, при этом его кристаллическая форма существует в семи полиморфных модификациях".
И тут я понял, что не понимаю разницу между полимером и кристаллом.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Получается что улучшить РД-107 можно только удешевлением его производства, а конструктив оставить какой есть... Перевод ГГ на основные компоненты не стоит выделки, все равно НК-33 он не догонит.Цитироватьоктоген пишет:У ГГ на основных компонентах тоже дубовейшая надёжность.
Именно так! А ГГ на перекиси архаичным не кажется- у него дубовейшая надежность!
Идея не пройдёт. КС 11Д123 рассчитана на давление в КС порядка 180 атм, если память мне не изменяет - раз. Она для замкнутого двигателя и соответственно ФГ совершенно иная - два.
Я как-то делал расчёт ЖРД - перевод РД-107 с перекиси на основные компоненты. Там рост ПН был за счёт повышения УИ ДУ и за счёт роста РЗТ боковых блоков.
Цитироватьоктоген пишет:Ну да. Так и есть.
Перевод ГГ на основные компоненты не стоит выделки, все равно НК-33 он не догонит.
Цитироватьоктоген пишет:Новый двигатель для ДМ. чтото на эту тему было
Почему не делают охлаждение КС жидким кислородом?
Цитироватьоктоген пишет:ЖК имеет гораздо меньший хладоресурс, чем керосин, несмотря на то, что ЖК на ракете больше - примерно в 2,5 раза по массе. Хладоресурс - это сколько тепла можно вкачать в ЖК, чтобы он потерял свои охладительные свойства. Даже если ЖК переохлаждённый, его удельная теплоёмкость невысока, а когда ЖК начинает кипеть, то теплосъёмная способность его резко падает, и камера сгорания прогорает.
Почему не делают охлаждение КС жидким кислородом? Ведь потом "мятым кислородом" можно подкручивать ТНА, как сделано в РД-0164 с мятым метаном. Думаю что переохлажденный до -210 кислород как охладитель не сильно хуже водорода.
Про кипение: почему водородники на мятом газе это кипение переваривают?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Вполне возможно. Но вышеприведённого не отменяет.
Ещё на 11Д57 КС охлаждали и водородом. и ЖК.
Цитироватьdidgik пишет:Хм, можно. Только из-за разницы давлений наддува она не будет плоской. И на неё должна быть нанесена теплоизоляция - температура кипения метана градусов на 20-30 больше, чем у кислорода. И площадь её будет больше, чем у обычного днища.
А подскажите, есть ли практическая возможность сделать объеденный бак кислород/метан, с вертикальной перегородкой внутри?
Цитироватьdidgik пишет:Так с этого и надо начинать. ИМХО, нет. Схема получается несимметричной.
Допустим, что можно, то есть ли теоретические преимущества такой схемы?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Разделите, к примеру, полуволновый диполь на два четвертьволновых штыря, какая у них по отдельности диаграмма направленности? А вместе уже что-то другое... Каждый малый отрезок в отдельности излучал бы "во все стороны", а вместе они дают картину направленного ( у диполя- в одной плоскости) излучения, ну а фазированная решётка организована так, что излучение концентрируется в определённом пространственном угле благодаря сдвигу фаз между отдельными излучателями, притом можно ещё и управлять диаграммой, меняя этот сдвиг - не надо вращать антенну. Да, это именно интерференция в пространстве, но где поле гасится, там и нет энергии поля, туда она не излучается, можно сказать...
Товарищи! А кто объяснит мне принцип действия АФАР? Я так понимаю, что они состоят из отдельных излучателей, каждый из которых в отдельности имеет широкую диаграмму направленности (читай - излучает во все стороны). А вот волны от соседних элементов интерферируют и гасят друг друга так, что из широкой диаграммы вырезается узкая.
Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю.
ЦитироватьКубик пишет:Ой... Вы для нас, лошадей, попроще пожалуйста :) Я ж в радиотехнике полный ноль.
Разделите, к примеру, полуволновый диполь на два четвертьволновых штыря, какая у них по отдельности диаграмма направленности?
ЦитироватьКубик пишет:Ага, это понятно.
Да, это именно интерференция в пространстве
ЦитироватьКубик пишет:Вот! Именно этот момент и не понятен :( Т. е.: почему за счёт интерференции энергия перераспределяется в определённом направлении?
но где поле гасится, там и нет энергии поля, туда она не излучается, можно сказать...
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:http://lib.qrz.ru/node/2185ЦитироватьКубикОй... Вы для нас, лошадей, попроще пожалуйста Я ж в радиотехнике полный ноль.
пишет:
Разделите, к примеру, полуволновый диполь на два четвертьволновых штыря, какая у них по отдельности диаграмма направленности?
Понятно, что я задаю довольно глупые вопросы, но тут уж прошу извинить меня
...
ЦитироватьВот! Именно этот момент и не понятен (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_sad.gif) Т. е.: почему за счёт интерференции энергия перераспределяется в определённом направлении?Принцип сохрнения энергии. Онa исчезнуть никудa не может только перерaспределится.
ЦитироватьСергио пишет:Интерференция чaстный случaй резонaнсa. Отсюдa и усиление при совпaдении пaрaметров волны.
ну с рефлектором понятно - он отразит, перекинет энергия.
а гашение одной антенны другой в 100 метрах от антенны справа под 45 градусов никак не передаст эту энергию в 500 мтров от антенны прямо по курсу.
ЦитироватьАлександр Ч. пишет:Не успели, по причине снa... .
Э-э-э... а почему вы не подумали о варианте, что узел решётки ФАР делает то же самое, что и участок зеркала. Т.е. в одном случае фаза сигнала меняется "приспособой" (фазавращатель), а в другом за счёт криволинейности поверхности?
А поскольку "приспособа" позволяет менять фазу сигнала, как нам хочется, то значит мы ей "имитируем" практически любой зеркало.
Это так, на кухонном, для лошадей
PS Пытался ещё вчера дать ответ, но после того, как в очередной раз попытался изобразить тензор поля, решил, что не стоит :-D
PSS АФАР, это тот же ФАР, только в узлах помимо приемников ещё и передатчики. Работает точно так же.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Не совсем правильно.
Товарищи! А кто объяснит мне принцип действия АФАР? Я так понимаю, что они состоят из отдельных излучателей, каждый из которых в отдельности имеет широкую диаграмму направленности (читай - излучает во все стороны). А вот волны от соседних элементов интерферируют и гасят друг друга так, что из широкой диаграммы вырезается узкая.
Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю.
ЦитироватьСергио пишет:Я нихт андерстенд ап чом спитч....
Ded, to est vot eto nepravilno?:
ЦитироватьСергио пишет:Не понимаете. Приведенный Вами рисунок этого не описывает. В Интернете можно найти ФАР из параболических антенн. Понятнее???
я понимаю вот этот спич:
"Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю."
и понимаю что иллюстрация оисывает вышесказанное.
Вы пишите что "Поэтому их КУ складывается, но, в отличие от зеркальной антенны, не на апертуре, а в пространстве." чего я не понимаю.
Электромагнитная энергия которая пошла скажем между 120 и 180 градусом на картинке - потеряна, и никак не может быть появиться на 63-64 градусе, так?. или картинка к (а)фару не имеет отношения и там как то по другому?
ЦитироватьDed пишет:Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит... :oops:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
ЦитироватьКубик пишет:Скажу. При любом результате.ЦитироватьDed пишет:Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит...
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
ЦитироватьКубик пишет:Любой диск рано или поздно отказывает, поэтому очень рекомендую использовать технологию RAID - два разных диска пишут одну и ту же информацию. Затрудняюсь сказать как это можно организовать на ноутбуке, но на стационарных компьютерах работает.ЦитироватьDed пишет:Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит... :oops:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
ЦитироватьDed пишет:Спасибо, а насчёт фазы..."что встречно включённые одинаковые источники постоянного тока, (да и переменного - при совпадении фаз)" - н-да, скобочки не поставил.. :oops:ЦитироватьКубикСкажу. При любом результате.
пишет:ЦитироватьDed пишет:Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит...
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Цитироватьdmdimon пишет:Опытная РЛС на американском корабле. Там в приёмном и передающих трактах использовалась линза Люнеберга.
Кстати, насколько я помню, первый (американский? английский?) ФАР радар был реализован на физических линиях задержки разной длины, т.е. на "распределенной линзе из волноводов разной длины" фактически.
Цитироватьdmdimon пишет:Этот урок прогулял. Вы можете просветить? Особенно интересно сохранение синфазности и других параметров.
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
Цитироватьdmdimon пишет:Что кстати?
Точно. чутка я наврал насчет линзы из волноводов, забыл уже как оно там было.
Кстати, если картинку, которой интересуется Сергио, чуть дополнить - она станет нагляднее. Просто дорисуем фронт волны:
ЦитироватьDed пишет:Принцип Гюйгенса-Френеля. От каждой точки фронта волны рисуется окружность радиусом пропорциональным скорости света в окрестности точки. Затем рисуется огибающая по всем окружностям - это и будет новый фронт волны.Цитироватьdmdimon пишет:Этот урок прогулял. Вы можете просветить? Особенно интересно сохранение синфазности и других параметров.
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
ЦитироватьТатарин пишет:А как насчет увеличения усиления?ЦитироватьDed пишет:Принцип Гюйгенса-Френеля. От каждой точки фронта волны рисуется окружность радиусом пропорциональным скорости света в окрестности точки. Затем рисуется огибающая по всем окружностям - это и будет новый фронт волны.Цитироватьdmdimon пишет:Этот урок прогулял. Вы можете просветить? Особенно интересно сохранение синфазности и других параметров.
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
На школьном уровне можно просто и достаточно верно рисовать распространение света в сложных случаях - на сложных границах разных сред, через щели и т.п.
ЦитироватьКубик пишет:Успехов большой нуль. Какое-то механическое повреждение дисков...ЦитироватьDed пишет:Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит...
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
ЦитироватьDed пишет:если холодный диск работает (хоть минуту), а после прогрева отваливается - отказала термостабилизация. Я на длинных шлейфах (поместив диск(диски, это была raid0-пара) в заведомо герметичный пакет) клал их в ведро с водой со льдом, выжидал 10-15 минут для охлаждения и сливал инфу(не доставая из ведра). Альтернативно - два аккумулятора холода (цена рублей 300-500, для сумок-холодильников которые), замораживаете в морозилке, между ними зажимаете диск и вперед - только диск в пакет, а то роса выпадет.
Успехов большой нуль. Какое-то механическое повреждение дисков...
ЦитироватьDed пишет:на прием или на передачу? На передачу - у вас формируется (суммарный) фронт волны, которая несет всю излученную энергию.ЦитироватьТатарин пишет:А как насчет увеличения усиления?
Принцип Гюйгенса-Френеля. От каждой точки фронта волны рисуется окружность радиусом пропорциональным скорости света в окрестности точки. Затем рисуется огибающая по всем окружностям - это и будет новый фронт волны.
На школьном уровне можно просто и достаточно верно рисовать распространение света в сложных случаях - на сложных границах разных сред, через щели и т.п.
Видимо прогулял не один урок...
Цитироватьdmdimon пишет:Если крутится и опознаётся - одно, если нет... иногда программы восстановления "будят", но совет правильный - захоложенный, ну просто в холодильнике, в пакете от росы - может заработать, частенько дело в нарушении внутренних связей в платах и схеме, что через месяцы может временно восстановиться.. В своё время Fujtsu отзывала свои недолгоживущие диски, и у меня 40 ГБ рухнул.. но через год вылежался и подхоложенный сдал всю инфу...А если не тыркается вовсе, чаще сдох контроллер, и восстанавливают заменой на такой же -от другого диска...ну, это на фирмах... знакомому из Англии выписывали, модель была не новая. Bad blocks - не критично, даже старые программы их обходят и пробуют восстановить данные.ЦитироватьDedесли холодный диск работает (хоть минуту), а после прогрева отваливается - отказала термостабилизация. Я на длинных шлейфах (поместив диск(диски, это была raid0-пара) в заведомо герметичный пакет) клал их в ведро с водой со льдом, выжидал 10-15 минут для охлаждения и сливал инфу(не доставая из ведра). Альтернативно - два аккумулятора холода (цена рублей 300-500, для сумок-холодильников которые), замораживаете в морозилке, между ними зажимаете диск и вперед - только диск в пакет, а то роса выпадет.
пишет:
Успехов большой нуль. Какое-то механическое повреждение дисков...
Цитироватьdmdimon пишет:А что, есть разница?
на прием или на передачу
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:http://go2starss.narod.ru/pub/E020_FDMT.html
Доброго времени суток.
Может ли кто пояснить на пальцах (или хотя бы послать верным курсом) принцип работы ядерного взрыволета типа того же Ориона.
То есть сам принцип работы понятен, непонятен принцип преобразования энергии ядерного взрыва (излучения по сути) в кинетическую. Раньше я думал, что взаимодействие идет по абляционному принципу: нагрев-испарение-нагрев-расширение поверхностного слоя плиты, но изучение немногочисленных источников показывает, что в проектах плита была неразрушаемой.
Пытаюсь посчитать различные элементы подобного корабля, и вот на оценке удельного импульса и механизма преобразования энергии забуксовал, а без этого не выбрать материал плиты, не оценить предельную падающую на единицу площади энергию и т.п.
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:Там направляется небольшая энергия в определённом направлении. Выглядит это примерно как конус, в вершине которого находится ядерный заряд, а основание направлено к тяговой плите. Как лучше описать не знаю. :)
Кстати о направленных ядерных устройствах (тоже совсем недавно о них узнал) - в них направление придается всему спектру продуктов, или преимущественно излучению?
Может какая литературка по теме есть?
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:Пишите мыло
Норот, есть у кого чертеж общего вида ТНА РД-170/180/190? На lpre не слать - там нет. Или пниту у кого поспрошать. Лютые подробности не нужны, но нужно четко разглядеть конструктив. Спасибо.
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:Что нашёл - отправил...
samuraijack85@rambler.ru
Спасибо =)
ЦитироватьСергей Капустин пишет:Скорее всего, ограничения здесь чисто компоновочные и конструктивно-технологические.
существуют однокамерные, двухкамерные, четырехкамерные РД.
какие сложности возникают при дальнейшем увеличении числа камер? во что упираемся, допустим при проектировании 6 камерного двигателя? в ТНА?
Цитироватьavmich пишет:В связи с этим вопросом интересен коэффициент сопротивления сферы потоку в соответствующем диапазоне скоростей. Может, у кого под рукой эти данные есть?
Заинтересовался вот каким вопросом.
Насколько велико сопротивление воздуха для "толстых" ракет? Скажем, сколько ХС будет потеряно при попытке вывести на орбиту ракету сферической формы в одну ступень при "обычных" значениях ускорений?
ЦитироватьСергей Капустин пишет:Был и шестикамерный двигатель. В конечном счёте всё упрётся в хладоресурс горючего - чем больше камер, тем больше суммарный тепловой поток через стенки.
существуют однокамерные, двухкамерные, четырехкамерные РД.
какие сложности возникают при дальнейшем увеличении числа камер? во что упираемся, допустим при проектировании 6 камерного двигателя? в ТНА?
Цитироватьmihalchuk пишет: ................ В конечном счёте всё упрётся в хладоресурс горючего - чем больше камер, тем больше суммарный тепловой поток через стенки.Лучше сказать без "через стенки", так как в двигателестроении имеются два направления, одно, где в стенках используется медь, а другое, где принципиально другой материал, например, карбид циркония, охлаждаемый завесой.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/120833.jpg)
Вопрос: А почему бы не убрать рулевые двигатели на 2-й ступени "Союза" (блок "А" ;) и не управлять креном с помощью основных камер, меняя в них тягу? Точно так-же можно сделать и в 1-й ступени (блоки "Б", "В", "Г", "Д" ;) . Только нужно будет решить проблему с поворотами.
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:У УР-100 диаметр вроде 2 м был.
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Ай я склерозник! :-( Действительно, сначала там 2 метра было. То, что доктор прописал. :-)ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:У УР-100 диаметр вроде 2 м был.
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:http://kollektsiya.ru/raketi/402-ur-100-8k84-mezhkontinentalnaya-ballisticheskaya-raketa.html
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Управлять креном, меняя тягу? А получится?
Вопрос: А почему бы не убрать рулевые двигатели на 2-й ступени "Союза" (блок "А" ;) и не управлять креном с помощью основных камер, меняя в них тягу?
ЦитироватьSalo пишет:Установочными углами вопрос решаем :) Чисто теоретеически, конечно
А получится?
ЦитироватьSalo пишет:Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Двигатели и шар-баллоны, к примеру.ЦитироватьSalo пишет:Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Нельзя задавать такие вопросы. Сложнейшая задача, зависит от многих параметров и конструкции ступени (материалы, есть ли термоизоляция, размер крупных агрегатов; угла входа и т. д.
Ещё вопрос: При какой скорости вхождения в атмосферу происходит полное сгорание ступени?
Цитироватьmihalchuk пишет:Да и не сгорает ПОЛНОСТЬЮ никогда. Что-то обязательно остается.
Сложнейшая задача, зависит от многих параметров
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Листочки эвти. :)ЦитироватьКомодский Варан пишет:Двигатели и шар-баллоны, к примеру.ЦитироватьSalo пишет:Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:От самарских шпионов долетали даже элементы баков ДУ. :)ЦитироватьКомодский Варан пишет:Двигатели и шар-баллоны, к примеру.ЦитироватьSalo пишет:Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:1)У РД0124 качаются камеры.
Ещё немного вопросов:
1) Как осуществляется управление 3-й ступенью РН Союз-2 (блок И), ведь рулевых двигателей на РД-0124 не видно.
2) Можно ли не ставить теплоизоляцию на бак кислорода у верхних ступеней?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:На РД0110 рулевых двигателей тоже нет.
ведь рулевых двигателей на РД-0124 не видно.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:На всех новых ракетах и ракетных блоках гелий.
Ещё вопросы:
1) Почему газ наддува во всех российских РН не поменяют с азота на гелий?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:В КС допустимо, недопустимо в ТНА.
2) Допустимо ли попадание небольшой части газа наддува в КС ГРД?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Основные проблемы вибрации и высокая тяговооружённость
3) Безопасно ли осуществлять пилотируемые запуски на РН, все ступени которых - РДТТ/ГРД?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Цимес?
5) Можно ли печатать баки РН на 3D принтере? Некриогенные, под вонючку.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Безусловно.
1) Можно ли хранить жидкий метан в криогенной ёмкости из-под ЖК?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Потому, что Роскосмос пока еще не отправлял АМС дальше околоземной орбиты.
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
ЦитироватьEchidna пишет:ЭкзоМарсЦитироватьКомодский Варан пишет:Потому, что Роскосмос пока еще не отправлял АМС дальше околоземной орбиты.
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Ты имеешь в виду чисто отправку? Потому что никто не заказывал ему такую отправку.ЦитироватьEchidna пишет:ЭкзоМарсЦитироватьКомодский Варан пишет:Потому, что Роскосмос пока еще не отправлял АМС дальше околоземной орбиты.
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
ЦитироватьСтарый пишет:как это? если полетел?
Потому что никто не заказывал
ЦитироватьLeonar пишет:Вопрос был про "дальше Марса".ЦитироватьСтарый пишет:как это? если полетел?
Потому что никто не заказывал
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вот так и надо было спрашивать, ато "экзомарс, экзомарс..."
Старый , хорошо, тогда подругому: Почему Роскосмос не занимается разработкой КА, и не запускает собственные КА на межпланетные траектории?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:он гос. бюджет проклёпывает другими способами,менее
Почему Роскосмос не занимается разработкой КА, и не запускает собственные КА на межпланетные траектории?
Цитироватьoby1 пишет:И менее ответственными.
он гос. бюджет проклёпывает другими способами,менее
технологичными.
ЦитироватьEchidna пишет:Не. Если начать надфилем из рельса выпиливать компьютер то он не появится. Сколько ни пили.
Чтобы у России появились АМС дальше Марса, надо просто их делать начать. Вот и весь секрет.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:По сути начинать сначала. Создавать современную электронику, начинать с простых аппаратов.
Старый , и как можно решить эту проблему?
ЦитироватьСтарый пишет:Радиоастрон запустили. И он не чугуниевый, а карбоновый. 8)
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
ЦитироватьSalo пишет:Иногда чудеса случаются. :) Да и не к Луне же. :)ЦитироватьСтарый пишет:Радиоастрон запустили. И он не чугуниевый, а карбоновый. 8)
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
ЦитироватьMax Andriyahov пишет:Гарантированно убивать с помощью САС - еще дороже. Это даже без убийственной экономики бесполезного таскания САС и немалых затрат на доработку носителя.
Ведь её стоимость меньше 300 млн за убитый мексиканский спутник
ЦитироватьMax Andriyahov пишет:Ну если мексиканский спутник оборудовать парашютом и двигателями мягкой посадки...
Ведь её стоимость меньше 300 млн за убитый мексиканский спутник, например.
ЦитироватьСтарый пишет:350000 км, это почти к Луне.ЦитироватьSalo пишет:Иногда чудеса случаются. :) Да и не к Луне же. :)ЦитироватьСтарый пишет:Радиоастрон запустили. И он не чугуниевый, а карбоновый. 8)
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
ЦитироватьSalo пишет:Один из двух каналов радиотелескопа.
Что именно не бибикнуло?
ЦитироватьСтарый пишет:Там 2й комплект передатчика целевой информации перегревался в определенных условиях. Как-то обошли проблему, насколько понимаю. Ну, еще отказал управляющий модуль одной из групп нагревателей СОТР. Нормальный набор для успешной миссии. Я в разы бОльший видел у очень успешных с точки выполнения основной научной задачи или вообще всех научных задач.
Один из двух каналов радиотелескопа.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Где именно? Температуру "уцелом" надо поддерживать по разным причинам. От уменьшения диффузии через мембрану до обеспечения работы клапанов и датчиков давления в температурном диапазоне, на который они рассчитаны.
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков?
ЦитироватьSalo пишет:Не канал передачи данных со спутника на землю а канал самого радиотелескопа. Он же должен был работать на двух частотах а работает только на одной. Или нет?
Оба работают:
http://ria.ru/science/20110825/423888586.html
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Меньше газа требуется при нагреве (уравнение Менделеева-Клапейрона).
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков? Без подогрева никак?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:При нагреве газ расширяется и требуется меньше газа.
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков? Без подогрева никак?
ЦитироватьОАЯ пишет:Коим образом? Там их 2 производства "Время Ч" из Нижнего Новгорода. А рубидиевые швейцарские. И проблема, насколько помню, была в ЭМС у него. Там, кстати, на борту еще и антенный переключатель (или как это по-русски) помер.
отказ одного водородного стандарта (вроде импортного). Остался исправным наш.
ЦитироватьВсего РадиоАстрон имеет 4 частотных диапазона работы и оснащён 4 космическими приёмниками, настроенными на длины волн: 92 см, 18 см, 6 см, 1,35 см.
ЦитироватьSalo пишет:Спасибо.
http://www.nanometer.ru/2012/09/02/kosmicheskij_apparat_274294.htmlЦитироватьВсего РадиоАстрон имеет 4 частотных диапазона работы и оснащён 4 космическими приёмниками, настроенными на длины волн: 92 см, 18 см, 6 см, 1,35 см.
Цитироватьin case of questions contact: Yuri Kovalev
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А тебе не кажется, что это просто выходная "улитка"?
Товарищи, помогите, пожалуйста, разобраться с конструкцией центробежного насоса с двухсторонним подводом.
1. Зачем нужен элемент поз. 1 (рис. 1)? Поз. 2 - это явно кожух коллектора компонента.
Моё предположение - это обтекатель для компонента, чтобы тот направлялся под нужным углом на вход в насос. Если его убрать, потоку жидкости пришлось бы сильно изменять угол течения...
2. Что за полость между этими элементами (рис. 2; поз. 1, 2)?.. Нужна она, наверняка. для облегчения конструкции. Но как она технологически образуется?.. Ведь корпус насоса изготавливают литьём. Ума не приложу. :(
рис. 1
рис. 2
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Тоже гипотеза. Но у неё ж там внутри поперёк потока "ребро"! В улитке такого быть не может - поток движется с большой скоростью. 1 - ребро, 2 - отверстие.
А тебе не кажется, что это просто выходная "улитка"?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Разгружали "по-простому" ротор насоса от осевых сил?
И ещё (гулять, так гулять!). Почему в ранних конструкциях ТНА в насосах с большим расходом применяли крыльчатки с двухсторонним подводом, а потом от них отказались? Даже на РД-170 крыльчатки с односторонним подводом - уж там расходы весьма велики.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:А вот это предположение мне нравится! :)
Разгружали "по-простому" ротор насоса от осевых сил?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Это просто свободное пространство ("воздух") между выходной улиткой и входом в насос. Ребро располагается на внешней поверхности улитки в этом самом свободном пространстве.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Тоже гипотеза. Но у неё ж там внутри поперёк потока "ребро"! В улитке такого быть не может - поток движется с большой скоростью. 1 - ребро, 2 - отверстие.
А тебе не кажется, что это просто выходная "улитка"?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:1) Не только для разгрузки, но и для улучшения антикавитационных свойств насоса. "Отказались", очевидно, потому, что и то, и другое достигли другими способами, упростив конструкцию насоса.
Итак, с конструкцией насоса с двухсторонним подводом разобрались, спасибо Старому.
Почему раньше применяли крыльчатки с двухсторонним входом - вроде бы тоже. Для разгрузки ротора ТНА.
Итак, оставшиеся вопросы:
1) Почему отказались от таких крыльчаток?
2) Применяли ли такие крыльчатки США?
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:Низкий уи не из-за низкого давления
Низкий УИ из-за низкого давления
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:1) Да; что будет, если добиться предельной температуры, которую выдерживают лопатки, с учётом кислого газа, интересно бы узнать...
Подскажите плиз
1. Как я понимаю, ТНА на перекиси делает конструкцию ЖРД существенно проще (ниже температуры, ТНА проще и надежнее)
2. возможно ли сделать РД на 500-600 тс с ТНА на ВПВ как у РД-107 (условно F-1) - понадобится условно 10 тн перекиси для питания кратно мощной турбины 120-140 с..
Низкий УИ из-за низкого давления, а также потери веса на баки с перекисью не считаю смертельным недостатком.
Парогаз "низкой" температуры даже полезен для охлаждения.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Видимо, по той же причине, по которой на РД0120 применили одновальный ТНА, а не 2 отдельных турбонасоса - простота и дешевизна освоенных технологий.
Старый, Гость 22, спасибо за объяснения!
Про ССМЕ бы не догадался - пойду освежать в памяти конструкцию.
А пока такой вопрос. Про КС ССМЕ читал, что часть её сделана путём гальванического осаждения металла на внутреннюю рубашку. Про такую же технологию читал в последнем номере НК (применительно к китайскому водороднику). А почему в СССР не пользовались такой технологией?..
ЦитироватьДмитрий В. пишет:ИМХО, технология гальванопластики (или как правильно?) проще и дешевле, чем:
простота и дешевизна
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Самая дешевая и простая технология - это та, которая уже есть и отрабатывалась десятилетиями.ЦитироватьДмитрий В. пишет:ИМХО, технология гальванопластики (или как правильно?) проще и дешевле, чем:
простота и дешевизна
ЦитироватьГость 22 пишет:Ну, может быть :) Спрошу у знакомых заводчан.
Самая дешевая и простая технология - это та, которая уже есть и отрабатывалась десятилетиями.
ЦитироватьГость 22 пишет:Спасибо. :)
К тому же, советская технология позволяет делать камеры по одной и той же технологии (и даже в нескольких вариантах, например, с фрезерованными каналами или со вставками) практически из любых типов стали и многих сплавов, добиваясь оптимального сочетания цены и качества в каждом конкретном случае. А для электроосаждения силовой стенки только никель и годится (если не ошибаюсь).
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Вот потому и кажется, что оболочка, полученная гальванопластикой будет дешевле.
Но катанный лист имеет свойсва кованного металла.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: ...Навряд ли кто рискнет.
- подготовить стальной лист,
- согнуть его на трёхвалковой гибочной машине,
- сварить по образующей,
...
Цитироватьavmich пишет:Ликвидация безграмотности.
Александр, колись :) - по какому проекту вопросы?
ЦитироватьНаперстянка пишет:Опять попытка наброса?
Навряд ли кто рискнет.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Весна.
Опять попытка наброса?
ЦитироватьLanista пишет:Эта страна вечной весны уже загадила немало тем.
Весна.
ЦитироватьГость 22 пишет:Щяз! Вот Наперстянка придёт и расскажет вам, как на самом деле делаются оболочки КС. А когда оно расскажет, как они ДОЛЖНЫ делаться, то волосы на голове дыбом встанут :(
Скорее уж это была ирония :-)
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:РД-108 и так вакуумный - давление на срезе сопла 0,34.
подскажите плиз, какого макс уи можно добиться для рд-108, если его затюнить под вакуум
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:Всё упирается в габариты - если увеличить диаметр среза сопла, то камеры просто упрутся друг в друга.
(размер сопла увеличить и т..д.)?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Сопла увеличить,внутренние выступы срезать и по стыкам сварить.Конструкция будет жёще.и вакуумный УИ получится. :D :oops:
Всё упирается в габариты - если увеличить диаметр среза сопла, то камеры просто упрутся друг в друга.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Не, ну тогда уж сопло внешнего расширения фигачить. В центральный срез сбрасывать мятый турбогаз. Импульс тяги попрёт вверх!..
Сопла увеличить,внутренние выступы срезатьи по стыкам сварить.Конструкция будет жёще.и вакуумный УИ получится. :D :oops:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Там они и развалятся от вибраций. Каждая камера "гуляет" отдельно. Плюс сопла тогда от срезов должны быть неохлаждаемые.
Сопла увеличить,внутренние выступы срезатьи по стыкам сварить
ЦитироватьШтуцер пишет:Вряд ли все четыре камеры в резонанс войдут.А так общее уменьшение вибраций да еще и по газовому тракту.Да и концевые части сопла ИМХО несут меньшую термическую нагрузку+ абляция.Но это так, фантазии дилетанта. :oops:
Там они и развалятся от вибраций. Каждая камера "гуляет" отдельно. Плюс сопла тогда от срезов должны быть неохлаждаемые.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Вряд ли. А вот что будет в месте столкновения четырёх сверхзвуковых струй - это хороший вопрос.
Вряд ли все четыре камеры в резонанс войдут
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Что по газовому тракту? Уменьшение вибраций?! Поток сверхзвуковой и по определению процессы у среза сопла распространяться вверх по течению не могут - поток-то сверхзвуковой.
да еще и по газовому тракту.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Есть один вариант, который применили как минимум один раз, когда габариты сопел были жёстко заданы, а увеличить удельный импульс очень хотелось.
Но это так, фантазии дилетанта. :oops:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну наверное не столкновения , а соединения четырех газовых струй,обладающих практически одинаковой скоростью и давлением.А как насчет передачи скачков давления из КС за время движения в сопле в перпендикулярном направлении.Они ведь тоже не синхронизируются и вибрация будет снижаться и в сопле и в КС за счет большей скорости звука в металле? И,извиняюсь,еще один вопрос:Проводились ли какие либо работы по активному уменьшению вибрационных нагрузок?Ну как глушение звука излучением оного в противофазе.ИМХО на наших многокамерных двигателях это вроде бы реально?Этот вопрос давненько меня интересовал.Если не сложно.ЦитироватьЮрий Темников пишет:Вряд ли. А вот что будет в месте столкновения четырёх сверхзвуковых струй - это хороший вопрос.
Вряд ли все четыре камеры в резонанс войдутЦитироватьЮрий Темников пишет:Что по газовому тракту? Уменьшение вибраций?! Поток сверхзвуковой и по определению процессы у среза сопла распространяться вверх по течению не могут - поток-то сверхзвуковой.
да еще и по газовому тракту.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Ну, может быть.
Ну наверное не столкновения , а соединения четырех газовых струй,обладающих практически одинаковой скоростью и давлением.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Увы, не понял о чем речь :(
А как насчет передачи скачков давления из КС за время движения в сопле в перпендикулярном направлении.Они ведь тоже не синхронизируются и вибрация будет снижаться и в соплеи в КС за счет большей скорости звука в металле?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Нет, не проводились. Нужен датчик с постоянной времени меньшей, чем частота звуковых колебаний, обрабатывающая сигнал ЭВМ и, главное, исполнительные механизмы.
ИМХО на наших многокамерных двигателях это вроде бы реально?
ЦитироватьГость 22 пишет:Не в любой, потому что, если сваривать шов обычной электросваркой, то химический состав металлического сплава становится неоднородным в зависимости от глубины провара (плюс атмосферная грязь, аргон и прочее). А значит нужна сложная рискованная спецсварка, если конечно работа не проводится с чистым конкретным металлом, например, с чистым молибденом под вакуумом.
Перечисленные тех. операции "рискнут" сделать в любой более или менее оснащенной мех. мастерской
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:Теоретически - можно. В СССР проводилась широким фронтом тема "Люминал" - то была тиксотропная суспензия алюминия в гидразине.
а можно ли добавлять порошкообразный алюминий в жидкое топливо (керосин) для повышения уи?
понятно, что надо взмешивать/взбалтывать ;-)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:спасибо.
тиксотропная суспензия
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла.
Но не смотря на огромное число изысканий тема была закрыта. Инженеры столкнулись со множеством трудностей.
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:Какими-какими суспензиями?
глинистыми суспензиями не очень интересует.
ЦитироватьСергей пишет:А он разве охлаждается в ЖРД? :D :D
крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: А он разве охлаждается в ЖРД? (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif) (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif)Шютник, аднака..
ЦитироватьКубик пишет:Не шучу. Нисколько. В ЖРД сопловые аппараты турбин не охлаждаются. В авиационных турбинах - да.
Шютник, аднака..
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло.ЦитироватьКубик пишет:Не шучу. Нисколько. В ЖРД сопловые аппараты турбин не охлаждаются. В авиационных турбинах - да.
Шютник, аднака..
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:У нас некому создавать , денег , подходящего оборудования для изготовления крупногабаритных КС так же нет.
Интересно, можно ли создать однокамерный двигатель с использованием тна от рд-170?
Или конструктора до сих пор боятся ВЧ колебаний в таких больших камерах?
ЦитироватьГеоргий БуговЭто не нужно. Нет смысла.
User
Сообщений: 253
Регистрация: 20.02.2016
#11460 21.03.2017 22:27:52
Интересно, можно ли создать однокамерный двигатель с использованием тна от рд-170?
Или конструктора до сих пор боятся ВЧ колебаний в таких больших камерах?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:А чем определяется оптимальная длина - отработанной мощностью на камеру?
Увеличится длина дв и следоватнльно ступени.
Цитировать
Георгий Бугов (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/44137/)
User
Сообщений: 254 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/44137/post/all/) Регистрация: 20.02.2016
#1149 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1628099/#message1628099)
0
23.03.2017 20:07:26А чем определяется оптимальная длина - отработанной мощностью на камеру?
[TH]Цитата[/TH] m-s Gelezniak (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15214/) пишет:
Увеличится длина дв и следоватнльно ступени.
Почему 800 тн делим на 4 камеры, а не на 3 или 6?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:оно видно, что F-1 длиннее рд-170 на треть (6 против 4 м). но критично ли эти 2 м для ракеты. и не проще ли 1 камера, пусть и огромная
Увеличится длина
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:...на крепкой водке и кислороде. Дальше в прошлое нормальных ЖРД вообще не просматривается. Разве только мечты Комодского.
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
ЦитироватьШтуцер пишет:не на столько.
на крепкой водке и кислороде
ЦитироватьГеоргий БуговДля блока возимого по ЖД критично. и повторюсь возникают осложнения с управлением по крену. при решении этой "проблемки" теряется упомянутый выше небольшой прирост УИ.
User
Сообщений: 257
Регистрация: 20.02.2016
#11530 25.03.2017 13:36:11
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Увеличится длина
оно видно, что F-1 длиннее рд-170 на треть (6 против 4 м). но критично ли эти 2 м для ракеты. и не проще ли 1 камера, пусть и огромная
может 1 камерная все-таки менее эффективна для высоких давлений?
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Зато разнотяга нету.
возникают осложнения с управлением по крену
ЦитироватьШтуцер пишет:Имеете что-то против вытесниловки?ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:...на крепкой водке и кислороде. Дальше в прошлое нормальных ЖРД вообще не просматривается. Разве только мечты Комодского.
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
ЦитироватьКомодский ВаранНашли проблему... .
User
Сообщений: 707
Регистрация: 28.04.2016
#11580 25.03.2017 17:57:22
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
возникают осложнения с управлением по крену
Зато разнотяга нету.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Управление по крену тоже не является проблемой, его можно обеспечить отклонением выхлопа ТНА, как у Фалькона-1.ЦитироватьКомодский ВаранНашли проблему... .
User
Сообщений: 707
Регистрация: 28.04.2016
#11580 25.03.2017 17:57:22
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
возникают осложнения с управлением по крену
Зато разнотяга нету.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Управление по крену тоже не является проблемой, его можно обеспечить отклонением выхлопа ТНА, как у Фалькона-1.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Как сбрасывание в закритическую часть может помочь управлению по крену?
Лкчше сбрасывать в закритическую часть.
И насколько я понял речь шла о замкнутой схеме.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Как может повлиять вдувание в закритическую часть на завесное охлаждение, применяемое в ДОкритической части?
Как один из факторов уменьшения на завесное охлождение например.
ЦитироватьСергей пишет:Умник, такого термина, как "сопловой аппарат ЖРД" нет, читать ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло.
ЦитироватьПотому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
Плейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/)
User
Сообщений: 7108 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/post/all/) Регистрация: 08.09.2010
#1165 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1628701/#message1628701)
0
26.03.2017 14:24:19Как может повлиять вдувание в закритическую часть на завесное охлаждение, применяемое в ДОкритической части?
[TH]Цитата[/TH] m-s Gelezniak (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15214/) пишет:
Как один из факторов уменьшения на завесное охлождение например.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Ой! И сильный разнотяг КС в 11Д520?
Зато разнотяга нету.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Только в экзотических случаях.
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Большой однокамерник легче охлаждать, чем большой четырёхкамерник.
Чел то желает большой однокамерник.
:)
ЦитироватьАлександр ХорошихНа том экземпляре, Сто процентов есть.
User
Сообщений: 3679
Регистрация: 03.08.2006
#11720 02.04.2017 20:04:05
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Конечно не требуется. У 11Д122 завеса только одна - в районе смесительной головки.Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Вопрос интересный сам по себе, для чего они там могут быть?
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
....
На том экземпляре, Сто процентов есть.
Мелкие отв диаметром менее полумиллиметра.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Турбогаз это не компонент.Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Только в экзотических случаях.
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
На Ф-1 да, была завеса из мятого турбогаза,
ЦитироватьПлейшнерНу наверно компонент лишний... . :{}
User
Сообщений: 7110
Регистрация: 08.09.2010
#11770 02.04.2017 21:13:42
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
....
На том экземпляре, Сто процентов есть.
Мелкие отв диаметром менее полумиллиметра.
Вопрос интересный сам по себе, для чего они там могут быть?
Точно не для завесы ( ну если только на каком-нибудь отработочном экземпляре ). Благодаря высоким охлаждающим свойствам водорода, на охлаждение камеры РД-0120 расходуется лишь небольшая часть водорода, а именно лишь та часть, что используется для питания бустерного насоса. Этого достаточно.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Могут это быть приемники давления, например?
Я нос совал во многие движки. И побольше и поменьше. Встречается и не так редко. Дело в том что они неособо заметны.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Ну да, почему нет.
Кольцевой ряд с небольшим шагом?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ни где не писал , что речь идет о сопловом аппарате турбин, это ваши фантазии.ЦитироватьСергей пишет:Умник, такого термина, как "сопловой аппарат ЖРД" нет, читать ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло.
У турбины же сопловой аппарат есть - про него и шла речь.
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла." #1140[TD] | [/TD]
ЦитироватьПлейшнер
User
Сообщений: 7113
Регистрация: 08.09.2010
#11810 02.04.2017 21:22:09
Можете показать, где примерно находился тот пояс с отверстиями?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Если он работал с укороченным соплом, то наверное все ясно - газифицированный водород после охлаждения им камеры сбрасывали в закритику, а не направляли в бустерный насос
так и сопло отрезано
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Еще как меняет :D
Но сути не меняет.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:А Вас девушки не любят
У вас фигово с термодинамикой.
ЦитироватьСергей пишет:Вобщето когда речь идёт о скорости 200 м/с то трудно представить чтото кроме соплового аппарата турбины. Неужто в сопле ЖРД такие скорости?
Ни где не писал , что речь идет о сопловом аппарате турбин, это ваши фантазии.Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла." #1140
ЦитироватьПлейшнерУгу, совЭм не любят... . :)
User
Сообщений: 7118
Регистрация: 08.09.2010
#11900 02.04.2017 21:43:54
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
У вас фигово с термодинамикой.
А Вас девушки не любят
ЦитироватьПлейшнер пишет:Умгу:ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Конечно не требуется. У 11Д122 завеса только одна - в районе смесительной головки.Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
ЦитироватьЖидкий водород из бака поступает в бустерный насос горючего БНАГ, с выхода которого водород подводится на вход насоса горючего НГ ТНА высокого дваления. После насоса водород подается по отводящему трубопроводу с клапаном К3 в газогенератор ГГ. Часть жидкого водорода по отводящему трубопроводу поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания КС, в котором газифицируется и подается на двухступенчатую газовую турбину Т2 бустерного насоса БНАГ горючего.
Часть газофицированного водорода отбирается из рубашки охлаждения камеры сгорания и через расходный дроссель ДР2 поступает на наддув бака горючего ракеты, а также для питания рулевых машин и турбогенераторной системы электроснабжения.
После турбины Т2 водород по трубопроводу поступает в полость охлаждения огневого (переднего) днища смесительной головки камеры сгорания КС. Охлаждление огневого днища - транспирационное: газообразный водород поступает в огневую камеру через поры в материале огневого днища. Кроме того, часть водорода из полости охлаждения расходуется на создание пристеночного слоя в камере сгорания.
ЦитироватьСергей пишет:Умник, где ты не понял, что сопло ЖРД не может называться "сопловым аппаратом".. Сопловым аппаратом называется часть статора турбины. :)
Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Сообщение (//forum/pm/folder0/message0/user42239/new/)
E-mail (//forum/user/42239/send/email/)
ЦитироватьСтарый пишет:В дозвуковой части сопла ЖРД скорость газа от десятков м/сек до примерно 1000 м/сек (скорости звука) в самой узкой части сопла и далее скорость возрастает еще больше в зависимости от степени расширения сверхзвуковой части сопла. Теорию можно посмотреть в интернете - сопло Лаваля, как наиболее часто применяемое.
Вобщето когда речь идёт о скорости 200 м/с то трудно представить чтото кроме соплового аппарата турбины. Неужто в сопле ЖРД такие скорости?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну раз перешли на ты , да еще умник , спрашиваю, что мозги опять переклинило? Заметил, что до тебя простые вещи иногда туго доходят. Напомню предысторию. Речь шла о добавках алюминиевого порошка в горючее для повышения УИ. К отмеченным тобой недостаткам этого способа добавил:ЦитироватьСергей пишет:Умник, где ты не понял, что сопло ЖРД не может называться "сопловым аппаратом".. Сопловым аппаратом называется часть статора турбины. :)
Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Сообщение (//forum/pm/folder0/message0/user42239/new/)
E-mail (//forum/user/42239/send/email/)
ЦитироватьСергей
User
Сообщений: 2131
Регистрация: 06.05.2015
#11960 03.04.2017 11:16:46
Цитата
Старый пишет:
Вобщето когда речь идёт о скорости 200 м/с то трудно представить чтото кроме соплового аппарата турбины. Неужто в сопле ЖРД такие скорости?
В дозвуковой части сопла ЖРД скорость газа от десятков м/сек до примерно 1000 м/сек (скорости звука) в самой узкой части сопла и далее скорость возрастает еще больше в зависимости от степени расширения сверхзвуковой части сопла. Теорию можно посмотреть в интернете - сопло Лаваля, как наиболее часто применяемое.
ЦитироватьУмгу: ...Угу то угу. Но пояс в закритике в реале есть.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Не верю! Какой двигатель?
Угу то угу. Но пояс в закритике в реале есть.
ЦитироватьСтарый пишет:Такой двигатель так просто в печати не найти, так как эта конструкция для особо высоких давлений в КС с целью получения повышенных ускорений 1-й ступени с функцией стартового ускорителя.Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Не верю! Какой двигатель?
Угу то угу. Но пояс в закритике в реале есть.
ЦитироватьСергей пишет:Нет, это я тебе напомню.
Напомню предысторию.
ЦитироватьСергей пишет:Называть-то можно, но это свидетельствует о полной безграмотности.
ты начал выносить мне мозг, что я не имею права называть сопло ЖРД сопловым аппаратом.
ЦитироватьСергей пишет:Буагага! Вот ты турбинист и прокололся. Каждый, подчёркиваю особо: КАЖДЫЙ инженер с образованием жрд-двигателиста знает, что в ЖРД применяются оба типа турбин. И в каких типах ЖРД - какие типы турбин. И почему. Но все эти истины турбинистам не известны. :(
И какая турбина в ТНА - активная или реактивная?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Да читайте, коль хочется, мне правда это не надо, как то имею диплом техника по ЖРД еще до СА, высшее получил в бауманке по ЛА, 20 с хвостиком лет проектной работы по профилю. На википедию сослался, так как формул много, а там есть компактное изложение. Про узкое место (критическое сечение)писал не для Старого, он и так знает, но ведь посты читают и совсем дилетанты, которые могут и не знать.
Вы поаккуратнее с лекторским тоном. :)
Ведь лукции и я могу начать читать.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Точно тормоз, не ответ, а дополнение, научись понимать чужие посты, а если не понимаешь - спрашивай, а не хами.
Я написал:
"Инженеры столкнулись со множеством трудностей.
Например, турбину нельзя приводить в действие газом, полученном при сгорании люминала - твёрдые частицы алюминия, летящие с огромной скоростью, повредят сопловой аппарат и венец ротора турбины."
На что получил глубокомысленный ответ:
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше"
Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Повтори это еще раз десять, коль нравится. Видно любитель очевидное долдонить по несколько раз.
Для передовика ТЭЦ рассказываю. Сопло ЖРД так и называется: сопло, имеет дозвуковую и сверхзвуковую части. А у турбины статор имеет сопловой аппарат. Сопловые аппараты (особенно первых ступеней) в авиации охлаждаются протоком воздуха, в ЖРД - неохлаждаемые.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Категоричен, а хочу узнать какое базовое образование , опыт работы , стаж у лектора (рецензента)?ЦитироватьСергей пишет:Называть-то можно, но это свидетельствует о полной безграмотности.
ты начал выносить мне мозг, что я не имею права называть сопло ЖРД сопловым аппаратом.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Удивительно, точно тормоз, да еще процитировал мою часть поста, как мелкий жулик, не полностью. Вопрос то был к тебе, и проверял то я тебя. Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.ЦитироватьСергей пишет:Буагага! Вот ты турбинист и прокололся. Каждый, подчёркиваю особо: КАЖДЫЙ инженер с образованием жрд-двигателиста знает, что в ЖРД применяются оба типа турбин. И в каких типах ЖРД - какие типы турбин. И почему. Но все эти истины турбинистам не известны.
И какая турбина в ТНА - активная или реактивная?
ЦитироватьСергей пишет:Ты так и не понял, что тебе пишут?
Точно тормоз, не ответ , а дополнение , научись понимать чужие посты, а если не понимаешь - спрашивай, а не хами.
ЦитироватьСергей пишет:Ну правильно. Назвать сопло сопловым аппаратом - это и есть незнание терминологии.
" Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД " - категоричность утверждений умиляет, когда писал видно совсем не думал.
ЦитироватьСергей пишет:А чего, это имеет какое-то для тебя значение?
Категоричен, а хочу узнать какое базовое образование , опыт работы , стаж у лектора (рецензента)?
ЦитироватьСергей пишет:А ты похоже думал, что в ЖРД применяется только один тип турбин. Из вопроса это косвенно следует.
Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.
ЦитироватьСергей пишет: Вопрос то был к тебе, и проверял то я тебя. Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.Рекомендую тебе не интересоваться образованием и местом работы Александра Хороших, по крайней мере публично.
Но дальше общение продолжать не буду, у меня изменилось отношение к твоей личности в существенно худшую сторону, ты стал мне не интересен.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Игра в слова, передергивание, хамство , дальше без меня.ЦитироватьСергей пишет:Ты так и не понял, что тебе пишут?
Точно тормоз, не ответ , а дополнение , научись понимать чужие посты, а если не понимаешь - спрашивай, а не хами.
Ты попытался влезть в разговор умной фразой, но попал пальцем в небо. Поэтому дополнить не получилось. А когда указали на непонимание терминологии - обиделся, надув губки.ЦитироватьСергей пишет:Ну правильно. Назвать сопло сопловым аппаратом - это и есть незнание терминологии.
" Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД " - категоричность утверждений умиляет, когда писал видно совсем не думал.ЦитироватьСергей пишет:А чего, это имеет какое-то для тебя значение?
Категоричен, а хочу узнать какое базовое образование , опыт работы , стаж у лектора (рецензента)?
Для того, чтобы что-то знать, не обязательно иметь образование в виде официальных "корочек". Вон - у тебя есть корочки техника-жрдиста, но от этого ж знаний не прибавилось. Критическое сечение называешь неправильно, когда сказали "сопловой аппарат", то ты по дурости подумал про сопло :(ЦитироватьСергей пишет:А ты похоже думал, что в ЖРД применяется только один тип турбин. Из вопроса это косвенно следует.
Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.
И в итоге имеем надутого как индюк техника-недоучку :(
Что характерно, техник-недоучка даже не знает, что в СССР испытывался ЖРД на люминале-А и никакой
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше"
крест на его регенеративном охлаждении не поставил.
Вообще, как у тебя в голове родилась мысль, что двухфазный поток как-то по особому повлияет на регенеративное охлаждение?
ЦитироватьСергей пишет:Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист :( А всё на меня валил. На меня-то можно что угодно свалить и обвинить в чём угодно. Но когда пишешь такое:
Игра в слова, передергивание, хамство
ЦитироватьСергей пишет:Не надо было и начинать.
дальше без меня.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:ЦитироватьСергей пишет:Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист :( А всё на меня валил. На меня-то можно что угодно свалить и обвинить в чём угодно. Но когда пишешь такое:
Игра в слова, передергивание, хамство
Цитировать"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата",
Цитироватьи тут выясняется, что в реальности не поставил - то выходит как-то неловко, да?Можешь провоцировать сколько угодно, но тебе объяснять не буду (Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата). Мы - это о себе?
Ну и ответа на вопрос: как у тебя в голове родилась мысль, что двухфазный поток как-то по особому повлияет на регенеративное охлаждение? - боюсь, мы не дождёмся.
ЦитироватьСергей пишет:можешь долдонить сколько угодно, выставляя себя всё бОльшим и бОльшим дураком :)
(Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата).
Цитировать6. ЛЮМИНАЛ (ТИКСОТРОПНОЕ ТОПЛИВО)Недоучка, понимаешь, двухфазный поток НЕ ПОСТАВИЛ крест на регенеративном охлаждении "соплового аппарата".
До 1990г. был отработан экспериментальный двигатель С7.86.130В2 тягой 10 тонн на тиксотропном топливе «Люминал» (смесь 59% по массе гидразина, 40% алюминиевого порошка и 1% загустителя САКАП) по ТЗ ГРЦ им.Макеева.
ЦитироватьСергей пишет:Пиши грамотно: не "не буду", а "не могу".
но тебе объяснять не буду
ЦитироватьСергей пишет:
(Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата).
ЦитироватьУ меня нет возможности описать весь ход работ по этой НИР, но я хочу рассказать о значительных достижениях в этой работе. Работы были доведены, условно говоря, до стадии ЗДИ двигателя 3-й ступени. Испытания проводились на время огневой работы 100 сек. Отдельные экземпляры имели ресурс 280 сек., но стабильности по ресурсу не было. Энергетические характеристики ракеты с Люминалом, на основе экспериментальных данных, повышались на 25% по сравнению с «Синевой». Удельная тяга двигателей была на несколько единиц выше, чем на штатных компонентах, но основной прирост был за счет массовых характеристик ракеты, определяемых отношением конечного веса ракеты к стартовому.В.С. Завьялов. "О работе в КБХМ им. А.М.Исаева и не только об этом", стр. 82-84
...
Теперь конкретно о некоторых результатах. Для КС ЖРД, работающих на металлизированном горючем, потребовалось применять только конические сопла. Внутреннее охлаждение КС обеспечивалось только гептилом /НДМГ/, поэтому в двигателе появился 3-й компонент, что, конечно, снижало общие энергетические характеристики. Высокая теплонапряженность потребовала дополнительные пояса завесы для внутреннего охлаждения. В гептил для внутреннего охлаждения от головки добавлялся силикон. Для горячей стенки опробовались различные материалы с различными покрытиями.
ЦитироватьСергей пишет:А с чего ты взял, что я с тобой что-то обсуждаю? Я издеваюсь над твоим незнанием. Ну и заодно запостил тут цитату из Завьялова - а то вдруг кто-нибудь твой бред примет всерьёз.
Успокойся, не трать время, написал же - ничего обсуждать с тобой не собираюсь!!!!
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А Вам не кажется, что перечисленное в цитате, всё вместе и означает КРЕСТ ;)Цитировать Для КС ЖРД, работающих на металлизированном горючем, потребовалось применять только конические сопла. Внутреннее охлаждение КС обеспечивалось только гептилом /НДМГ/, поэтому в двигателе появился 3-й компонент, что, конечно, снижало общие энергетические характеристики. Высокая теплонапряженность потребовала дополнительные пояса завесы для внутреннего охлаждения. В гептил для внутреннего охлаждения от головки добавлялся силикон.В.С. Завьялов. "О работе в КБХМ им. А.М.Исаева и не только об этом", стр. 82-84
Крест ему двухфазный поток поставит. Ага, щяз.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну наконец то прорезался, оказывается издевается над моим незнанием. Оказывается достаточно чего то оппоненту не знать и готово, уже можно издеваться - то есть хамство это твоя натура. Но для тебя это простительно , ведь, кроме болтовни, ты ничего практически не сделал в ракетно-космической промышленности, да и информацию толком оценить не можешь. А что касается Завьялова, он же инженер-испытатель, не разработчик, не конструктор, и пишет о металлизированном топливе с чужих слов, и ,как сам пишет ,никаким боком не участвовал в этих работах. И из того , что он пишет, проблемы с охлаждением огневой стенки, которые долго пытались лечить и дополнительным завесным охлаждением, и подбором материала огневой стенки. В результате после 20 лет, потратив огромные средства, проект закрыли. Причем выигрыш в части УИ составлял несколько секунд, некоторый баллистический выигрыш получался за счет большего удельного веса топлива.ЦитироватьСергей пишет:А с чего ты взял, что я с тобой что-то обсуждаю? Я издеваюсь над твоим незнанием. Ну и заодно запостил тут цитату из Завьялова - а то вдруг кто-нибудь твой бред примет всерьёз.
Успокойся, не трать время, написал же - ничего обсуждать с тобой не собираюсь!!!!
ЦитироватьСергей пишет: Но для тебя это простительно , ведь, кроме болтовни, ты ничего практически не сделал в ракетно-космической промышленности, да и информацию толком оценить не можешь.Я ж тебе сказал что тебе не следует судить об образовании, месте работы, компетенции и компетентности Александра Хороших. А тем более ставить себя в положение самозваного экзаменатора. Ты не смог понять с первого раза?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Он твердотопливник с МИТа. Поэтому в ЖРД ни ухом ни рылом.
Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист
ЦитироватьСтарый пишет:ну ни не так,
Поэтому в ЖРД ни ухом ни рылом.
ЦитироватьСергей пишет:По причинам, не связанным с охлаждением.
В результате после 20 лет, потратив огромные средства, проект закрыли.
ЦитироватьСергей пишет:Очередной перл от дурня. Увеличение плотности топлива с 1,18 до 1,38 - это "некоторый" выигрыш. Ну да, циферка-то несильно поменялась :D Стала хотя бы 2 - технику-жрдисту бы понравилось.
некоторый баллистический выигрыш получался за счет большего удельного веса топлива.
ЦитироватьПлейшнер пишет:Не кажется. Работы прекратились, что характерно, в 91-м году. Когда уже стало не то, что до люминала, а не до 3М37 толком.
А Вам не кажется, что перечисленное в цитате, всё вместе и означает КРЕСТ ;)
ЦитироватьСтарый пишет:Он же пишет, что у него образование техника-жрдиста. И работал турбинистом. Так ещё и твердыш? Мастер на все руки :)
Он твердотопливник с МИТа.
ЦитироватьПлейшнер пишет:Безотносительно сути дискуссии. Просто красивая картинка F-1 с завесой:ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Турбогаз это не компонент.Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Только в экзотических случаях.
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
На Ф-1 да, была завеса из мятого турбогаза,
Подавать в закритику компонент для завесы может прийти в голову только безумцу, и то если ему показалось что без этого УИ слишком уж высок получается :)
ЦитироватьСергейА зря батенька, от хорошей лекции и профессора не отказываются. Послушать.
User
Сообщений: 2145
Регистрация: 06.05.2015
#12030 03.04.2017 18:34:50
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Вы поаккуратнее с лекторским тоном.
Ведь лукции и я могу начать читать.
Да читайте, коль хочется, мне правда это не надо, как то имею диплом техника по ЖРД еще до СА, высшее получил в бауманке по ЛА, 20 с хвостиком лет проектной работы по профилю. На википедию сослался, так как формул много, а там есть компактное изложение. Про узкое место (критическое сечение)писал не для Старого, он и так знает, но ведь посты читают и совсем дилетанты, которые могут и не знать.
ЦитироватьСтарый
User
Сообщений: 127716
Регистрация: 24.11.2003
#12200 04.04.2017 02:05:10
Цитата
Александр Хороших пишет:
Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист
Он твердотопливник с МИТа. Поэтому в ЖРД ни ухом ни рылом.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет::D "Ну слава богу, утешил, отец родной." (с) Рожденная революцией.
И при этом, проффесиональным двигателистом себя не считаю.
Цитировать
Штуцер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16327/)
(http://novosti-kosmonavtiki.ru/upload/forum/avatar/130/DSCN50662.JPG) (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16327/)
User
Сообщений: 23721 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16327/post/all/) Регистрация: 12.01.2010
#1231 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1632031/#message1632031)
0
04.04.2017 09:28:46(http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif) "Ну слава богу, утешил, отец родной." (с) Рожденная революцией.
[TH]Цитата[/TH] m-s Gelezniak (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15214/) пишет:
И при этом, проффесиональным двигателистом себя не считаю.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:Ага. И как они используют ТМИ.
Профессионально (по крайней мере постараюсь :oops: :{} :) ) я могу порассуждать по системам управления.
ЦитироватьГеоргий пишет: причем чугунную . например, с тугоплавкими присадкамиВот когда поймёте, за что выбирают для КС материалы, вне зависимости от технологии изготовления, тогда и вопрос отпадёт..И что за чугун такой придумали? (Прямо "Каллисто"(С) вспомнилось с "кессиндом" и "стеклом Эбралидзе" :D - отливать-то как собрались?) почём чугунок будет, кстати? :o
ЦитироватьКубик пишет:за счет теплопроводности.
за что выбирают для КС материалы
ЦитироватьГеоргий пишет:Эти два требования совмещают, делая камеру из двух материалов - внутреннюю стенку из медесодержащего сплава, наружную из стали, между ними охлаждение.ЦитироватьКубик пишет:за счет теплопроводности.
за что выбирают для КС материалы
ну и во вторую очередь за легкость при прочности.
ЦитироватьГеоргий пишет:Ну Вы же в первом пункте сами указали про требование теплопроводности, а во втором легкости. Чугуний никак. :)
разве нельзя чугунную стенку охлаждать ?
ЦитироватьГеоргий пишет:Ничего революционного. Сейчас Минитмен-3 на первой ступени имеет корпус РДТТ в виде стальной обечайки и двух стальных днищ, на второй - то же самое из титана, на третьей- кокон из КМ. После окончания гарантийного срока на ТТ, МБР разбирают, из металлических корпусов вымывают ТТ и по новой наносят ТЗП, технологические слои и заливают новое смесевое топливо с последующим отверждением. На третьей ступени попросту ставят новый РДТТ. Попутно производят при необходимости в соответствии программами модернизацию платформы разведения, СУ и т.д. Сейчас возникают трудности при обновлении МБР - отдельные компоненты уже не производятся, гражданская промышленность перешла на более современные.
США 400 новых МБР за $48 млрд
https://www.gazeta.ru/army/2017/04/08/10616525.shtml
Стратегическое сдерживание наземного базирования» сформулированы следующим образом: принять на вооружение ВВС США высокотехнологичные межконтинентальные баллистические ракеты с ядерными боевыми частями, способные находиться на боевом дежурстве до 2075 года.
Новое оружие должно быть спроектировано с учетом самых передовых технологий в сфере создания двигательных установок и систем управления, а также рассчитано на долгий жизненный цикл, удобство ремонта, обслуживания и модернизации.
« Твердотопливные ракеты с возрастом теряют свою эффективность и в конечном счете становятся непригодны к боевому применению. Гражданская промышленность в этом плане сегодня опережает военную, и целесообразно использовать комплектующие, которые уже созданы ранее и доказали на практике свою работоспособность
Что это значит ?отказ от рдтт ?возврат к жидкостным?
Цитироватьavmich пишет:(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/70021)
Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно?
Цитироватьavmich пишет:Именно поэтому такие двигатели:
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно? Желательно на конкретном примере - принципы относительно понятны, но почему практика приводит к таким разнообразиям - ?
Цитироватьavmich пишет:В ЖРД много дренажей. Например, из ТНА - дренируются компоненты, которые просочились через импеллерные и манжетные уплотнения, "на улицу". Компоненты, которые просочились через плавающее кольцо с выхода крыльчатки (т. е. под высоким давлением) используются для охлаждения и смазки подшипника - а потом по своему дренажу сливаются на вход в насос.
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Щяз! :D
Будут вытеснены такими:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Спасибо, Саша :) похоже, имеет смысл "спроектировать" движок, чтобы посмотреть на количество и состав узлов, которым понадобятся такие трубочки,Цитироватьavmich пишет:В ЖРД много дренажей. Например, из ТНА - дренируются компоненты, которые просочились через импеллерные и манжетные уплотнения, "на улицу". Компоненты, которые просочились через плавающее кольцо с выхода крыльчатки (т. е. под высоким давлением) используются для охлаждения и смазки подшипника - а потом по своему дренажу сливаются на вход в насос.
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно?
Дренируются компоненты не только из ТНА - но и из других агрегатов. Например, дросселей.
Есть и другие трубки - подвод компонентов к газогенераторам наддува, к рулевым машинкам, отбор на бустерные агрегаты.
Всё вышесказанное относится к относительно простым двигателям. Если же в составе двигуна есть пневмоклапаны, линии продувки и т. п. - сложность возрастает с возрастанием количества тех самых "трубочек".
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну давайте посмотрим, почему бы и нет. Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K с вытеснительным ЖРД и Фрегат с насосной подачей.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Щяз! :D
Будут вытеснены такими:
ЦитироватьStatus: Active. Thrust: 43.63 kN (9,808 lbf). Gross mass: 6,954 kg (15,330 lb). Unfuelled mass: 950 kg (2,090 lb). Specific impulse: 319 s. Burn time: 431 s. Height: 5.89 m (19.32 ft). Diameter: 1.70 m (5.50 ft). Span: 2.40 m (7.80 ft). Cost $ : 4.350 million.Фрегат:
Цитировать
Масса топлива, кг 5750 Масса конечная, кг 960 кг Высота, мм 1550 Диаметр описанный, мм 3440 Окислитель АТ(N2O4) Горючее НДМГ Наименование двигателя, C5-92 Тяга двигателя, н 20000 Удельный импульс двигателя, с 328,5
ЦитироватьКомодский Варан пишет:И давно это "разгонный блок"?
Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K
ЦитироватьPIN пишет:А что мешает называть его разгонным блоком? Двигатель может многократно включаться, есть реактивная система управления (RACS), большое время автономного существования.ЦитироватьКомодский Варан пишет:И давно это "разгонный блок"?
Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Здесь более точные данные по Фрегатам:ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну давайте посмотрим, почему бы и нет. Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K с вытеснительным ЖРД и Фрегат с насосной подачей.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Щяз!
Будут вытеснены такими:
Delta-K:ЦитироватьStatus : Active. Thrust : 43.63 kN (9,808 lbf). Gross mass : 6,954 kg (15,330 lb). Unfuelled mass : 950 kg (2,090 lb). Specific impulse : 319 s. Burn time : 431 s. Height : 5.89 m (19.32 ft). Diameter : 1.70 m (5.50 ft). Span : 2.40 m (7.80 ft). Cost $ : 4.350 million.Фрегат:Цитировать1) Фрегат немного проигрывает Дельте по массовому совершенству.
Масса топлива, кг 5750 Масса конечная, кг 960 кг Высота, мм 1550 Диаметр описанный, мм 3440 Окислитель АТ(N2O4) Горючее НДМГ Наименование двигателя, C5-92 Тяга двигателя, н 20000 Удельный импульс двигателя, с 328,5
2) На Фрегате стоит свистелка-перделка тягой 2 тс. На Дельте движок в 2+ раза мощнее.
3) Дельта немного проигрывает Фрегату по УИ, но разница парируется меньшими грав. потерями Дельты из-за лучшей тяговооружённости.
4) Дельта выигрывает Фрегат по стоимости более чем в 2 раза.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Здесь более точные данные по Фрегатам:При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Более высокая тяговооруженность Дельты не дает никаких преимуществ, а тяговооруженность Фрегата близка к оптимальной по критерию максимальной массы ПГ.С5.92 весит 75 кг, AJ10-118K 98 кг. Разница в тяге в 2.2 раза в пользу Дельты. Разница в массе ЖРД (23 кг) с лихвой покрывается понижением грав. потерь.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Гравпотери отличаются на несколько десятков м/с. А вот УИ у Фрегата выше на 14-15 единиц. И при чем здесь масса ЖРД?ЦитироватьДмитрий В. пишет: Здесь более точные данные по Фрегатам:При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.ЦитироватьДмитрий В. пишет: Более высокая тяговооруженность Дельты не дает никаких преимуществ, а тяговооруженность Фрегата близка к оптимальной по критерию максимальной массы ПГ.С5.92 весит 75 кг, AJ10-118K 98 кг. Разница в тяге в 2.2 раза в пользу Дельты. Разница в массе ЖРД (23 кг) с лихвой покрывается понижением грав. потерь.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Там часом не аэрозин-50? :) Или всё же НДМГ, как на Фрегате?
Delta-K:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Да!
Там часом не аэрозин-50?
ЦитироватьДмитрий В. пишет: И при чем здесь масса ЖРД?Чтобы Вам показать, что в данном случае увеличение тяги в 2.2 раза "стоит" всего лишь 23 кг.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Гравпотери отличаются на несколько десятков м/с.Это приводит к росту потребной массы РЗТ РБ (при равной Мпг) примерно на 1% т.е. около 100 кг в случае Фрегата.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: А вот УИ у Фрегата выше на 14-15 единиц.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Да, аэрозин! А вот второй вопрос в том, почему у нас не допёрли ещё использовать аэрозин для начала хотя-бы в Бризе-М?ЦитироватьКомодский Варан пишет:Там часом не аэрозин-50? :) Или всё же НДМГ, как на Фрегате?
Delta-K:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Фрегат-МТ имеет РЗТ на 600 кг больше, а массовое совершенство у него на доли процента лучше.
При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
Фрегат | Фрегат-МТ | Фрегат-СБ | |
Начальная масса с максимальной заправкой, кг | 6235 | 7640 | 11680 |
Конечная масса, кг | 945 | 1035 | 1080 |
Габариты: высота/диаметр, мм | 1875/3440 | 1945/3800 | 2435/3875 |
Компоненты топлива: окислитель/горючее | АТ/НДМГ | АТ/НДМГ | АТ/НДМГ |
Максимальный рабочий запас топлива/полная заправка, кг | 5235/5307 | 6550/6650 | 10140/10330 |
Тяга МДУ: режим БТ/МТ, кгс | 2030±100/1420±150 | 2030±100/1420±150 | 2030±100/1420±150 |
Удельный импульс: режим БТ/МТ, с | 333,2/320 | 333,2/320 | 333,2/320 |
Максимальное число включений МД | 7 | 7 | 7 |
ЦитироватьSalo пишет:Зато Фрегат-МТ имеет сухую массу на 85 кг больше и тягу всего лишь 2 тс. На эти 85 кг можно увеличить РЗТ Дельты на полторы тонны.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Фрегат-МТ имеет РЗТ на 600 кг больше, а массовое совершенство у него на доли процента лучше.
При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
Читаем на сайте разработчика:
Параметры
Фрегат Фрегат-МТ
Фрегат-СБ Начальная масса
с максимальной
заправкой, кг
6235 7640 11680 Конечная масса, кг 945 1035 1080 Габариты:
высота/диаметр, мм1875/3440 1945/3800 2435/3875 Компоненты топлива:
окислитель/горючееАТ/НДМГ АТ/НДМГ АТ/НДМГ Максимальный рабочий
запас топлива/полная заправка, кг5235/5307 6550/6650 10140/10330 Тяга МДУ: режим БТ/МТ, кгс 2030±100/1420±150 2030±100/1420±150 2030±100/1420±150 Удельный импульс:
режим БТ/МТ, с333,2/320 333,2/320 333,2/320 Максимальное число
включений МД7 7 7
ЦитироватьSalo пишет:Ну так не на второй же.
У Дельты-К остаётся на первой ступени переходник нехилого размера.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вот и вся загадка восьмого чуда света. Посчитайте эту Дельту-К на гептиле или Фрегат на аэрозине - тогда будет нормальное сравнение.
Да, аэрозин!
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Переходник длиной 4,7 м не влияет на ПН?
Ну так не на второй же.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:У Дельты уменьшится РЗТ на 100 кг и УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вот и вся загадка восьмого чуда света. Посчитайте эту Дельту-К на гептиле или Фрегат на аэрозине - тогда будет нормальное сравнение.
Да, аэрозин!
ЦитироватьSalo пишет:При замене Фрегата на Дельту она также сможет обеспечивать вывод на ГСО.
Для вывода на ГПО использовалась третья твердотопливная ступень, а. Фрегат обеспечивает вывод на ГСО, имея соответствующую ёмкость аккумуляторов.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Это не сухая масса, а конечная. Если вычесть невырабатываемые остатки топлива, то сухая масса Фрегата-МТ будет 935 кг, или на 15 кг меньше, чем у Дельты-К.;)
Зато Фрегат-МТ имеет сухую массу на 85 кг больше и тягу всего лишь 2 тс.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Фрегат-СБ имеет РЗТ 10 т. И?
На эти 85 кг можно увеличить РЗТ Дельты на полторы тонны.
ЦитироватьSalo пишет:Он весит килограмм 200, не больше. Небольшое увеличение массы 1-й ступени слабо повлияет на ПН 2-й ступени.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Переходник длиной 4,7 м не влияет на ПН?
Ну так не на второй же.
ЦитироватьSalo пишет:Невырабатываемые остатки Дельты взяты с потолка?ЦитироватьКомодский Варан пишет:Это не сухая масса, а конечная. Если вычесть невырабатываемые остатки топлива, то сухая масса Фрегата-МТ будет 935 кг, или на 15 кг меньше, чем у Дельты-К. ;)
Зато Фрегат-МТ имеет сухую массу на 85 кг больше и тягу всего лишь 2 тс.
ЦитироватьSalo пишет:Могу предложить сбрасываемые баки к Дельте.
Фрегат-СБ имеет РЗТ 10 т. И?
ЦитироватьSalo пишет:Хорошо. У Атласа-5 переходник к Центавру весит 374 кг. А у нас диаметр намного меньше.
Створки хвостового отсека Блока И при длине 2м весят не менее 400 кг. Вы хорошо подумали?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы там видели конечную массу? Везде приводится сухая.
Невырабатываемые остатки Дельты взяты с потолка?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:И вставить их в переходник. ;)
Могу предложить сбрасываемые баки к Дельте.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Диаметр Центавра 3,05 м, диаметр Дельты-2 - 2,44 м.
Хорошо. У Атласа-5 переходник к Центавру весит 374 кг. А у нас диаметр намного меньше.
ЦитироватьПромежуточные адаптерыСам сабж:
Промежуточные адаптеры позволяют соединить первую и вторую ступени, которые имеют разный диаметр (3,81 и 3,05 м соответственно).
На ракетах-носителях серии 400 используется 2 промежуточных адаптера. Композитный адаптер 400-ISA (400 series Interstage Adapter) вмещает сопло двигателя верхней ступени и состоит из двух секций: конической — диаметром 3,81 м и высотой 1,61 м; и цилиндрической — диаметром 3,05 м и высотой 2,52 м, вес адаптера составляет 947 кг. Над ним установлен алюминиевый адаптер ASA (Aft Stub Adapter), диаметром 3,05 м, высотой 0,65 м и весом 181,7 кг, который крепится непосредственно к разгонному блоку Центавр (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A6%D0%B5%D0%BD%D1%82%D0%B0%D0%B2%D1%80_%28%D1%80%D0%B0%D0%B7%D0%B3%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B1%D0%BB%D0%BE%D0%BA%29) и содержит механизм расстыковки ступеней FJA (Frangible Joint Assembly)[9] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-spaceflight-9).
На ракетах-носителях серии 500 используется другие промежуточные адаптеры. К первой ступени примыкает цилиндрическое алюминиевое кольцо диаметром 3,83 м, высотой 0,32 м и весом 285 кг. На него крепится композитный адаптер C-ISA (Centaur Interstage Adapter) диаметром 3,83 м, высотой 3,81 м и весом 2212 кг. Кроме того, что адаптер вмещает двигатель второй ступени и механизмы расстыковки, к нему же присоединяется при помощи конусного адаптера (Boittail) и головной обтекатель[2] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-product-sheet-2).
ЦитироватьSalo пишет:Современные СООБ позволяют довести массу недозабора чуть ли не до нуля.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы там видели конечную массу? Везде приводится сухая.
Невырабатываемые остатки Дельты взяты с потолка?
ЦитироватьSalo пишет:Убрать баллоны и всё прочее наверх, а снизу поставить два полуцилиндрических сбрасываемых бака. Они смогут вместить до 4 тонн топлива.ЦитироватьКомодский Варан пишет:И вставить их в переходник. ;)
Могу предложить сбрасываемые баки к Дельте.
ЦитироватьSalo пишет:А у меня другие данные:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Диаметр Центавра 3,05 м, диаметр Дельты-2 - 2,44 м.
Хорошо. У Атласа-5 переходник к Центавру весит 374 кг. А у нас диаметр намного меньше.
По массе:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Атлас-5ЦитироватьПромежуточные адаптерыСам сабж:
Промежуточные адаптеры позволяют соединить первую и вторую ступени, которые имеют разный диаметр (3,81 и 3,05 м соответственно).
На ракетах-носителях серии 400 используется 2 промежуточных адаптера. Композитный адаптер 400-ISA (400 series Interstage Adapter) вмещает сопло двигателя верхней ступени и состоит из двух секций: конической — диаметром 3,81 м и высотой 1,61 м; и цилиндрической — диаметром 3,05 м и высотой 2,52 м, вес адаптера составляет 947 кг. Над ним установлен алюминиевый адаптер ASA (Aft Stub Adapter), диаметром 3,05 м, высотой 0,65 м и весом 181,7 кг, который крепится непосредственно к разгонному блоку Центавр (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A6%D0%B5%D0%BD%D1%82%D0%B0%D0%B2%D1%80_%28%D1%80%D0%B0%D0%B7%D0%B3%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B1%D0%BB%D0%BE%D0%BA%29) и содержит механизм расстыковки ступеней FJA (Frangible Joint Assembly) [9] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-spaceflight-9) .
На ракетах-носителях серии 500 используется другие промежуточные адаптеры. К первой ступени примыкает цилиндрическое алюминиевое кольцо диаметром 3,83 м, высотой 0,32 м и весом 285 кг. На него крепится композитный адаптер C-ISA (Centaur Interstage Adapter) диаметром 3,83 м, высотой 3,81 м и весом 2212 кг. Кроме того, что адаптер вмещает двигатель второй ступени и механизмы расстыковки, к нему же присоединяется при помощи конусного адаптера (Boittail) и головной обтекатель [2] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-product-sheet-2) .
http://www.spaceflight101.net/delta-ii-7320.html
ЦитироватьCommon Core Booster uses Glushko RD-180 engine and new isogrid tanks. Used in Atlas IV/USAF EELV, Atlas V. Includes 272 kg booster interstage adapter and 1297 kg Centaur interstage adapter.Или вот:
ЦитироватьCENTAUR INTERSTAGE ADAPTER (CISA SHORT)http://spacecraft.ssl.umd.edu/design_lib/Atlas5.pl.guide.pdf
Features Subsystems Size: 3.05-m Dia x 3.13-m Length Mass: 374 kg Structure: Aluminum Lithium Skin Stringer & Frame Separation: Low-Cost Atlas Separation System
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством. Но главное преимущество Дельты - в цене. Она на $6 лямов дешевле.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Массовое совершенство Фрегата (МТ) не хуже, УИ выше, тяговооруженность оптимальнее для РБ.ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством. Но главное преимущество Дельты - в цене. Она на $6 лямов дешевле.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Фрегат-МТ весит на 85 кг больше, чем Дельта. На эти 85 кг можно увеличить РЗТ тонны на полторы. Тогда массовое совершенство Дельты будет намного лучше, чем у Фрегата-МТ. Разница в УИ нивелируется хреновой тяговооружённостью Фрегата, особенно утяжелённого-МТ.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Массовое совершенство Фрегата (МТ) не хуже, УИ выше, тяговооруженность оптимальнее для РБ.ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством. Но главное преимущество Дельты - в цене. Она на $6 лямов дешевле.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
ЦитироватьКомодский Варан пишет:На Дельте-К современная СООБ и масса незабора там равна нулю? Какое там давление газа в баках ? при выключении маршевого двигателя? Конечную массу Дельты-К в студию.
Современные СООБ позволяют довести массу недозабора чуть ли не до нуля
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Он на Дельте-К, или Атлас/Центавре?
Aluminum Lithium Skin Stringer & Frame Separation: Low-Cost Atlas Separation System
ЦитироватьКомодский Варан пишет:В чём оно проявляется?
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Приведите схему выведения Дельтой-К на ГПО в один импульс. Просим, просим!
Фрегат-СБ выводит на ГПО в несколько импульсов, подозреваю у Фрегата-МТ та-же проблема. А Дельта может и за один импульс. Думаю, о преимуществах этой схемы можно не напоминать.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:"А те раки вчера по пять были очень большие!"
Фрегат-МТ весит на 85 кг больше, чем Дельта. На эти 85 кг можно увеличить РЗТ тонны на полторы.
ЦитироватьSalo пишет:Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
ЦитироватьSalo пишет:Давление газа там примерно 11 атм. Конечную массу оцениваю в 1000 кг.ЦитироватьКомодский Варан пишет:На Дельте-К современная СООБ и масса незабора там равна нулю? Какое там давление газа в баках ? при выключении маршевого двигателя? Конечную массу Дельты-К в студию.
Современные СООБ позволяют довести массу недозабора чуть ли не до нуля
ЦитироватьSalo пишет:На Атлас/Центавре.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Он на Дельте-К, или Атлас/Центавре?
Aluminum Lithium Skin Stringer & Frame Separation: Low-Cost Atlas Separation System
ЦитироватьSalo пишет:В худшем отношении начальной массы к конечной.ЦитироватьКомодский Варан пишет:В чём оно проявляется?
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством.
ЦитироватьSalo пишет:Ставим её на Союз, выводим третьей ступенью на НОО. Над экватором даём импульс и летим на ГПО-2400. Если очень надо - поднимает апогей не до 36 000 км, а до 200 000 км, и тогда уже летим на суперсинхронную орбиту с dV перехода на ГСО = 1500 м/с.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Приведите схему выведения Дельтой-К на ГПО в один импульс. Просим, просим!
Фрегат-СБ выводит на ГПО в несколько импульсов, подозреваю у Фрегата-МТ та-же проблема. А Дельта может и за один импульс. Думаю, о преимуществах этой схемы можно не напоминать.
ЦитироватьSalo пишет:Где?
И какая ПН у Вас получилась ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:На ГПО-2400, или на суперсинхроне 200000 км. :)ЦитироватьSalo пишет:Где?
И какая ПН у Вас получилась ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:повторяю исчо раз:ЦитироватьSalo пишет:В худшем отношении начальной массы к конечной.ЦитироватьКомодский Варан пишет:В чём оно проявляется?
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством.
ЦитироватьSalo пишет:Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
ЦитироватьSalo пишет:Конкретнее. РН, космодром?ЦитироватьКомодский Варан пишет:На ГПО-2400, или на суперсинхроне 200000 км. :)ЦитироватьSalo пишет:Где?
И какая ПН у Вас получилась ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"ЦитироватьSalo пишет:Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Конкретнее. РН, космодром?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :DЦитироватьSalo пишет:Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? [IMG]
ЦитироватьСтарый пишет:Недолго супостату осталось ее оснащать.ЦитироватьДмитрий В. пишет:А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? [IMG]
ЦитироватьApollo13 пишет:Уже. Все оставшиеся Дельты-2 уже оснащены. :(ЦитироватьСтарый пишет:Недолго супостату осталось ее оснащать.
А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
ЦитироватьSalo пишет:С опциональной твердотопливной третьей ступенью. :)
У супостата есть ещё Антарес. ;)
ЦитироватьSalo пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"ЦитироватьSalo пишет:Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.
ЦитироватьSalo пишет:Итак:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Конкретнее. РН, космодром?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Надо, но не на вытесниловке. Простой пример: двухступенчатый Фалькон-9 выводит на суперсинхронную орбиту с высотой апогея 200 000 км 4500-4800 кг (dV до ГСО = 1500 м/с). Сункар имеет схожую стартовую массу, ту-же топливную пару и эффективные движки движки закрытого цикла. Но что ему они дают? 200 кг ПН? Две ступени + хорошее массовое совершенство рулят.ЦитироватьКомодский Варан пишет:А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :DЦитироватьSalo пишет:Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:И про широту старта не забывайте.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Надо, но не на вытесниловке. Простой пример: двухступенчатый Фалькон-9 выводит на суперсинхронную орбиту с высотой апогея 200 000 км 4500-4800 кг (dV до ГСО = 1500 м/с). Сункар имеет схожую стартовую массу, ту-же топливную пару и эффективные движки движки закрытого цикла. Но что ему они дают? 200 кг ПН? Две ступени + хорошее массовое совершенство рулят.ЦитироватьКомодский Варан пишет:А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :DЦитироватьSalo пишет:Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Только что было 319! УИ растет как грибы после дождя? :DЦитироватьSalo пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"ЦитироватьSalo пишет:Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.ЦитироватьSalo пишет:Итак:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Конкретнее. РН, космодром?
УИ Дельты-К: 321 сек
ЦитироватьСтарый пишет:Потому, что вторая ступень тратит 3-4 км/с ХС для выхода на НОО. При полёте на ГПО ПН будет небольшой, поэтому эффективнее поставить РДТТ. Или Старый не дружит с формулой Циолковского?ЦитироватьДмитрий В. пишет:А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? [IMG]
ЦитироватьДмитрий В. пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Только что было 319! УИ растет как грибы после дождя? :DЦитироватьSalo пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"ЦитироватьSalo пишет:Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.ЦитироватьSalo пишет:Итак:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Конкретнее. РН, космодром?
УИ Дельты-К: 321 сек
ЦитироватьNumber: 127 . Thrust: 43.40 kN (9,757 lbf). Unfuelled mass: 98 kg (216 lb). Specific impulse: 321 s. Burn time: 444 s. Diameter: 1.70 m (5.50 ft).http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.html
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Всё учтено.ЦитироватьКомодский Варан пишет:И про широту старта не забывайте.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Надо, но не на вытесниловке. Простой пример: двухступенчатый Фалькон-9 выводит на суперсинхронную орбиту с высотой апогея 200 000 км 4500-4800 кг (dV до ГСО = 1500 м/с). Сункар имеет схожую стартовую массу, ту-же топливную пару и эффективные движки движки закрытого цикла. Но что ему они дают? 200 кг ПН? Две ступени + хорошее массовое совершенство рулят.ЦитироватьКомодский Варан пишет:А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :DЦитироватьSalo пишет:Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьCost $ : 4.350 million.http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Цитироватьhttp://ecoruspace.me/РБ+Фрегат.html
Стоимость (производства), млн. руб. 2017-02-17 528
ЦитироватьКомодский Варан пишет:На какую дату указана цена Дельа-К?ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.ЦитироватьCost $ : 4.350 million.http://www.astronautix.com/d/deltak.htmlЦитироватьhttp://ecoruspace.me/РБ+Фрегат.html
Стоимость (производства), млн. руб. 2017-02-17 528
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Да без проблем. Грав. потери Фрегата больше Дельтовских на 68 м/с, простого Фрегата - на 50 м/с.
Гравпотери при гомановской схеме перелета (при Мпг = 2 т)
- для Дельта-К - 18 м/с
- для Фрегат-МТ - 86 м/с.
Пшик!
ЦитироватьДмитрий В. пишет:В теме ПРАЙС цена Союза-2.1б указана $23 млн., а цена с Фрегатом-МТ $47 млн. Поэтому примем стоимость Фрегата равной $24 млн. Дельта была создана в 1989 году, к данному моменту её стоимость могла вырасти максимум в 2 раза, до $8.7 млн.ЦитироватьКомодский Варан пишет:ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.ЦитироватьCost $ : 4.350 million.http://www.astronautix.com/d/deltak.htmlЦитироватьНа какую дату указана цена Дельа-К?
Стоимость (производства), млн. руб. 2017-02-17 528http://ecoruspace.me/РБ+Фрегат.html
Насколько достоверно указана "стоимость производства" Фрегат-МТ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Незабор не может быть меньше 1-1,5% массы РЗТ, Таким образом, конечную массу Дельты-К принимаем примерно 1070 кг.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Видимо, разработчики Фалькона-9, Атласа-5 и Центавра этого не знали.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Незабор не может быть меньше 1-1,5% массы РЗТ,ЦитироватьДмитрий В. пишет:Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьMinimum Residual Shutdown (MRS)— MRS allows Centaur to continue RL10 operation until liquid pullthrough. Centaur utilizes MRS to maximize performance for missions where precise orbit injection accuracy is not required. Normal MRS logic commands RL10 shutdown as soon as acceleration starts to fall off. This demonstration allowed the RL10 to continue operation until thrust fell substantially.В режиме MRS Центавр выводит на 200 кг больше.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:А кто Вам сказал, что в Фалконе и Атласе-5 - меньше? Циферки бы достоверные.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Видимо, разработчики Фалькона-9, Атласа-5 и Центавра этого не знали.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Незабор не может быть меньше 1-1,5% массы РЗТ,ЦитироватьДмитрий В. пишет:Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.ЦитироватьMinimum Residual Shutdown (MRS)— MRS allows Centaur to continue RL10 operation until liquid pullthrough. Centaur utilizes MRS to maximize performance for missions where precise orbit injection accuracy is not required. Normal MRS logic commands RL10 shutdown as soon as acceleration starts to fall off. This demonstration allowed the RL10 to continue operation until thrust fell substantially.В режиме MRS Центавр выводит на 200 кг больше.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:А вот от Вас я такого не ожидал.
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:1) Сейчас на ГСО с помощью РБ практически никто не летает, в основном только только ГПО.
Например, Дельта-К формирует ГСО только с апогейным двигателем, который надо включить в стоимость, а Фрегат - сам.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Написано же, ЖРД работает до тех пор, пока тяга не упадёт т.е. пока не кончится один из компонентов.
- 200 кг - это 1% РЗТ. Вы уверены, что это почти все остатки?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
- на Дельте-К такой режим используется?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:А давайте нафантазируем еще больше - массовое совершенство водородной ступени 0,3, а керосиновой 0,01?ЦитироватьДмитрий В. пишет:А вот от Вас я такого не ожидал.
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (пустая 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (пустая 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Моей целью было показать Вам бредовость Ваших суждений. Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто на Фальконе-9.ЦитироватьКомодский Варан пишет:А давайте нафантазируем еще больше - массовое совершенство водородной ступени 0,3, а керосиновой 0,01?ЦитироватьДмитрий В. пишет:А вот от Вас я такого не ожидал.
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (пустая 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (пустая 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:До абсурда можно довести все что угодно. Сравним 2 ступени - с УИ и массовым совершенством Дельты-К и Фрегата-МТ. При равной Мпг=3000 кг и равном приращении ХС=3000 м/с, МюПГ Фрегата-МТ выше примерно на 9%. Это чтобы показать всю бредовость Ваших фантазий про 1%.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Моей целью было показать Вам бредовость Ваших суждений. Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.ЦитироватьКомодский Варан пишет:А давайте нафантазируем еще больше - массовое совершенство водородной ступени 0,3, а керосиновой 0,01?ЦитироватьДмитрий В. пишет:А вот от Вас я такого не ожидал.
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (пустая 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (пустая 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Тогда уж для водородной возьмем 0,1. Достигнуто на Центавре.
Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Написано же, ЖРД работает до тех пор, пока тяга не упадёт т.е. пока не кончится один из компонентов.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
В любом случае, возможность его использования есть.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Несколько десятков кг, не больше.
И сколько при этом остаётся в баке?
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Этот режим можно использовать на всех ЖРД или только на ЖРД с испарительным циклом?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где об этом можно прочитать?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Да пожалуйста.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Тогда уж для водородной возьмем 0,1. Достигнуто на Центавре.
Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы с темы-то не соскакивайте: что там про 1% разницы?ЦитироватьДмитрий В. пишет:Да пожалуйста.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Тогда уж для водородной возьмем 0,1. Достигнуто на Центавре.
Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
У Центавра УИ 451 сек, ХС = 10187 м/с.
У второй ступени Фалькона сов-во около 25, УИ 347 сек, ХС = 10957 м/с.
Об результатах сами догадаетесь?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Где прочитать про этот режим на Фальконе-9 и "на всех". Точную ссылку на достоверный источник, плиз.ЦитироватьДмитрий В. пишет:Несколько десятков кг, не больше.
И сколько при этом остаётся в баке?ЦитироватьДмитрий В. пишет: Этот режим можно использовать на всех ЖРД или только на ЖРД с испарительным циклом?
У Фалькона-9 тоже есть этот режим. Думаю, на всех.ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где об этом можно прочитать?
О чём прочитать? О том, что можно не прекращать подачу компонентов в вытеснительном ЖРД, пока не кончится один из компонентов? Разве это не очевидно?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Стоимость Delta II 7320-10С ~$140M. И? 8)
В теме ПРАЙС цена Союза-2.1б указана $23 млн., а цена с Фрегатом-МТ $47 млн. Поэтому примем стоимость Фрегата равной $24 млн. Дельта была создана в 1989 году, к данному моменту её стоимость могла вырасти максимум в 2 раза, до $8.7 млн.
Разница $15.3 млн.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Сравним.
Сравним 2 ступени - с УИ и массовым совершенством Дельты-К и Фрегата-МТ. При равной Мпг=3000 кг и равном приращении ХС=3000 м/с, МюПГ Фрегата-МТ выше примерно на 9%. Это чтобы показать всю бредовость Ваших фантазий про 1%.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:насколько я помню, одна из "жестких" посадок первой ступени фалькона объяснялась тем, что закончился компонент топлива. правда, не факт, что двигатель просто "потух", а не был заглушен контроллером по сигналу датчика
Где прочитать про этот режим на Фальконе-9 и "на всех". Точную ссылку на достоверный источник, плиз.
Не очевидно, поскольку в большинстве случаев попадание газового пузыря в ЖРД может закончиться плохо.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где прочитать про этот режим на Фальконе-9
ЦитироватьEutelsat officials said the confusion may have been due to the fact that the Falcon 9 vehicle was operated in "minimum residual" shutdown mode rather than in "guided command" shutdown. Minimum-residual mode uses a higher percentage of the total fuel available, in effect pushing the satellites a bit closer to their destination.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Выходит, ребята, делающие Атлас и Фалькон, об этом не знают?
Не очевидно, поскольку в большинстве случаев попадание газового пузыря в ЖРД может закончиться плохо.
ЦитироватьSalo пишет:И что? Стоимость автомобиля не отражает стоимости обивки сидений.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Стоимость Delta II 7320-10С ~$140M. И? 8)
В теме ПРАЙС цена Союза-2.1б указана $23 млн., а цена с Фрегатом-МТ $47 млн. Поэтому примем стоимость Фрегата равной $24 млн. Дельта была создана в 1989 году, к данному моменту её стоимость могла вырасти максимум в 2 раза, до $8.7 млн.
Разница $15.3 млн.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Откуда инфа?
УИ Дельты: 321 сек
ЦитироватьSalo пишет:Потому, что Сало так сказало?
Первая ступень не более 75% стоимости. И?
ЦитироватьSalo пишет:http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.htmlЦитироватьКомодский Варан пишет:Откуда инфа?
УИ Дельты: 321 сек
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Хамите, парниша?ЦитироватьSalo пишет:Потому, что Сало так сказало?
Первая ступень не более 75% стоимости. И?
ЦитироватьSalo пишет:Дельту выводят из строя, поэтому её цена растёт с 50-55 млн. до 100+
У пресмыкающихся вторая ступень стоит 4% от стоимости РН?
Цитировать- ~60 million USD (probably more) overall costs per Delta II launch
- thereof ~10 million+ for the first stage RS-27A main engine
- thereof ~5 million+ for the AJ-10 upper stage engine
- thereof 9 times Castor 4A/GEM 40/GEM 46 solid rocket motors each ~2.5 million = ~20-25 million total
- thereof fuel ~0.1 - 0.2 million (so basically not really a factor)
- rest: structure, tanks, avionics, payload adapter, infrastructure maintenance, interstage, payload fairing, optional upper stage, sensors, electronics (profits)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Какого года эти данные?
А так, вот примерное распределение:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Даже по этим данным ступень стоит не менее $10 миллионов.
- thereof ~5 million+ for the AJ-10 upper stage engine
ЦитироватьSalo пишет:Это написал один из юзеров nasaspaceflight. Не следует воспринимать это всерьёз, тут лишь примерное распределение.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Какого года эти данные?
А так, вот примерное распределение:
ЦитироватьSalo пишет:С хрена ли? 5-7 лямов она стоит. Только мы забыли, что Дельту собирают американские рабочие. Они получают американскую зарплату, а не 20 тыс. руб. В России аналогичная Дельте ступень стоила бы $2-3 млн.
Даже по этим данным ступень стоит не менее $10 миллионов.
ЦитироватьSalo пишет:
Стоимость РБ Фрегат согасно сайту госзакупок около $8,6 млн по нынешнему курсу:
http://kremlinpress.com/2016/09/29/roskosoms-zakupit-razgonnie-bloki-fregat-za-1-47-mlrd-rub/
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Гуглить я сам умею.
Это написал один из юзеров nasaspaceflight. Не следует воспринимать это всерьёз, тут лишь примерное распределение.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Двигатель пять, и ступень тоже пять? 8)
С хрена ли? 5-7 лямов она стоит.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Обсуждать это высасывание из пальца даже не буду.
Только мы забыли, что Дельту собирают американские рабочие. Они получают американскую зарплату, а не 20 тыс. руб. В России аналогичная Дельте ступень стоила бы $2-3 млн.
ЦитироватьSalo пишет:Ступень вместе с двигателем 5-7.
Двигатель пять, и ступень тоже пять? [IMG]
ЦитироватьSalo пишет:И не дано.
Обсуждать это высасывание из пальца даже не буду.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Т.е. стоимость двигателя от 70 до 100% стоимости ступени?
Ступень вместе с двигателем 5-7
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
И не дано.
ЦитироватьSalo пишет:Двигатель стоит 2.5 ляма. Ступень с двигателем 5-7.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Т.е. стоимость двигателя от 70 до 100% стоимости ступени?
Ступень вместе с двигателем 5-7
ЦитироватьSalo пишет:
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:В цитате пять, но Вы предпочитаете оперировать своими цифрами.
Двигатель стоит 2.5 ляма. Ступень с двигателем 5-7.
ЦитироватьSalo пишет:К чему нам Центавр? Вытеснительная ДУ на самовоспламеняющихся компонентах намного дешевле водородника.ЦитироватьКомодский Варан пишет:В цитате пять, но Вы предпочитаете оперировать своими цифрами.
Двигатель стоит 2.5 ляма. Ступень с двигателем 5-7.
Кстати, стоимость ДУ второй ступени составляет около четверти стоимости ступени:
https://space.stackexchange.com/questions/8047/cost-breakdown-of-delta-iv-heavy-launch
ЦитироватьSalo пишет:Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Т.е. такая ДУ будет стоить менее 25 % стоимости ступени? ;)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
ЦитироватьSalo пишет:http://www.astronautix.com/d/deltak.htmlЦитироватьКомодский Варан пишет:Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
ЦитироватьSalo пишет:Ничего относящегося к Дельте-К не увидел.
Вот данные центра Келдыша:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Чего "движок"? Стоимость его где? И, повторюсь: за какой год указана стоимость Дельты-К7ЦитироватьSalo пишет:http://www.astronautix.com/d/deltak.htmlЦитироватьКомодский Варан пишет:Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Движок:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Стоимость на картинке, 2.5 млн. Дата указания цены Дельты неизвестна.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Чего "движок"? Стоимость его где? И, повторюсь: за какой год указана стоимость Дельты-К7ЦитироватьSalo пишет:http://www.astronautix.com/d/deltak.htmlЦитироватьКомодский Варан пишет:Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Движок:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Ничего по стоимости Дельты-К я у Вас тоже не увидел.
Ничего относящегося к Дельте-К не увидел.
ЦитироватьSalo пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Ничего по стоимости Дельты-К я у Вас тоже не увидел.
Ничего относящегося к Дельте-К не увидел.
ЦитироватьIn 2005 Falcon 1 was advertised as costing $5.9 million ($7.3 million when adjusted for inflation in 2015Итак, по Вашим же утверждениям 2-я ступень стоит 25%. 7.3 млн*0.25 = 1.825 млн. Но у второй ступени Фалькона небольшая масса (3745 кг), поэтому удвоим цену до 3.65 млн. В реальности же она будет ближе к 3 млн.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:При выведении 500 кг на НЗО? На ГСО сколько вытащит? 8)
Кроме того, вытеснительная ступень уделывает Фрегат-МТ на 3%.
ЦитироватьSalo пишет:До Вас не доходит, что перед выведением на НЗО ступень набирает 5 км/с?ЦитироватьКомодский Варан пишет:При выведении 500 кг на НЗО? На ГСО сколько вытащит? 8)
Кроме того, вытеснительная ступень уделывает Фрегат-МТ на 3%.
ЦитироватьSalo пишет:Вау! Оказывается сравнивать разгонные блоки нельзя?
До меня уже давно дошло, что Вы сравниваете не сравнимые вещи
ЦитироватьSalo пишет:Цифры подтверждены расчетами. Если есть что противопоставить - я Вас слушаю.
и манипулируете цифрами произвольным образом.
Цитироватьavmich пишет:Перегрузка 2-3 единицы. Кстати, у Аполлона была возможность снижения перегрузки до 4 единиц. Только тогда бы посадка была через 6000-9000 км.
но каковы при этом условия возвращения?
ЦитироватьSalo пишет:Есть категория таких "знатоков" которые пытаются понять всю электротехнику через только что освоенный ими закон Ома
До меня уже давно дошло, что Вы сравниваете не сравнимые вещи и манипулируете цифрами произвольным образом. И?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы сравниваете вторые ступени с многократным включением, разработанные для выведения на ССО и как максимум орбиты высотой менее 10000 км, с РБ Фрегат, разработанным для трёхступенчатой ракеты и позволяющим выводить ПН на орбиты типа Молния, Глонасс, ГПО и ГСО. На ССО Фрегат летает заправленным примерно на половину.
Вау! Оказывается сравнивать разгонные блоки нельзя?
ЦитироватьSalo пишет:Что мешает им летать на ГПО?ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вы сравниваете вторые ступени с многократным включением, разработанные для выведения на ССО и как максимум орбиты высотой менее 10000 км, с РБ Фрегат, разработанным для трёхступенчатой ракеты и позволяющим выводить ПН на орбиты типа Молния, Глонасс, ГПО и ГСО.
Вау! Оказывается сравнивать разгонные блоки нельзя?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Позвольте поинтересоваться, какие именно технические недостатки "Ангары" Вы считаете "огромными"?ЦитироватьSalo пишет:Из-за отсутствия серийного производства, огромных технических недостатков.
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
ЦитироватьSalo пишет:Сначала РБ выводится на НОО, а затем отправляется на ГПО. А лучше на суперсинхронную орбиту.
Как Вы себе представляете этот процесс?
ЦитироватьTAU пишет:Старый же всё подробно расписывал:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Позвольте поинтересоваться, какие именно технические недостатки "Ангары" Вы считаете "огромными"?ЦитироватьSalo пишет:Из-за отсутствия серийного производства, огромных технических недостатков.
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
ЦитироватьПротон.
У Протона первая ступень отделяется на высоте 42 км и скорости 1724 м/с.
У Ангары-5 - 86 км и 3027 м/с.
Вы спрашиваете на что расходуется энергия топлива?
Вы спрашиваете что такое "почти одноступенчатая РН"?
Вторая ступень у Протона отделяется на высоте 120 км и скорости 4453 м/с. Вторая ступень добавляет ракете 2.7 км/с скорости.
Вторая ступень Ангары отделяется на высоте 159 км и скорости 4807 м/с. Вторая ступень добавляет Ангаре 1.8 км/с скорости.
Вы спрашиваете что такое "вторая псевдоступень полученная дросселированием"? Тем не менее эту псевдоступень сухой массой больше чем вторая ступень Протона тащат на лишние 40 км высоты и 400 м/с скорости.
Третья ступень Протона отделяется на высоте 150 км и скорости 7182 м/с.
Ангары - 215 км и 7145 м/с.
Остаётся только добавить что сухая масса УРМ-2 как мне сказали составляет 4.5 тонны а третьей ступени Протона последней стадии модернизации - 3.5 тонны.
Необходимость тащить на орбиту лишнюю тонну сухой массы сжирает ещё тонну полезной нагрузки.
Вобще третья ступень Ангары это чюдо.
35,5 тонн топлива, 4.5 т сухой массы и 25 тонн груза (с трёхтонным спутником), то есть в сумме 65 тонн. И двигатель тягой 30 тонн. Стартовая тяговооружённость 0.5.
У Протона 46.5 тонн топлива, 3.5 тонны сухой массы. И 25 тонн груза с трёхтонным спутником. Двигатель тягой 60 тонн. Стартовая тяговооружённость 0.8.
Конечную тяговооружённость будем считать? 1 у Ангары и 2 у Протона.
Стартовую тяговооружённость всей ракеты будем считать? Не забываем что у Протона двигатели по 175 тонн.
Среднюю тяговооружённость можно посчитать по общей длине активного участка - 590 секунд у Протона и 735 а Ангары.
И что будет с гравитационными потерями? Особенно на стартовом участке?
Вот куда девается энергия топлива и удельный импульс.
Прошу отметить что с вакуумным УИ преимущество Ангары не так уж и велико. Самое большое преимущество у третьей ступени - 33 секунды, но её доля в ХС какраз самая маленькая.
У второй ступени преимущество в ХС всего лишь 12 секунд. (325 и 337 сек) Неслабое преимущество сверхнапряжённого керосинового движка над гептиловым движком времён начала космической эры.
Теперь всем понятно на что расходуется энергия и куда девается ПН?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Подробнее. Космодром Байконур, выведение на ГПО с недолётом 1500 м/с.ЦитироватьSalo пишет:Сначала РБ выводится на НОО, а затем отправляется на ГПО. А лучше на суперсинхронную орбиту.
Как Вы себе представляете этот процесс?
ЦитироватьSalo пишет:Верхняя ступень РН выводит РБ+ПН на НОО, над экватором включается ДУ РБ, апогей повышается до 35768 км. В апогее происходит второе включение РБ и переход на ГПО-1500.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Подробнее. Космодром Байконур, выведение на ГПО с недолётом 1500 м/с.ЦитироватьSalo пишет:Сначала РБ выводится на НОО, а затем отправляется на ГПО. А лучше на суперсинхронную орбиту.
Как Вы себе представляете этот процесс?
ЦитироватьСпециалисты НПО Энергомаш представили новые разработки на технологическом форуме
Делегация НПО Энергомаш приняла участие в IV Международном технологическом форуме «Инновации. Технологии. Производство» (МТФ-2017), который прошел в Рыбинске (Ярославская область). Ключевой темой форума стали передовые производственные технологии для проекта «Фабрики Будущего».
Инженер-конструктор отдела 781 Александр Мачихин выступил с докладом «Акустооптический эндоскопический модуль для спектрального анализа труднодоступных элементов двигателей»:
- Наш доклад посвящен решению задачи определения характера веществ, следы которых могут оставаться в труднодоступных полостях двигателя. При эндоскопическом контроле возникают ситуации, когда по наблюдаемым на изображении следам вещества сложно судить о его характере и степени опасности даже с использованием внедренного на предприятии альбома цветовых отличий. Решение этой задачи без разборки ДСЕ актуально также для авиации и других отраслей. Мы предложили решение на основе компактного видеоспектрометра, стыкуемого с широко распространенными оптическими, гибкими оптоволоконными и жесткими линзовыми, эндоскопами.
Начальник сектора отдела 781 Алексей Перфилов:
- Эту работу мы начали в инициативном порядке вместе с НТЦ уникального приборостроения РАН. Мы сделали макет этого прибора, который в настоящее время отрабатываем. Несмотря на то, что наш доклад был посвящен созданию техники для космической отрасли, представители авиационной отрасли также им заинтересовались и поделились актуальными задачами, которые могут быть решены предлагаемым нами методом. Поэтому, возможно, удастся с ними наладить научно-техническое взаимодействие.
Цитироватьоктоген пишет:Хорошая идея.
Вертится в голове идея...ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором.
Цитироватьоктоген пишет:И гелий, извиняюсь, тоже электроэнергией греть будете? 8)
Электроэнергию используем для БТНА, электрических ТНА рулевых движков, наддува баков подогретыми компонентами или подогретым гелием в случае керосина.
ЦитироватьSalo пишет:А в чем проблема? Керосиновый бак, в нем шар-баллон с гелием и нагревательным элементом. Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.Цитироватьоктоген пишет:И гелий, извиняюсь, тоже электроэнергией греть будете? 8)
Электроэнергию используем для БТНА, электрических ТНА рулевых движков, наддува баков подогретыми компонентами или подогретым гелием в случае керосина.
ЦитироватьШтуцер пишет:Да, но РН такого не видно. Пока.Цитироватьоктоген пишет:Хорошая идея.
Вертится в голове идея...ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
Цитироватьоктоген пишет:Так оные все равно будут
Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
ЦитироватьLeonar пишет:Отработка в составе изделия будет быстрее и проще. Как пример:РН Электрон не зря делается из компонентов и коммерческих технологий "с полки".Цитироватьоктоген пишет:Так оные все равно будут
Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
А нагревательный элемент требуемой мощности + коллектор будет весить больше
Цитироватьоктоген пишет:Это как раз не проблема. То есть проблема для Вас. Генератор дает широкий спеатр переменных напряжений, а электрические системы регулирования сейчас проблемы не представляют,ЦитироватьLeonar пишет:Отработка в составе изделия будет быстрее и проще. Как пример:РН Электрон не зря делается из компонентов и коммерческих технологий "с полки".Цитироватьоктоген пишет:Так оные все равно будут
Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
А нагревательный элемент требуемой мощности + коллектор будет весить больше
Рулевые движки будут проще и дешевле. А их разработка быстрой и дешевой.
Там другая проблема, о которой пока никто не написал: преобразование тока от электрогенератора и его регулирование.
Цитироватьоктоген пишет:Т.е. Вы предлагаете переместить шар-баллон с гелием из бака ЖК в бак с керосином и греть его электричеством?
А в чем проблема? Керосиновый бак, в нем шар-баллон с гелием и нагревательным элементом.Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
Цитироватьоктоген пишет:На Н-1 было два:ЦитироватьШтуцер пишет:
Хорошая идея.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
Да, но РН такого не видно. Пока.
ЦитироватьНа каждой ракете Н1 устанавливалось по два турбогенераторных источника: один - на блоке "А", питающий всех потребителей первой ступени, и второй - на блоке "В", питающий вторую и третью ступени. Одновременно с созданием бортовых турбогенераторов ВНИИЭМ разработал их наземный эквивалент, включающий в себя блок сетевого преобразователя частоты, трансформаторы и выпрямительные устройства. Наземный эквивалент в процессе испытаний позволял без расхода бортовых запасов сжатого воздуха или гелия подавать на борт переменный ток напряжением 60 и 40 вольт частотой 1000 герц и постоянное напряжение 28 вольт.
ЦитироватьШтуцер пишет:Эта идея просто превосходна, если выбросить лишнее - саму ракету.Цитироватьоктоген пишет:Хорошая идея.
Вертится в голове идея...ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
ЦитироватьИскандер пишет:В Штатах с самого начала активно использовали твердотопливники, хотя затем были проекты вытеснительных ускорителей (по крайней мере для Шаттлов).
Почему не используют простые ускорители на ЖРД вытеснительной схемы (по типу ТТУ) для первых десятков секунд полета?
Преимущества понятны, недостатки и сложности нет.
ЦитироватьИскандер пишет:В России? Шутите?
Подозреваю, что есть объективные причины.
ЦитироватьИскандер пишет:Нет никаких ограничений, это же вытесниловка.
Может ограниченная удельная тяга?
ЦитироватьИскандер пишет:
Хотя может быть банально - не привыкли деньги считать!
ЦитироватьКомодский Варан пишет:ЦитироватьИскандер пишет:В России? Шутите?
Подозреваю, что есть объективные причины.ЦитироватьИскандер пишет:Нет никаких ограничений, это же вытесниловка.
Может ограниченная удельная тяга?ЦитироватьИскандер пишет:
Хотя может быть банально - не привыкли деньги считать!
Возможно.
ЦитироватьИскандер пишет:В штатах изначально использовались твердотопливные двигатели, причем не только в качестве ускорителей, но и на верхних ступенях. У них это было хорошо развито. И особого смысла для них переходить на вытесниловку нет.
Причем Россия? Я вообще не слышал про бустеры на вытисниловке.
Раз нет, то почему морочатся с ТТУ?
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
Цитироватьmihalchuk пишет:Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?ЦитироватьDenis Voronin пишет:Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
Цитироватьmihalchuk пишет:Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
УИ падает.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Не всё так просто. Температура в КС кислород-водородного ЖРД - около 2200 С, а у керосиновых - около 3000 С. Однако, температуру можно снизить до 1000-1200 С, сильно снизив коэффициент избытка окислителя. При этом УИ упадёт примерно на 25-30%.
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:а давайте так?
Короче, как-то так:
ЦитироватьLeonar пишет:Ускорители маловаты.ЦитироватьКомодский Варан пишет:а давайте так?
Короче, как-то так:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:до 8шт
Ускорители маловаты.
ЦитироватьLeonar пишет:А хотя... Сункар с двумя ускорителями от Союза выводит на ГПО-1800 6126 кг, с четырьмя - 7258 кг. В принципе, подходит.ЦитироватьКомодский Варан пишет:а давайте так?
Короче, как-то так:
ЦитироватьLeonar пишет:9608 кг на ГПО-1800 :DЦитироватьКомодский Варан пишет:до 8шт
Ускорители маловаты.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:ЦитироватьLeonar пишет:9608 кг на ГПО-1800ЦитироватьКомодский Варан пишет:до 8шт
Ускорители маловаты.
ЦитироватьLeonar пишет:хотя 8шт не влезет
до 8шт
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Это где именно?Цитироватьmihalchuk пишет:Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
УИ падает.
Но зато: ТЗП уносится, двигатель легчает, массовое совершенство ступени получается выше. ЕМНИП, у OTRAG'а двигатель терял около 20% своей массы к концу работы.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Что-то мне припоминается я где-то читал про всякую трёхкомпонентную дичь, где третий компонент выступал в качестве рабочего тела и в реакциях не участвовал и импульс там зашкаливал.ЦитироватьDenis Voronin пишет:Не всё так просто. Температура в КС кислород-водородного ЖРД - около 2200 С, а у керосиновых - около 3000 С. Однако, температуру можно снизить до 1000-1200 С, сильно снизив коэффициент избытка окислителя. При этом УИ упадёт примерно на 25-30%.
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
Нужно рассматривать конкретный случай.
ЦитироватьИскандер пишет:Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно), для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА , РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ, отношение сухой массы к полной, безопасности, площади миделя).Не влезая даже в теорию, стоит посмотреть на практику применения и тип бустеров. В основе стартовой ступени маршевый ЖРД, чаще ЖВ+ЖК относительно небольшой тяги + навесные ТТ бустеры. Причина использования ЖВ+ЖК - либо есть подходящие движки с минимальными доработками, либо умеют делать сами. С жидким керосином открытой схемы появились в США относительно не давно - Meplin. Но все относительно небольших тяг ( не более 100-200 т земной тяги на КС) - так получается дешевле и быстрее отработка. Основную часть суммарной тяги при старте обеспечивают ТТУ, которые значительно дешевле в отработке и требуют меньше времени. Исключение Дельта-4 Хеви, Фалькон Хеви - без ТТУ, первая хороша, но дорогая, вторая еще не летала - но движков многовато.
Почему не используют простые ускорители на ЖРД вытеснительной схемы (по типу ТТУ) для первых десятков секунд полета?
Преимущества понятны, недостатки и сложности нет.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Всё уже давно опробовано. Оптимальная температура кислородно-керосиновых ЖРД - 3800 К, водородных - 3200 К.Цитироватьmihalchuk пишет:Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?ЦитироватьDenis Voronin пишет:Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:ТЗП в районе критике не используется, трансзвуковая часть сопла выполняется для современных РДТТ из трехмерного УУКМ с пропиткой пироуглеродом. Величина уноса в критике зависит, помимо характеристик УУКМ, от профиля дозвуковой части сопла и унос имеет ярко выраженный абразивный характер от содержания твердой фазы и керамика здесь не поможет. Для ЖРД одноразовых РН можно в принципе сделать не охлаждаемое поворотное сопло с эластичным шарниром, тогда не надо гибких магистралей, кардана, сильфонов и т.д. , но не ясно насколько это эффективно по себестоимости.
Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
ЦитироватьСергей пишет:
ТТУ, которые значительно дешевле в отработке и требуют меньше времени.
Цитироватьоктоген пишет:Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи. Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.ЦитироватьСергей пишет:
ТТУ, которые значительно дешевле в отработке и требуют меньше времени.
Да, но это при наличии промышленности. Так что если поддержание промышленного потенциала в области строения РДТТ выразить деньгами, то итоговый РДТТ всяко дороже. Американские конгрессмены-лоббисты и ускорители шаттла наглядный пример.
ЦитироватьСергей пишет:А Маск обо всём этом знает?
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
ЦитироватьСергей пишет:А почему из 10 запущенных в этом году американских РН лишь у одной были ТТУ?
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
ЦитироватьСергей пишет:А почему у трёх оставшихся космических стран ТТУ являются не навесными ускорителями а первой ступенью?
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
ЦитироватьСтарый пишет:Во первых - речь шла о России, я отвечал на конкретный вопрос.ЦитироватьСергей пишет:А Маск обо всём этом знает?
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
А китайцы?
ЦитироватьСтарый пишет:Если стартовой тяги хватает при использовании имеющихся ЖРД, зачем ТТУ?
А почему из 10 запущенных в этом году американских РН лишь у одной были ТТУ?
Американцы тоже не в курсе?
ЦитироватьLeonar пишет:8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.ЦитироватьLeonar пишет:хотя 8шт не влезет
до 8шт
максимум 6
Цитироватьmihalchuk пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Это где именно?Цитироватьmihalchuk пишет:Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
УИ падает.
Но зато: ТЗП уносится, двигатель легчает, массовое совершенство ступени получается выше. ЕМНИП, у OTRAG'а двигатель терял около 20% своей массы к концу работы.
ЦитироватьMass (at ignition) 65 kg Mass (after firing) 52 kghttp://www.rexresearch.com/kayser/OTRAGRocket.pdf
ЦитироватьСергей пишет:Она отлично подходит для любых тяг.
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
ЦитироватьСергей пишет:Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова. Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
ЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полнойУ металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
ЦитироватьСергей пишет: безопасностиС чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
ЦитироватьСтарый пишет:1. Уже писал, если есть достаточно дешевые,надежные и мощные ЖРД, обеспечивающие стартовую тягу , то нет необходимости в ТТУ.
А почему у трёх оставшихся космических стран ТТУ являются не навесными ускорителями а первой ступенью?
Если всё так хорошо то почему в этом году лишь одна РН была снабжена навесными ускорителями? И та снимается с эксплуатации, остаётся лишь её трёхмодульный чисто жидкостный вариант?
ЦитироватьСтарый пишет:потому что атлас-5 был оптимизирован под самый частный вариант - 401й. тту как дополнительный бонус
А почему из 10 запущенных в этом году американских РН лишь у одной были ТТУ?
Цитироватьmihalchuk пишет:Можно снизить температуру до 1800 С с весьма небольшими потерями УИ.ЦитироватьDenis Voronin пишет:Всё уже давно опробовано. Оптимальная температура кислородно-керосиновых ЖРД - 3800 К, водородных - 3200 К.Цитироватьmihalchuk пишет:Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?ЦитироватьDenis Voronin пишет:Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
ЦитироватьSGS_67 пишет:ПНА?
Вопрос двигателистам,
особенно Комодскому Варану, как стороннику вытеснительной схемы.
А нельзя ли создать давление в КС ЖРД вытеснительной схемы большее, чем давление наддува баков?
Каких-либо насосов с подвижными частями не предполагается.
Скрытый текст Уточнение: что это в принципе воможно, понятно.
Вопрос в эффективности таких решений.
Так что торопиться с ответом не следует.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:А ноо сколько бы вышел сункар с 2, 3, 4, 6 ускорителями от союза?ЦитироватьLeonar пишет:8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.ЦитироватьLeonar пишет:хотя 8шт не влезет
до 8шт
максимум 6
ЦитироватьLeonar пишет:НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:ЦитироватьКомодский Варан пишет:А ноо сколько бы вышел сункар с 2, 3, 4, 6 ускорителями от союза?ЦитироватьLeonar пишет:8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.ЦитироватьLeonar пишет:хотя 8шт не влезет
до 8шт
максимум 6
Если не сложно посчитать, спасибо
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Напишите ИМХО, а то как то не совпадает с современным опытом.ЦитироватьСергей пишет:Она отлично подходит для любых тяг.
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Добавьте ИМХО и вопросов нет.ЦитироватьСергей пишет:Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова.Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Цитируйте полностью, а не выдирайте только УИ. К тому же при определении УИ ,судя по цифрам , приводите из неизвестных источников некие теоретические значения. В реальности имеет место ограничение - диаметр миделя ступени. Таким образом схема с вытесниловкой при равной тяге всегда будет иметь больший диаметр критического сечения, меньше степень расширения и соответственно меньше УИ по сравнению со схемой с ТНА.ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
ЦитироватьОпять выдираете по частям, а не рассматриваете в комплексе. К тому же приведенные коэффициенты массового совершенства не учитывают вес соплового блока, а для вытесниловки СБ заметно тяжелее, так как при равной тяге диаметр критического сечения примерно обратно пропорционален давлению в КС.ЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полнойУ металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление, в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .ЦитироватьСергей пишет: безопасностиС чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Правда? А баллистики так не считают, и с дуру занимаются оптимизацией, причем с учетом аэродинамического сопротивления.ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
ЦитироватьСергей пишет:У "вытеснительной" ступени в начале полёта объём газа тоже невелик, основной объём ступени занят топливом. А взрыв баллона наддува не несёт катастрофических последствий.
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
ЦитироватьСтарый пишет:Согласен, правда не считал потребный объем баллона наддува, тут ведь важен конкретный случай - тяга, время работы, и для реальной тяги (до 20 т) может и сойдет.ЦитироватьСергей пишет:У "вытеснительной" ступени в начале полёта объём газа тоже невелик, основной объём ступени занят топливом. А взрыв баллона наддува не несёт катастрофических последствий.
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
Так что единственная разница с РДТТ - "вытеснительная" ракета при аварии сгорит быстро.
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи. Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.
ЦитироватьСергей пишет:Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Напишите ИМХО, а то как то не совпадает с современным опытом.ЦитироватьСергей пишет:Она отлично подходит для любых тяг.
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
ЦитироватьСергей пишет:Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.htmlЦитироватьКомодский Варан пишет:Добавьте ИМХО и вопросов нет.ЦитироватьСергей пишет:Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова.Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
ЦитироватьGross mass: 744,000 kg (1,640,000 lb). Unfuelled mass: 45,195 kg (99,637 lb).744000/45195 = 16,46.
ЦитироватьСергей пишет:Но мы тут сравниваем вытесниловку с РДТТ. Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).ЦитироватьКомодский Варан пишет:Цитируйте полностью, а не выдирайте только УИ. К тому же при определении УИ ,судя по цифрам , приводите из неизвестных источников некие теоретические значения. В реальности имеет место ограничение - диаметр миделя ступени. Таким образом схема с вытесниловкой при равной тяге всегда будет иметь больший диаметр критического сечения, меньше степень расширения и соответственно меньше УИ по сравнению со схемой с ТНА.ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
ЦитироватьСергей пишет:Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
Комодский Варан пишет:ЦитироватьОпять выдираете по частям, а не рассматриваете в комплексе. К тому же приведенные коэффициенты массового совершенства не учитывают вес соплового блока, а для вытесниловки СБ заметно тяжелее, так как при равной тяге диаметр критического сечения примерно обратно пропорционален давлению в КС.ЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полнойУ металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
ЦитироватьСергей пишет:К ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .ЦитироватьСергей пишет: безопасностиС чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
ЦитироватьСергей пишет:Аэродинамические потери составляют около 100 м/с, это очень мало. Транспортабельность РН намного важнее выигрыша пары десятков м/с ХС. Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто впрыскивать компонент топлива за критику. Можно просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Правда? А баллистики так не считают, и с дуру занимаются оптимизацией, причем с учетом аэродинамического сопротивления.ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
Дополнение - управление вектором тяги для вытесниловки будет заметно сложнее и тяжелее, чем для схемы с ТНА, что так же следует учитывать.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вечерком прикину на устанавлиемость подобной рн старт Зенита, но мысля про протоновские диаметры баков (которые маленькие)
насчет Сункара с ускорителями от Союза?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:А разве на АJ-60A и GEM бустерах используется управлением вектором тяги? Там небольшое отклонение наружу фиксировано и только...ЦитироватьСергей пишет:Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Напишите ИМХО, а то как то не совпадает с современным опытом.ЦитироватьСергей пишет:Она отлично подходит для любых тяг.
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)ЦитироватьСергей пишет:Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.htmlЦитироватьКомодский Варан пишет:Добавьте ИМХО и вопросов нет.ЦитироватьСергей пишет:Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова.Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНАЦитироватьGross mass : 744,000 kg (1,640,000 lb). Unfuelled mass : 45,195 kg (99,637 lb).744000/45195 = 16,46.
У Протона: 458900/30600 = 15.
Знай вытеснительную подачу!ЦитироватьСергей пишет:Но мы тут сравниваем вытесниловку с РДТТ. Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).ЦитироватьКомодский Варан пишет:Цитируйте полностью, а не выдирайте только УИ. К тому же при определении УИ ,судя по цифрам , приводите из неизвестных источников некие теоретические значения. В реальности имеет место ограничение - диаметр миделя ступени. Таким образом схема с вытесниловкой при равной тяге всегда будет иметь больший диаметр критического сечения, меньше степень расширения и соответственно меньше УИ по сравнению со схемой с ТНА.ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.ЦитироватьСергей пишет:Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
Комодский Варан пишет:ЦитироватьОпять выдираете по частям, а не рассматриваете в комплексе. К тому же приведенные коэффициенты массового совершенства не учитывают вес соплового блока, а для вытесниловки СБ заметно тяжелее, так как при равной тяге диаметр критического сечения примерно обратно пропорционален давлению в КС.ЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полнойУ металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.ЦитироватьСергей пишет:К ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .ЦитироватьСергей пишет: безопасностиС чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?ЦитироватьСергей пишет:Аэродинамические потери составляют около 100 м/с, это очень мало. Транспортабельность РН намного важнее выигрыша пары десятков м/с ХС. Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто впрыскивать компонент топлива за критику. Можно просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Правда? А баллистики так не считают, и с дуру занимаются оптимизацией, причем с учетом аэродинамического сопротивления.ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
Дополнение - управление вектором тяги для вытесниловки будет заметно сложнее и тяжелее, чем для схемы с ТНА, что так же следует учитывать.
Цитироватьоктоген пишет:Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи. Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.
Полный цикл с содержанием промышленности для ТТ все же дроже. Тем более что Вы про отработку( да там я согласен), а я Вам про серию с содержанием промышленности в случае простоя. Тем более что как только там пояляются сегменты, эластичные шарниры и прочие примочки, так сразу все растет в цене чуть ли не в геометрической прогрессии.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?
Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:С такими ссылками работайте сами.
Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.html
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Оригинально, схему с ТНА уже не рассматриваем, ну,ну.
Но мы тут сравниваем вытесниловку с РДТТ.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Но это примеры для ЖРД с ТНА, и вы сравниваете разные ЖРД с разными давлениями в КС и разной степенью расширения. Чего вы собираетесь доказать - от сравнения по УИ для двигателей с равной тягой,одинаковым диаметром среза сопла, но двух схем - вытеснительной и с ТНА, перескочили на известные сравнения ЖРД с ТНА и РДТТ?!
Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).
ЦитироватьКомодский Варан пишет:У вас нет корректных источников - разнотипные ступени , все необходимо для сравнения приводить к одним условиям, в том числе и по времени работы, с выделением массы отдельных элементов - баки, системы наддува,КС с соплом и т.д. У вас этого нет. Массовое совершенство РДТТ так же нужно сравнивать с приведением к одним условиям, и так же поэлементно. И поскольку вы уже утверждали, что вытеснительная схема годится для любых тяг, то почему Маск от вытеснительной схемы на второй ступени Фалькона-1 перешел к схеме с ТНА на Фальконе-9?
Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опыт шаттлов лишь доказал, что известные недоработки надо вовремя исправлять, а не жлобиться, надеясь авось обойдется. Подход у вас выборочный - успешную эксплуатацию РДТТ, ТТУ в составе РН выбрасываете, поскольку это противоречит вашему мнению - Вега, Ариан, Дельта-4 и т.д. Вытесниловка ваше ВСЕ.
К ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Честно говоря я уже устал комментировать ваши опусы - не зная площади миделя, ни тяговооруженности - уже определили - 100 м/сек. С какого бока транспортабельность? Про управление вектором тяги - вы не знаете предмета, тут и комментировать нечего.
Аэродинамические потери составляют около 100 м/с, это очень мало. Транспортабельность РН намного важнее выигрыша пары десятков м/с ХС. Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто впрыскивать компонент топлива за критику. Можно просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.
ЦитироватьСергей пишет:Чем не доказательство?ЦитироватьКомодский Варан пишет:Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?
Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.
ЦитироватьСергей пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:С такими ссылками работайте сами.
Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.html
ЦитироватьСергей пишет:Никто не перескакивал, я просто привел примеры вытеснительных ЖРД.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Но это примеры для ЖРД с ТНА, и вы сравниваете разные ЖРД с разными давлениями в КС и разной степенью расширения. Чего вы собираетесь доказать - от сравнения по УИ для двигателей с равной тягой,одинаковым диаметром среза сопла, но двух схем - вытеснительной и с ТНА, перескочили на известные сравнения ЖРД с ТНА и РДТТ?!
Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).
ЦитироватьСергей пишет:Маск решил опробовать многоразовость, которая требует высокого массового совершенства. А его можно достичь либо вытесниовкой с композитными баками, либо насосной подачей с алюминий-литиевыми баками. Маск выбрал второй вариант.ЦитироватьКомодский Варан пишет:У вас нет корректных источников - разнотипные ступени , все необходимо для сравнения приводить к одним условиям, в том числе и по времени работы, с выделением массы отдельных элементов - баки, системы наддува,КС с соплом и т.д. У вас этого нет. Массовое совершенство РДТТ так же нужно сравнивать с приведением к одним условиям, и так же поэлементно. И поскольку вы уже утверждали, что вытеснительная схема годится для любых тяг, то почему Маск от вытеснительной схемы на второй ступени Фалькона-1 перешел к схеме с ТНА на Фальконе-9?
Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
ЦитироватьСергей пишет: :Одна только Дельта-2 взрывалась как минимум 2 раза из-за твердотопливных ускорителей.ЦитироватьК ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.Опыт шаттлов лишь доказал, что известные недоработки надо вовремя исправлять, а не жлобиться, надеясь авось обойдется. Подход у вас выборочный - успешную эксплуатацию РДТТ, ТТУ в составе РН выбрасываете, поскольку это противоречит вашему мнению - Вега, Ариан, Дельта-4 и т.д. Вытесниловка ваше ВСЕ.
ЦитироватьСергей пишет: не зная площади миделя, ни тяговооруженности - уже определили - 100 м/сек.Взять данные по Протону либо другой РН тяжёлого класса религия не позволяет? Площадь миделя и TWR не оказывают значительного влияния на РН тяжёлого класса.
ЦитироватьСергей пишет:С такого, что при проектировке РН никто не обращает внимания на аэродинамические потери, транспортабельность РН намного важнее.
С какого бока транспортабельность?
ЦитироватьСергей пишет: Про управление вектором тяги - вы не знаете предмета, тут и комментировать нечего.Кто бы говорил...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вижу картинку ОСИ , и что она доказывает? Где внедрено ДУ с вытесниловкой с такими параметрами?
Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?Чем не доказательство?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:То есть они попросту хуже по суммарной эффективности, чем РДТТ?!
Я уже объяснил причину, по которой вытеснительные ускорители не востребованы в США.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Разговор шел о сравнении вытеснительной схемы и схемы с ТНА для случая равных тяг, одинаковой площади среза сопла(диаметра миделя ступени), вместо этого примеры разнокалиберных вытеснительных ЖРД.
Никто не перескакивал, я просто привел примеры вытеснительных ЖРД.
ЦитироватьСергей пишет:
И поскольку вы уже утверждали, что вытеснительная схема годится для любых тяг, то почему Маск от вытеснительной схемы на второй ступени Фалькона-1 перешел к схеме с ТНА на Фальконе-9?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьМаск решил опробовать многоразовость, которая требует высокого массового совершенства. А его можно достичь либо вытесниовкой с композитными баками, либо насосной подачей с алюминий-литиевыми баками. Маск выбрал второй вариант.Целью многоразовости является снижение стоимости пусковых услуг, следовательно вытеснительная схема с композитными баками, как минимум, попросту дороже.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Читать то умеете? Я конкретно указал -Дельта-4. И уж коль собрались определять надежность РДТТ в сравнении с ЖРД, то уж приводите полную статистику - количество пусков РН с РДТТ и с ЖРД, в том числе количество аварий по вине двигательных установок. Разумеется из действующих РН.ЦитироватьСергей пишет: :Одна только Дельта-2 взрывалась как минимум 2 раза из-за твердотопливных ускорителей.
Комодский Варан пишет:ЦитироватьК ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.Опыт шаттлов лишь доказал, что известные недоработки надо вовремя исправлять, а не жлобиться, надеясь авось обойдется. Подход у вас выборочный - успешную эксплуатацию РДТТ, ТТУ в составе РН выбрасываете, поскольку это противоречит вашему мнению - Вега, Ариан, Дельта-4 и т.д. Вытесниловка ваше ВСЕ.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Интересный у вас подход, сами залепили от фонаря 100 м/сек, а мне предлагаете заняться Протоном. И пора бы знать, что оптимальная стартовая тяговооруженность определяется с учетом потерь на аэродинамическое сопротивление.ЦитироватьСергей пишет: не зная площади миделя, ни тяговооруженности - уже определили - 100 м/сек.Взять данные по Протону либо другой РН тяжёлого класса религия не позволяет? Площадь миделя и TWR не оказывают значительного влияния на РН тяжёлого класса.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Напишите ИМХО, на форуме должны знать своих героев.ЦитироватьСергей пишет:С такого, что при проектировке РН никто не обращает внимания на аэродинамические потери, транспортабельность РН намного важнее.
С какого бока транспортабельность?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Можете сами прокомментировать свои опусы:ЦитироватьСергей пишет: Про управление вектором тяги - вы не знаете предмета, тут и комментировать нечего.Кто бы говорил...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Сплошные шедевры, особенно по п. 2. Поэтому и писал, что вы не знаете предмета.
Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто 1)впрыскивать компонент топлива за критику. Можно 2)просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.
ЦитироватьСергей пишет:
1. Уже писал, если есть достаточно дешевые,надежные и мощные ЖРД, обеспечивающие стартовую тягу , то нет необходимости в ТТУ.
Цитировать2. Как использовать РДТТ - в качестве первой ступени или в виде навесных ТТУ определяет разработчик РН в зависимости от ТЗ заказчика.Ну и "почемуто" както не особо жалует использовани в качестве навесных ТТУ. Вроде как в этом классе остаётся один Атлас, да и то далеко не каждый раз.
Цитировать3. Плохо, хорошо..Во всех примерах ТТУ является двигателем первой ступени. Использование ракеты без него невозможно.
В ЕК - имеются :
ЦитироватьСтарый пишет:Старый, я понимаю тебе скучно, но очередной круг накручивать нет желания.ЦитироватьСергей пишет:
1. Уже писал, если есть достаточно дешевые,надежные и мощные ЖРД, обеспечивающие стартовую тягу , то нет необходимости в ТТУ.
Ну вот... А говоришь "ТТУ лучше"...
ЦитироватьСтарый пишет:Дельта-4, Ариан-5 ишо из ходовых и Ариан-6 из перспективных.Цитировать2. Как использовать РДТТ - в качестве первой ступени или в виде навесных ТТУ определяет разработчик РН в зависимости от ТЗ заказчика.Ну и "почемуто" както не особо жалует использовани в качестве навесных ТТУ. Вроде как в этом классе остаётся один Атлас, да и то далеко не каждый раз.
ЦитироватьСтарый пишет:Двигатель первой ступени,навесной ТТУ - частенько вопрос терминологии. Я лично отношу к двигателям первой ступени - РДТТ первой ступени РН Вега. В ходовой схеме - работают одновременно задросселированный водородный ЖРД(включается на несколько секунд раньше ТТУ, цель убедится - что ЖРД запустился) и ТТУ, бустер конструктивно навесной и одновременно является двигателем первой ступени и ничего особенного в этом нет. Сокращение применения ТТУ нормальный процесс, если есть чем заменить. Тот же Ариан-6 мог в принципе иметь метановые бустеры, КБХА разрабатывала для них однокамерный 200-тонник, но итальянцы уже вложились в ТТУ и работы с КБХА прекратили. Так что стремительного сокращения применения ТТУ пока не получается, в особенности для тяжелых ракет.Вот если научатся быстро и дешево создавать хотя бы однокамерные жидкостники 300-тонники для тяжелых ракет и 1000-тонники для супертяжей, тогда и ТТУ будут не нужны.Цитировать3. Плохо, хорошо..Вовсех примерах ТТУ является двигателем первой ступени. Использование ракеты без него невозможно.
В ЕК - имеются :
Применение ТТУ в качестве дополнительных навесных ускорителей стремительно сокращается.
ЦитироватьСтарый пишет:Старый, опять читаешь последнюю страничку. Уже писал - Маск хочет иметь свои движки, ТТУ не его профиль.Научился делать надежный, дешевый Мерлин открытой схемы, теперь взялся за значительно более сложный движок - 100-тонный прототип метанового Раптора закрытой схемы газ-газ, получится - возьмется за 300-тонник - Раптор. Так что вопрос упирается - могешь делать мощные , надежные, дешевые метановые (или керосиновые ) движки или нет. Если уверен, что сможешь - то ТТУ не понадобятся. Аналогично действует Безос, только без спешки и с менее рискованной схемой.
Маск, например, форсировал Мерлины и удлинял баки, но не навешивал ТТУ. Может всётаки с ТТУ не всё так гладко?
ЦитироватьСергей пишет:Нет.
Двигатель первой ступени,навесной ТТУ - частенько вопрос терминологии.
ЦитироватьВ ходовой схеме - работают одновременно задросселированный водородный ЖРД(включается на несколько секунд раньше ТТУ, цель убедится - что ЖРД запустился) и ТТУ, бустер конструктивно навесной и одновременно является двигателем первой ступени и ничего особенного в этом нет.Это двухступенчатая ракета с параллельным расположением ступеней.
ЦитироватьСокращение применения ТТУ нормальный процесс, если есть чем заменить.Вот! Видать не всё с ними так хорошо.
ЦитироватьТот же Ариан-6 мог в принципе иметь метановые бустеры, КБХА разрабатывала для них однокамерный 200-тонник, но итальянцы уже вложились в ТТУ и работы с КБХА прекратили.Здесь чисто историческая традиция - РДТТ нужной мощности есть, зачем осваивать метан? К тому же деньги должна получать своя промышленность а не иностранная.
ЦитироватьСтарый, опять читаешь последнюю страничку.Я же не виноват что форум не возвращает к крайнему нечитанному сообщению. :(
ЦитироватьУже писал - Маск хочет иметь свои движки, ТТУ не его профиль.
ЦитироватьНаучился делать надежный, дешевый Мерлин открытой схемы, теперь взялся за значительно более сложный движок - 100-тонный прототип метанового Раптора закрытой схемы газ-газ, получится - возьмется за 300-тонник - Раптор. Так что вопрос упирается - могешь делать мощные , надежные, дешевые метановые (или керосиновые ) движки или нет.
ЦитироватьЕсли уверен, что сможешь - то ТТУ не понадобятся.Вот и я говорю что не понадобятся. А ты говоришь: "Давайте понавешаем!". :(
ЦитироватьSalo пишет:Ну можно вешать уже на стартовом столе, как на Дельту-2 и Атлас-5. Но всё равно не заморачивается...
Основной недостаток ТТУ длительная вертикальная сборка/транспортировка на стартовой позиции.
Поэтому Маск с ними и не заморачивался, взяв за основу Зенит.
ЦитироватьСтарый пишет:Старый, желаешь потрепаться о терминах - да ради бога, мне по барабану.ЦитироватьСергей пишет:Нет.
Двигатель первой ступени,навесной ТТУ - частенько вопрос терминологии.
"Навесной ускоритель" это то без чего ракета может эксплуатироваться. Ускорители дополнительно навешивают для повышения её возможностей.
"Первая ступень" это то без чего ракета не может эксплуатироваться. Просто не взлетит.
ЦитироватьСтарый пишет:Это же надо, спасибо просветил.ЦитироватьВ ходовой схеме - работают одновременно задросселированный водородный ЖРД(включается на несколько секунд раньше ТТУ, цель убедится - что ЖРД запустился) и ТТУ, бустер конструктивно навесной и одновременно является двигателем первой ступени и ничего особенного в этом нет.Это двухступенчатая ракета с параллельным расположением ступеней.
ЦитироватьСтарый пишет:Да точно, жуть сплошная!!!ЦитироватьСокращение применения ТТУ нормальный процесс, если есть чем заменить.Вот! Видать не всё с ними так хорошо.
ЦитироватьСтарый пишет:Здесь главное бабки по ТТУ и РДТТ оставить итальянцам, а нужных бустеров для Ариан-6 еще не было, да и сейчас в стадии разработки.ЦитироватьТот же Ариан-6 мог в принципе иметь метановые бустеры, КБХА разрабатывала для них однокамерный 200-тонник, но итальянцы уже вложились в ТТУ и работы с КБХА прекратили.Здесь чисто историческая традиция - РДТТ нужной мощности есть, зачем осваивать метан? К тому же деньги должна получать своя промышленность а не иностранная.
ЦитироватьСтарый пишет:Я же писал не раз - никогда Роскосмос не даст деньги на разработку ТТУ. Остальные жидкостники и ТТУ им то же по барабану, главное что бы дали бабки и не спрашивали за результат.ЦитироватьУже писал - Маск хочет иметь свои движки, ТТУ не его профиль.
А у нас что - наш профиль? Профиль хруников, энергетиков, самарцев?
ЦитироватьСтарый пишет:Про ТТУ - денег не будет , уже писал,технически можно сделать ТТУ диаметром до 3м, длиной по кокону до 15 м + СБ длиной примерно 2 м с СУВТ, можно корпус ТТУ сделать в виде 2-х полукоконов с общей длиной по корпусу 30 м + 2м СБ. Если же говорить о ЖРД, то КБХА пока (если кадры не разбегутся после всех нововведений) по силам вполне разработать и отработать однокамерный метановый движок с земной тягой 200т плюс подходящий водородник для верхних ступеней, но ,поскольку финансирование достаточно дохлое, сделают опытный образец на 85 т.ЦитироватьНаучился делать надежный, дешевый Мерлин открытой схемы, теперь взялся за значительно более сложный движок - 100-тонный прототип метанового Раптора закрытой схемы газ-газ, получится - возьмется за 300-тонник - Раптор. Так что вопрос упирается - могешь делать мощные , надежные, дешевые метановые (или керосиновые ) движки или нет.
Ну и как применительно к нам? Мы могём или нет? ;)
ЦитироватьСтарый пишет:Не надо мне приписывать , не говорил: "Давайте понавешаем!"ЦитироватьЕсли уверен, что сможешь - то ТТУ не понадобятся.Вот и я говорю что не понадобятся. А ты говоришь: "Давайте понавешаем!".
ЦитироватьИскандер пишет:Однозначно бустеры.
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
ЦитироватьСергей пишет:На РН BA-2.ЦитироватьКомодский Варан пишет:Вижу картинку ОСИ , и что она доказывает? Где внедрено ДУ с вытесниловкой с такими параметрами?
Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?Чем не доказательство?
ЦитироватьСергей пишет:То есть в США с самого начала космической эры использовались РДТТ.ЦитироватьКомодский Варан пишет:То есть они попросту хуже по суммарной эффективности, чем РДТТ?!
Я уже объяснил причину, по которой вытеснительные ускорители не востребованы в США.
ЦитироватьСергей пишет:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Разговор шел о сравнении вытеснительной схемы и схемы с ТНА для случая равных тяг, одинаковой площади среза сопла(диаметра миделя ступени), вместо этого примеры разнокалиберных вытеснительных ЖРД.
Никто не перескакивал, я просто привел примеры вытеснительных ЖРД.
ЦитироватьСергей пишет:Стоимость производства многоразовой РН может быть выше стоимости производства одноразовой РН, но при этом многоразовая может оказаться экономически эффективней.
Целью многоразовости является снижение стоимости пусковых услуг, следовательно вытеснительная схема с композитными баками, как минимум, попросту дороже.
ЦитироватьСергей пишет:В таком случае предлагаю судить об аварийности отечественных РН исходя из данных по одной лишь РН Н-1 :D
Читать то умеете? Я конкретно указал -Дельта-4.
ЦитироватьСергей пишет: Интересный у вас подход, сами залепили от фонаря 100 м/сек, а мне предлагаете заняться Протоном. И пора бы знать, что оптимальная стартовая тяговооруженность определяется с учетом потерь на аэродинамическое сопротивление.Оптимальная стартовая тяговооружённость должна быть такой, чтобы обеспечивался минимум трудоемкости изготовления РН. Аэродинамические потери - где-то в конце.
ЦитироватьСергей пишет: Поэтому и писал, что вы не знаете предмета.Чья бы корова мычала...
ЦитироватьИскандер пишет:РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
Я понял что тип ускорителя это вопрос веры и личных предпочтений, но ТТД лучше отработаны.
Вопросы:
Почему (какого..) Феникс планируется без бустеров?
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
ЦитироватьСтарый пишет:И готовить ракету к пуску месяцами.
Ну можно вешать уже на стартовом столе, как на Дельту-2 и Атлас-5. Но всё равно не заморачивается...
ЦитироватьСтарый пишет:1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТ ускоритель вообще бред. Серийность почти 0=не выггодно.ЦитироватьИскандер пишет:РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
Я понял что тип ускорителя это вопрос веры и личных предпочтений, но ТТД лучше отработаны.
Вопросы:
Почему (какого..) Феникс планируется без бустеров?
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
Цитироватьоктоген пишет:А что у нас ускорителей нема нп тту?
1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТускоритель вообще бред.
ЦитироватьLeonar пишет:Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Старый, емае, ты как относишся к керосиновым бустером с тна в виде союзовским морковкам на фениксе?
Дешево сердито и нам как раз?
Цитироватьоктоген пишет:Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?ЦитироватьСтарый пишет:1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТ ускоритель вообще бред. Серийность почти 0=не выггодно.
РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
ЦитироватьСтарый пишет:Это само собой...но в промежутке между первой и тремя...ЦитироватьLeonar пишет:Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Старый, емае, ты как относишся к керосиновым бустером с тна в виде союзовским морковкам на фениксе?
Дешево сердито и нам как раз?
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
ЦитироватьСтарый пишет:В этом вопросе не имеет значения категория ракет, например в КНДР сверхмалые ракеты делают с поворотным соплом на основе многопластинчатого металлического опорного шарнира, что конструктивно схоже с большими МБР с ТТРД, причем делают со своими конструктивными особенностями типа наличия водяного охлаждения и управляемого демпфера, поэтому можно допустить, что в больших ракетах может применяться схема малых ракет, особых проблем тут нет.
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьLeonar пишет:Перечитывай ещё раз:ЦитироватьСтарый пишет:Это само собой...но в промежутке между первой и тремя...
Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
Существующие и этого же завода
Чем плохо?
ЦитироватьСтарый пишет:А "промежутка" никакого нет. Запустить трёхмодульный вариант с недогрузом это проще и дешевле чем держать завод для производства навесных модулей.
Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
Цитироватьстарый пишет:
РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
Цитироватьоктоген пишет:1-я ступень Тополя/Ярса. - не подходит ни по массе - малы, ни по времени работы. Для России имеет смысл возится с ТТУ только, если военным позарез нужно что то тяжелое вывести и быстро. Поскольку таких пусков будет мало, то серийность тут вообще не причем. Для коммерческих пусков , в особенности пилотируемых, пока остаются Союзы и до 2025 г. -Протоны. Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.
1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТускоритель вообще бред. Серийность почти 0=не выггодно.
ЦитироватьСтарый пишет:Еще лучше у Безоса - 2-3 ступени, тандем, наверху водород - если у Маска вдруг не получится газ-газ, то Безос вставит фитиль Маску .
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
ЦитироватьСергей пишет: Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.Естественно. Но жидкостных.
ЦитироватьСергей пишет: . Для России имеет смысл возится с ТТУ только, если военным позарез нужно что то тяжелое вывести и быстро. Поскольку таких пусков будет мало, то серийность тут вообще не причем.Для военных если позарез нужно вывести чтото тяжёлое и быстро имеет смысл соединить три готовых Феникса и не возиться с ТТУ. Как это и делают американские военные с Дельтой и как это делает Маск. Заодно и серийность модулей возрастёт.
ЦитироватьСтарый пишет:США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях .https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage)
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСергей пишет:Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :oЦитироватьСтарый пишет:США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях . https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage )
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСтарый пишет:ЦитироватьСергей пишет: . Для России имеет смысл возится с ТТУ только, если военным позарез нужно что то тяжелое вывести и быстро. Поскольку таких пусков будет мало, то серийность тут вообще не причем.Для военных если позарез нужно вывести чтото тяжёлое и быстро имеет смысл соединить три готовых Феникса и не возиться с ТТУ. Как это и делают американские военные с Дельтой и как это делает Маск. Заодно и серийность модулей возрастёт.
ЦитироватьНаперстянка пишет:Картинки нет случайно двигательной установки? Раньше писал о возможности сделать поворотный сопловой блок с эластичным шарниром для ЖРД, интересно было бы посмотреть , что сделали в натуре.ЦитироватьСтарый пишет:В этом вопросе не имеет значения категория ракет, например в КНДР сверхмалые ракеты делают с поворотным соплом на основе многопластинчатого металлическогоопорного шарнира, что конструктивно схоже с большими МБР с ТТРД, причем делают со своими конструктивными особенностями типа наличия водяного охлаждения и управляемого демпфера,
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСтарый пишет:Именно их и имел ввиду.ЦитироватьСергей пишет:Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.Естественно. Но жидкостных.
ЦитироватьСтарый пишет:С ТТУ получится быстрее точно, а вот что получится с пакетом из трех Фениксов еще вопрос и уж точно не быстро.
Для военных если позарез нужно вывести чтото тяжёлое и быстро имеет смысл соединить три готовых Феникса и не возиться с ТТУ.
ЦитироватьСтарый пишет:Ну тут варианты и с ТТ бустерами, и без - Дельта-4 Хеви. И что то я не припомню водородных движков в России на первой ступени.
Как это и делают американские военные с Дельтой
ЦитироватьСтарый пишет:С Фалькон Хеви - это вариант еще не летал, а если и полетит, то редко, и как только у Маска появятся более мощные движки, появится новая РН класса Фалькон Хеви.
и как это делает Маск.
ЦитироватьСтарый пишет:Старый, в ссылках есть где и что, для шибко торопливых и не читающих материал по ссылкам - Кастор 120 - из первой ступени МБР М-Х.
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
ЦитироватьИскандер пишет:Если МО понадобится , то про финансирует из своего бюджета и ему сделают.
простые, всепогодные, дешевые, мощные бустеры могли бы исправить ситуацию, если такие вообще можно сделать.
ЦитироватьСтарый пишет:Одна первая ступень Сункара стоит не менее $20 млн, 3 ступени - $60+ млн., а весь ТриСункар выйдет под сотню. Простой Сункар с 2-4 ускорителями от Союза будет дешевле.
Запустить трёхмодульный вариант с недогрузом это проще и дешевле чем держать завод для производства навесных модулей.
ЦитироватьИскандер пишет:Где то примерно в 2023 г. на рынок пусковых услуг выйдет Нью Гленн в дополнение к Фалькону-9, России останется С-2, на 2 года Протон-М с Байконура. Подтягивая за "уши" Феникс можно конкурировать с Ариан-6, но с Маском и Безосом не получится - новых жидкостных движков нет, а они основа, ограничения по ж/д габариту, по широте космодромов, дефицит квалифицированных кадров и он нарастает - так что не стоит сильно надрываться в части коммерческих пусковых услуг. Лучше закрыть вопросы с дефицитом спутников, да и в экономике есть куда инвестировать. Без нормальной экономики не будет и квалифицированных кадров даже в гражданской экономике, а без кадров и деньги , если появятся, на помогут. А всякие супертяжи с флаговтыками, лунные и марсианские базы оставить США.
Т.е. только МО имеет деньги и задачи?
Феникс, при всей его правильности по сравнению с Зенитом, не дотягивает до конкурентоспособного коммерческого носителя по диапазону нагрузок. Если его подтянуть "за уши" он вполне может повоевать.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Опять твои представления в качестве аргумента?
Одна первая ступень Сункара стоит не менее $20 млн, 3 ступени - $60+ млн., а весь ТриСункар выйдет под сотню. Простой Сункар с 2-4 ускорителями от Союза будет дешевле.
ЦитироватьСергей пишет: Подтягивая за "уши" Феникс можно конкурировать с Ариан-6, но с Маском и Безосом не получится - новых жидкостных движков нет, а они основа, -Вот какраз сделать менее напряжённые и более дешовые и надёжные двигатели чем РД-171 - не проблема.
Цитироватьограничения по ж/д габариту,Я запамятовал - какой базовый диаметр у Флакона? Часом не меньше чем у Сункара? А чем ограничен? ;) И? ;)
Цитировать по широте космодромов,Изменить географию увы, не в наших силах. Поэтому летающая с нашей территории ракета должна быть в полтора раза тяжелее чем летающая из Флориды и Гвианы.
Цитировать дефицит квалифицированных кадров и он нарастаетНеобходимо делать ракеты не требующие квалифицированных кадров. Ракеты для которых достаточна квалификация солдатика-срочника из космических войск с полгодом учебки, ну как максимум - авиационного специалиста приличной авиакомпании. Или там уже тоже дефицит и эксплуатировать самолёты нам тоже скоро будет не под силу?
Цитироватьтак что не стоит сильно надрываться в части коммерческих пусковых услуг.Пусковые услуги должны быть дешовыми прежде всего для самих себя, для нужд страны, а потом уже для коммерческих целей.
ЦитироватьСтарый пишет:Запуск Сункара с ускорителями от Союза дешевле запуска ТриСункара в недогруженном состоянии.
Опять твои представления в качестве аргумента?
Даже если один блок стоит 20 млн то три блока не будут стоить 60 млн ибо серийность. Если блок 1 ступени стоит 20 млн то верхняя ступень не будет стоить столько же. Итого если первая ступень стоит 20 млн то за односункар 30 млн, за трисункар - 50 млн. А грузоподъёмность как у самых мощных РН мира.
Каким боком здесь ускорители от Союза и что они дадут?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Но грузоподъёмность меньше. А кстати, сколько союзовские ускорители добавят грузоподъёмности?
Запуск Сункара с ускорителями от Союза дешевле запуска ТриСункара в недогруженном состоянии.
ЦитироватьСтарый пишет:НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:ЦитироватьКомодский Варан пишет:Но грузоподъёмность меньше. А кстати, сколько союзовские ускорители добавят грузоподъёмности?
Запуск Сункара с ускорителями от Союза дешевле запуска ТриСункара в недогруженном состоянии.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:А без ускорителей сколько?
С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг
ЦитироватьСтарый пишет:17
А без ускорителей сколько?
ЦитироватьLeonar пишет:Так, что у нас получается? Шесть ускорителей увеличивают ПН в полтора раза? А во сколько раз увеличивают цену?ЦитироватьСтарый пишет:17
А без ускорителей сколько?
ЦитироватьСергей пишет:Чтобы увидеть картинку, КНДР должны начать распродажу ракет малой дальности, это будет добрым знаком того, что все их секреты с применением термостойкой пьезокерамики и прочих импульсных электрогенераторов не будут столь насущными, как сейчас. Но одно можно сказать,- у КНДР получается идти в ногу со временем, это касается как ТТРД, так и оптоэлектроники.ЦитироватьНаперстянка пишет:Картинки нет случайно двигательной установки? Раньше писал о возможности сделать поворотный сопловой блок с эластичным шарниром для ЖРД, интересно было бы посмотреть , что сделали в натуре.ЦитироватьСтарый пишет:В этом вопросе не имеет значения категория ракет, например в КНДР сверхмалые ракеты делают с поворотным соплом на основе многопластинчатого металлическогоопорного шарнира, что конструктивно схоже с большими МБР с ТТРД, причем делают со своими конструктивными особенностями типа наличия водяного охлаждения и управляемого демпфера,
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСтарый пишет:союз стоит
А во сколько раз увеличивают цену?
Стоимость (производства), млн. руб. | 2017-02-17 | 1159 |
ЦитироватьСергей пишет:А на какой РН Кастор-120 трудится навесным ускорителем? :oЦитироватьСтарый пишет:Старый, в ссылках есть где и что, для шибко торопливых и не читающих материал по ссылкам - Кастор 120 - из первой ступени МБР М-Х.
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
ЦитироватьСтарый пишет:Старый вспомни, как у нас делают новые движки на Энергомаше. База - РД170(171). Неизменяемый элемент - КС, а дальше комбинации 2 КС, 1 КС, качаем так, качаем этак и каждый раз новый движок . То есть новый, менее напряженный движок это та же КС, но с пониженным давлением в КС. Даже диаметр критического сечения КС не дадут менеджеры менять - а вдруг появятся ВЧК. И если оглянуться на последний шедевр - РД-191, так он дороже всех в расчете на 1 т тяги. Так что дешевые - проблема, и делать действительно новые может только КБХА, Энергомаш расписался в творческом бессилии , предложив сделать ответственным исполнителем по метановому 85 тоннику КБХА, а свое участие в виде ТНА и прочей арматуры.ЦитироватьСергей пишет:Подтягивая за "уши" Феникс можно конкурировать с Ариан-6, но с Маском и Безосом не получится - новых жидкостных движков нет, а они основа,-Вот какраз сделать менее напряжённые и более дешовые и надёжные двигатели чем РД-171 - не проблема.
ЦитироватьСтарый пишет:У Флакона кажется 3,67 или 3,76 м, по грузоподъемности почти подошел к пределу для данного диаметра. Дальше Флакон Хеви, вынужденное, временное решение, в котором и Маск не шибко уверен. 29 движков на старте сильно напоминают Н-1 . Если посмотреть проектные российские решения в области тяжелых ракет, то без оглядки на ж/д габарит, центральный блок имеет диаметр 7-8 м и уж к нему жидкостные бустеры. И теоретически самая выгодная схема - тандем из 2-3 ступеней с диаметром центрального блока в зависимости от спектра планируемых нагрузок. Для Нью Гленн это 7 м и 45 т на НОО, 13 т на ГПО - как раз примерно около этих цифр и идет постоянно разговор , но с некоторым запасом.Цитироватьограничения по ж/д габариту,Я запамятовал - какой базовый диаметр у Флакона? Часом не меньше чем у Сункара? А чем ограничен? ;) И? ;)
И получается что тем кто ищет способы тем транспортные ограничения не проблема, а тем кто ищет причины тем всегда габарит кривой.
ЦитироватьСтарый пишет:А трифеникс бум пускать с пакета 3-х МС (шутка).Цитироватьпо широте космодромов,Изменить географию увы, не в наших силах. Поэтому летающая с нашей территории ракета должна быть в полтора раза тяжелее чем летающая из Флориды и Гвианы.
Однако проблема широты обходится Морским стартом. Кажется Феникс мастырят на него?
ЦитироватьСтарый пишет:И разрабатывать эти ракеты должны студенты кулинарного техникума.Будет шикарно. Правда, когда станут поварами, они оттель свинтят.Цитироватьдефицит квалифицированных кадров и он нарастаетНеобходимо делать ракеты не требующие квалифицированных кадров. Ракеты для которых достаточна квалификация солдатика-срочника из космических войск с полгодом учебки, ну как максимум - авиационного специалиста приличной авиакомпании. Или там уже тоже дефицит и эксплуатировать самолёты нам тоже скоро будет не под силу?
ЦитироватьСтарый пишет:Это понятно, но как то до сих пор не очень получается.Цитироватьтак что не стоит сильно надрываться в части коммерческих пусковых услуг.Пусковые услуги должны быть дешовыми прежде всего для самих себя, для нужд страны, а потом уже для коммерческих целей.
ЦитироватьСергей пишет:Я знаю как у нас делают, особенно на Энергомаше. Если у нас и дальше будут так делать то удачи нам не видать.
Старый вспомни, как у нас делают новые движки на Энергомаше. База - РД170(171). Неизменяемый элемент - КС, а дальше комбинации 2 КС, 1 КС, качаем так, качаем этак и каждый раз новый движок .
ЦитироватьТо есть новый, менее напряженный движок это та же КС, но с пониженным давлением в КС. Даже диаметр критического сечения КС не дадут менеджеры менять - а вдруг появятся ВЧК.Если для них это проблема или их не могут заставить решить эту проблему то этой стране кирдык. Высоких технологий в ней не будет.
ЦитироватьИ если оглянуться на последний шедевр - РД-191, так он дороже всех в расчете на 1 т тяги.Если эта политика будет продолжаться то этой стране кирдык. Без всяких шуток. Её разворуют собственные же баблопопильщики.
Цитировать Так что дешевые - проблема , и делать действительно новые может только КБХА, Энергомаш расписался в творческом бессилии , предложив сделать ответственным исполнителем по метановому 85 тоннику КБХА, а свое участие в виде ТНА и прочей арматуры.Если Энергомаш не способен делать двигатели которые нужны стране то он (Энергомаш) стране не нужен. Под бульдозер и жилую застройку. А нужные двигатели сделает КБХА или самарсий Металлом.
ЦитироватьСергей пишет:Значит по аналогии предельная грузоподъёмность одноФеникса с протоновским диаметром гдето под 30 тонн? Этого хватит.
У Флакона кажется 3,67 или 3,76 м, по грузоподъемности почти подошел к пределу для данного диаметра. Дальше Флакон Хеви, вынужденное, временное решение, в котором и Маск не шибко уверен.
Цитировать 29 движков на старте сильно напоминают Н-1 .Ну нам это вроде не грозит?
ЦитироватьЕсли посмотреть проектные российские решения в области тяжелых ракет, то без оглядки на ж/д габарит, центральный блок имеет диаметр 7-8 м и уж к нему жидкостные бустеры.А вот это нам не нада. Не наше это.
ЦитироватьСтарый пишет:с тремя РД 180 в корме
Значит по аналогии предельная грузоподъёмность одноФеникса с протоновским диаметром гдето под 30 тонн? Этого хватит
ЦитироватьСтарый пишет:Вообще то я привел ссылки на почти полный перечень РДТТ Орбитала АТК, там же указано , где они используются - как правило, в виде маршевых РДТТ легких 3-4х ступенчатых РН тандемной схемы - детали можно узнать по ссылкам, их там очень много, действующих. В виде навесных бустеров РДТТ - GEM-60- используются на РН Дельта-4 в количестве 2 или 4 шт., диаметр 1,55 м, но деталей пока не нашел. В принципе эффективность бустеров можно установить по модификациям РН Дельта-4, в инете есть данные.ЦитироватьСергей пишет:А на какой РН Кастор-120 трудится навесным ускорителем? :oЦитироватьСтарый пишет:Старый, в ссылках есть где и что, для шибко торопливых и не читающих материал по ссылкам - Кастор 120 - из первой ступени МБР М-Х.
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
Или ты уже не о навесных ускорителях а о чёмто другом?
ЦитироватьСергей пишет:Я достаточно хорошо знаю где какие двигатели используются.
Вообще то я привел ссылки на почти полный перечень РДТТ Орбитала АТК, там же указано ,
Цитироватьгде они используются - как правило, в виде маршевых РДТТ легких 3-4х ступенчатых РН тандемной схемы - детали можно узнать по ссылкам, их там очень много, действующихЗачем нам ссылки? Ты сам можешь назвать "РН в которых используются ступени Кастор-120" и вообще "РН в которых использовались бы РДТТ от МБР"?
ЦитироватьВ виде навесных бустеров РДТТ - GEM-60- используются на РН Дельта-4 в количестве 2 или 4 шт., диаметр 1,55 м, но деталей пока не нашел.Это чего, тоже "ступень МБР"?
ЦитироватьВ принципе эффективность бустеров можно установить по модификациям РН Дельта-4, в инете есть данные.Ты стрелки не переводи. Ты ответь про "использование в РН бывших ступеней МБР".
ЦитироватьСергей пишет:ЦитироватьСтарый пишет:США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях . https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage )
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСтарый пишет:Метанового
Поэтому создание нового движка размерности РД-171 но простого и дешового - непосредственная следующая задача.
ЦитироватьСтарый пишет:Это проблема для всех. Маск использовал для борьбы с ВЧК штифтовые форсунки, но это не всегда подходит, универсальных решений не существует. И именно ВЧК отбивает энтузиазм заниматься новыми движками у всех. При отработке F-1 то же помучились несколько лет, и не удивительно - на одном движке есть, на другом может и не быть, так же и при смене режимов. В КБХА однако есть специалисты, которые решают подобные проблемы - ПОКА (если после слияния с Энергомашем и прочими новшествами в сфере управления не разбегутся - может так и задумано, похерить последних разработчиков и будет тишина и благодать).ЦитироватьТо есть новый, менее напряженный движок это та же КС, но с пониженным давлением в КС. Даже диаметр критического сечения КС не дадут менеджеры менять - а вдруг появятся ВЧК.Если для них это проблема или их не могут заставить решить эту проблему то этой стране кирдык. Высоких технологий в ней не будет.
ЦитироватьСтарый пишет:Да ты шо ?! Еще много чего можно прихватизировать, продать - да хоть как минимум сдать в аренду территории - только бабки стриги.ЦитироватьИ если оглянуться на последний шедевр - РД-191, так он дороже всех в расчете на 1 т тяги.Если эта политика будет продолжаться то этой стране кирдык. Без всяких шуток. Её разворуют собственные же баблопопильщики.
ЦитироватьСтарый пишет:А конструкторское и технологическое сопровождение ранее разработанных и используемых и в настоящее время движков, в том числе и для МО, кто будет вести?
Если Энергомаш не способен делать двигатели которые нужны стране то он (Энергомаш) стране не нужен. Под бульдозер и жилую застройку. А нужные двигатели сделает КБХА или самарсий Металлом.
ЦитироватьСтарый пишет:Не назначат, наверху эффективные менеджеры, значит и уровнем ниже будут подобные, иначе будет - твоя моя не понимай.
Хотя я уверен что достаточно назначить на Энергомаш нормального руководителя который правильно понимает интересы страны, цели и задачи предприятия. И я уверен что даже на самом предприятии есть такие.
ЦитироватьСтарый пишет:Как всегда, мы пойдем другим путем.ЦитироватьЕсли посмотреть проектные российские решения в области тяжелых ракет, то без оглядки на ж/д габарит, центральный блок имеет диаметр 7-8 м и уж к нему жидкостные бустеры.А вот это нам не нада. Не наше это.
ЦитироватьСтарый пишет:А прочитать по ссылке никак?! Мне искать не интересно, по памяти что то используют от Минитмена. Я вообще не сторонник использования б/у РДТТ от МБР, если только в интересах МО для восстановления спутников связи, разведки и т.д. в виде близком к ПГРК - Старт -1 и ему подобные.Цитироватьгде они используются - как правило, в виде маршевых РДТТ легких 3-4х ступенчатых РН тандемной схемы - детали можно узнать по ссылкам, их там очень много, действующихЗачем нам ссылки? Ты сам можешь назвать "РН в которых используются ступени Кастор-120" и вообще "РН в которых использовались бы РДТТ от МБР"?
ЦитироватьСтарый пишет:Нет.ЦитироватьВ виде навесных бустеров РДТТ - GEM-60- используются на РН Дельта-4 в количестве 2 или 4 шт., диаметр 1,55 м, но деталей пока не нашел.Это чего, тоже "ступень МБР"?
ЦитироватьСтарый пишет:И шнурки погладить? Сам никак?ЦитироватьВ принципе эффективность бустеров можно установить по модификациям РН Дельта-4, в инете есть данные.Ты стрелки не переводи. Ты ответь про "использование в РН бывших ступеней МБР".
ЦитироватьСтарый пишет:Устал , надоело, вношу уточнение - используют РДТТ ступеней МБР в основном в качестве маршевых двигателей легких РН в интересах МО.
Напоминаю с чего началось:ЦитироватьСергей пишет:ЦитироватьСтарый пишет:США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях . https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage )
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСергей пишет:Память часто подводит. От Минитмена используют не чтото. Минитмен используют целиком. Конверсионная МБР с дополнительными ступенями, как Рокот.
А прочитать по ссылке никак?! Мне искать не интересно, по памяти что то используют от Минитмена.
ЦитироватьЯ вообще не сторонник использования б/у РДТТ от МБР, если только в интересах МО для восстановления спутников связи, разведки и т.д. в виде близком к ПГРК - Старт -1 и ему подобные.Восполнить не выйдет. Ни один спутник выводимый обычными РН не может быть выведен конверсионной МБР. Чисто по массе.
ЦитироватьСам никак?Сам я тебе три раза сказал: Не используются! А ты мне: "Используются, используются..." А найти не можешь.
ЦитироватьУстал , надоело, вношу уточнение - используют РДТТ ступеней МБР в основном в качестве маршевых двигателей легких РН в интересах МО.Тогда уж уточняй так: Использовали (когдато) снятые с вооружения МБР Минитмен и МХ в качестве конверсионных РН под названием Минотавр.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А у Глушко точно была турбина? Где вобще можно узнать об этом изделии?
Товарищи!
А кто первый сделал полноценный ТНА - с турбиной и центробежными насосами?
Я поискал в литературе, получается, что Глушко в 33-м.
На некоторых американских сайтах пишут, что Годдард, но среди его патентов я ТНА не нашёл.
ЦитироватьСтарый пишет:Книжка "Путь в ракетной технике"
А у Глушко точно была турбина? Где вобще можно узнать об этом изделии?
ЦитироватьСтарый пишет:Ого! Не знал!
Вообще паровые турбонасосные агрегаты испокон века применялись в судостроении для откачки и накачки воды.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Одно предложение? Так не пойдёт.ЦитироватьСтарый пишет:Книжка "Путь в ракетной технике"
А у Глушко точно была турбина? Где вобще можно узнать об этом изделии?
ЦитироватьСтарый пишет:Шо маемо - то маемо.
Одно предложение?
ЦитироватьСтарый пишет:Ок, спрошу у сотрудников Энергомаша, они участвовали в написании этой книги. Думаю, ответят подробнее.
Так не пойдёт.
ЦитироватьСтарый пишет:Тогда возникает вопрос: кто его первым изобрёл.
Если в СССР изобрели первый в мире ТНА то об этом должна быть большая победная статья.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А треба - "Визьмишь в рукы - маешь вещь!" :)ЦитироватьСтарый пишет:Шо маемо - то маемо.
Одно предложение?
ЦитироватьТогда возникает вопрос: кто его первым изобрёл.Возможно ТНА считался давним изобретением и вопрос надо поменять на "кто впервые применил его в ЖРД".
Я так понял, не команда фон Брауна. Иначе в книге Дорнергера об этом было бы чётко сказано.
И не Годдард - в списке его патентов я не нашёл ничего похожего на ТНА.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71485)
Шо маемо - то маемо.
ЦитироватьШтуцер пишет:Да, непонятно. Поэтому и буду спрашивать, что имелось в виду.
Непонятно, что значит разработана:
Цитироватьmahor11 пишет:В практической реализации - бесспорно.
Первыми были немцы.... 8)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну почему же. Все таки оказался реальным - в комплекте с ГГ. Вот автора этой свзки, имеющей решающее значение для развития ракетной техники, и надо искать.
ТНА вообще изобрели и применяли задолго до начала развития ракетной техники, думаю, вопрос (о приоритете) теряет особый смысл.
ЦитироватьЭто вопрос к Ананербэ,где они документацию откопали..ТНА применялся также в реактивной авиации.А кто сделал первый реактивный самолёт?ЦитироватьНу почему же. Все таки оказался реальным - в комплекте с ГГ. Вот автора этой свзки, имеющей решающее значение для развития ракетной техники, и надо искать.
Цитироватьmahor11 пишет:Хейнкель, с двигателем Ганса Пабста фон Охайна, если память мне не изменяет :)
А кто сделал первый реактивный самолёт?
Цитироватьmahor11 пишет:Чушь.
Это вопроск Ананербэ,где они документацию откопали.
Цитироватьmahor11 пишет:После V-2
ТНА применялся также в реактивной авиации
ЦитироватьШтуцер пишет:Не 172 с турбореактивным двигателем впервые взлетел 27 августа 1939 года.Цитироватьmahor11 пишет:После V-2
ТНА применялся также в реактивной авиации
ЦитироватьЮрий Василевский пишет:Т-Н-А . Аббревиатура, по слогам не могу.
Не 172 с турбореактивным двигателем впервые взлетел 27 августа 1939 года.
ЦитироватьЮрий Василевский пишет:Но ведь довоенные паротурбинные электростанции имели гораздо более крутые механизмы по насосам высокого давления, чем у пожарников.
Хотя Годдард ещё в 20-ых писал о необходимости такого насоса, но воплотили его металле немцы. Причём за образец взяли центробежные пожарные насосы.
ЦитироватьШтуцер пишет:ТНА в авиации вообще не применяются. Насосы в баках электрические или гидравлические а насос который подаёт топливо в двигатель - плунжерный.Цитироватьmahor11 пишет:После V-2
ТНА применялся также в реактивной авиации
ЦитироватьСтарый пишет:Это про топливо :-)
Если только гидравлический насос считать турбонасосом так как он приводится гидротурбиной
ЦитироватьСзади турбина спереди осевой и иногда центробежный компрессорКомпрессор это не насос.
ЦитироватьСтарый пишет:Например ТНУ-86 - воздушная турбина плюс гидронасос
ТНА в авиации вообще не применяются. Насосы в баках электрические или гидравлические а насос который подаёт топливо в двигатель - плунжерный.
Если только гидравлический насос считать турбонасосом так как он приводится гидротурбиной. :)
ЦитироватьПлейшнер пишет:Гидронасос не центробежный.
Например ТНУ-86 - воздушная турбина плюс гидронасос
ЦитироватьСтарый пишет:От этого он перестал быть насосом?ЦитироватьПлейшнер пишет:Гидронасос не центробежный.
Например ТНУ-86 - воздушная турбина плюс гидронасос
ЦитироватьШтуцер пишет:Если так, и мы все прекрасно понимаем, тогда V-2 ;)
Это всё софистика. Мы же все прекрасно понимаем, о приоритете на какую конструкцию идет речь. Самолетные и прочие перечисленные не соответствуют.
ЦитироватьЮрий Василевский пишет:У пожарников нет паровой турбины, лопатки которой делают даже из чистого хрома из-за скорости перегретого пара.
Удельная мощность ракетчикам требовалась огромная - лёгкий и мощный насос. Мобильные пожарные насосы были близки к их требованиям. На электростанциях стоят более основательные и гораздо более высокоресурсные конструкции. От ТНА ЖРД не требуются годы работы
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Расшифруйте аббревиатуру, пожалуйста.ЦитироватьSGS_67 пишет:ПНА?
Вопрос двигателистам,
особенно Комодскому Варану, как стороннику вытеснительной схемы.
А нельзя ли создать давление в КС ЖРД вытеснительной схемы большее, чем давление наддува баков?
Каких-либо насосов с подвижными частями не предполагается.
Скрытый текст Уточнение: что это в принципе воможно, понятно.
Вопрос в эффективности таких решений.
Так что торопиться с ответом не следует.
ЦитироватьСтарый пишет:А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?ЦитироватьСергей пишет: Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.Естественно. Но жидкостных.
Поэтому создание нового движка размерности РД-171 но простого и дешового - непосредственная следующая задача.
ЦитироватьSGS_67 пишет:Пневмонасосный агрегат. ИМХО, бесполезная хрень.
Расшифруйте аббревиатуру, пожалуйста.
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Я имел в виду использование, например, динамического напора.
Как "неиссякающего", до выработки топлива, средства получения высокого давления.
ЦитироватьSGS_67 пишет:Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
ЦитироватьИ сколько он должен "себестоить"?Примерно в два раза дешевле чем РД-171.
ЦитироватьСкрытый текст Такие двигатели существуют, правда, в связке.Это какие? РД-253? Это мой идеал.
ЦитироватьТы просто отстал от жизни, лет на 50+. :)От какой жизни?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Честно говоря, не в курсе, где применялось такое.ЦитироватьSGS_67 пишет:Пневмонасосный агрегат. ИМХО, бесполезная хрень.
Расшифруйте аббревиатуру, пожалуйста.
ЦитироватьДык, запуск-то по Вашему, вытеснительно. :)ЦитироватьSGS_67 пишет:А при запуске?
Я имел в виду использование, например, динамического напора.
Как " неиссякающего", до выработки топлива , средства получения высокого давления.
ЦитироватьСтарый пишет:Неправильные акценты. Надо примерно так:ЦитироватьSGS_67 пишет:Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
ЦитироватьСтарый пишет:Поелику никто не знает, сколько нынче себестоит РД-171, думаю, что это можно обеспечить. [IMG]
Примерно в два раза дешевле чем РД-171.
ЦитироватьНу, вот. А ещё ваньку валял...ЦитироватьЦитироватьСкрытый текст Такие двигатели существуют, правда, в связке.Это какие? РД-253? Это мой идеал.
ЦитироватьОт какой жизни?От настоящей, а не выдуманной.
ЦитироватьSGS_67 пишет:Тяга и габариты примерно как у РД-171. Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.ЦитироватьСтарый пишет:Неправильные акценты. Надо примерно так:ЦитироватьSGS_67 пишет:Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
1. Тяга.
2. Себестоимость единицы тяги.
3. Тяговооружённость двигателя.
4. УИ.
5. "Эргономика" (Габариты, кратность включения, удобство стыковки, крепления, обслуживания и т.д.)
ЦитироватьДавление в КС - это лишь производная данных величин. Вообще никуда.Для кого как. Для Энергомаша - чуть ли не основной параметр, предмет фетиша.
ЦитироватьОценка надёжности на этапе проектирования есть шаманское понятие, поэтому не включил.Можно предположить что агрегат с меньшими удельными параметрами будет надёжнее чем с более высокими удельными параметрами. Типа двигатель обычного автомобиля надёжнее чем болида формулы 1.
ЦитироватьСтарый пишет:Габариты теми же не будут. Если уменьшить давление в КС (а её размер будет определять размер двигуна в целом) при сохранении тяги, то увеличится размер двигателя.
Тяга и габаритыпримерно как у РД-171.Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
ЦитироватьСтарый пишет:При снижении давления, думаю, реально. :)
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
ЦитироватьСтарый пишет:Один из основных. Энергомаш закладывает высокие требования к изделию и их достигает, обеспечивая при этом высокую надёжность.
Для Энергомаша - чуть ли не основной параметр, предмет фетиша.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А если расширить критическое сечение? И соответственно уменьшить геометрическую степень расширения сопла?
Габариты теми же не будут. Если уменьшить давление в КС (а её размер будет определять размер двигуна в целом) при сохранении тяги, то увеличится размер двигателя.
ЦитироватьОдин из основных. Энергомаш закладывает высокие требования к изделию и их достигает, обеспечивая при этом высокую надёжность.Ох, о надёжности лучше не вспоминать дабы не накаркать.
ЦитироватьСтарый пишет:Так понятно, что степень расширения сопла уменьшится.
А если расширить критическое сечение? И соответственно уменьшить геометрическую степень расширения сопла?
ЦитироватьСтарый пишет:Накаркать - понятие не техническое :)
Ох, о надёжности лучше не вспоминать дабы не накаркать.
ЦитироватьСтарый пишет:А вот это уже другой вопрос. РД-180 существенно сложнее, чем 14Д14М, и соответственно дороже. :( Что поделаешь - несамовоспламеняющиеся компоненты и высокое давление в КС.
А уж о стоимости - тем более.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Так понятно, что степень расширения сопла уменьшится.
Я в голове всё представляю примерно так: чтобы получить ту же тягу при меньшем давлении, надо увеличить площадь КС, а значит, и её размеры.
ЦитироватьНакаркать - понятие не техническоеВот и ЗубДаю так думал. Когда сказал что мы преодолели череду досадных неполадок. :(
ЦитироватьРД-180 доказали надёжность схемы с окислительным газом из кислорода.Вот я ж и говорю: Ох, накаркаешь. Хорошо ещё если с каким-нибудь военным или связным спутником, а если с какой-нибудь интересной АМС? :(
ЦитироватьА вот это уже другой вопрос. РД-180 существенно сложнее, чем 14Д14М, и соответственно дороже. Что поделаешь - несамовоспламеняющиеся компоненты и высокое давление в КС.Почемуто уверен что несамовоспламеняющиеся компоненты мало что меняют в стоимости. А вот высокое давление...
ЦитироватьСтарый пишет:Но тогда в тех же габаритах (диаметр среза сопла) давление-то на срезе увеличится, вот в чём дело!
А я представляю что надо увеличить площадь критического сечения.
ЦитироватьСтарый пишет:Размер форсуночной головки всё же связан с размером критики. КС стараются делать ближе к изобарическим камерам для снижения в них скоростных потерь. Т. е. при увеличении критики подрастёт и площадь КС.
Размер форсуночнй головки остаётся прежним.
ЦитироватьСтарый пишет:У Рогозина-то образование есть техническое? :)
Вот и ЗубДаю так думал.
ЦитироватьСтарый пишет:Я ж печатно выражаюсь :oops: а не произношу.
А библия нас учит что слово произнесённое есть ложь.
ЦитироватьСтарый пишет:Добавились системы зажигания компонентов в КС и ГГ, пневматическая система.
Почемуто уверен что несамовоспламеняющиеся компоненты мало что меняют в стоимости.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Я не до такой степени специалист. :) По моим представлениям если подача топлива через форсуночную головку не изменится и выходное сечение сопла не изменится то и давление на срезе сопла не изменится. Ну а если увеличится - тем лучше. Значит удлиним сопло.
Но тогда в тех же габаритах (диаметр среза сопла) давление-то на срезе увеличится, вот в чём дело!
ЦитироватьЕсли понизить давление в камере, то при том же давлении на срезе сопла понизится удельный импульс; конечно, в этом случае габариты КС увеличатся.Я понимаю что УИ уменьшится. Предполагаю что УИ и у земли и в вакууме уменьшится на 10 сек.
ЦитироватьРазмер форсуночной головки всё же связан с размером критики. КС стараются делать ближе к изобарическим камерам для снижения в них скоростных потерь. Т. Т.е. при увеличении критики подрастёт и площадь КС.У меня стоит перед глазами КС двигателя F-1. Чуть ли не прямая труба почти без сужения в критическом сечении.
ЦитироватьДобавились системы зажигания компонентов в КС и ГГ, пневматическая система.Это копейки.
Помимо этого применили управляемые электропневмоклапаны.
ЦитироватьСтарый пишет:Владимир, я ж выше не случайно писал про изобарическую камеру сгорания.
У меня стоит перед глазами КС двигателя F-1. Чуть ли не прямая труба почти без сужения в критическом сечении.
ЦитироватьСтарый пишет:Устройства довольно сложные и дорогие. :)
Это копейки.
ЦитироватьСтарый пишет:Подешевле будут.
карданом, сильфоном
ЦитироватьСтарый пишет:Рулевые машины есть и на 8К82К. Правда, входят ли они в состав двигателей что 14Д14М, что РД-191 - не знаю.
гидроприводами
ЦитироватьСтарый пишет:
Тяга и габариты примерно как у РД-171. Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
ЦитироватьСтарый пишет:Надо говорить не "удлиним сопло", а "увеличим диаметр среза". :)
Ну а если увеличится - тем лучше. Значит удлиним сопло.
ЦитироватьСтарый пишет:Завтра если надо могу посчитать, чего получится.
Предполагаю что УИ и у земли и в вакууме уменьшится на 10 сек.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Кстати да. С ростом давления уменьшается размер КС. поэтому грубо говоря, масса ЖРД в нулевом приближении от давления в КС не зависит.
А между давлением КС и массой ЖРД нет прямой зависимости.
ЦитироватьСтарый пишет:
Насколько я понимаю значительный вклад в сухую массу и стоимость двигателей ряда РД-170 вносит механизм качания камер сгорания с карданом, сильфоном и гидроприводами, что существенно повышает его массу и стоимость по сравнению с другими двигателями.
Тут надо определиться что делать. Оставить так, учтя что при уменьшении давления всё это станет легче и дешевле, или сделать камеры неподвижными а для управления поставить рулевые камеры.
Но это вопрос проектирования.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:С этим проблем как раз нет :) Так же, как в бустерные агрегаты, газики наддува и на рулевые привода. Отбором от основного ТНА.
Как ты планируешь подавать компоненты в рулевые камеры?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:По трубам. Примерно как на РД-107/108. А что?
Как ты планируешь подавать компоненты в рулевые камеры?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Окислителя. Чтоб лучше испарялся. Лишь бы не загорелось чего.
Я бы для неподвижных КС рассмотрел вариант впрыска горючего в сопло :oops:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Однако двигатели с высоким давлением имеют бОльшую удельную массу чем с умеренным давлением.
Кстати да. С ростом давления уменьшается размер КС. поэтому грубо говоря, масса ЖРД в нулевом приближении от давления в КС не зависит.
От давления зависит, конечно, масса ТНА, газика и трубопроводов.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну возьми диапазон 120-180 атм. Выбери что получится лучше.
Завтра если надо могу посчитать, чего получится.
Какое давление в КС считать?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Там те же причины, что и в камере - поэтому в том же приближении не зависит.
От давления зависит, конечно, масса ТНА, газика и трубопроводов.
Цитироватьavmich пишет:С газиком я дал маху, признаю.
Там те же причины, что и в камере - поэтому в том же приближении не зависит.
ЦитироватьСтарый пишет:Там же пристеночный слой с избытком горючего :oops: Полыхнёт же...
Окислителя. Чтоб лучше испарялся. Лишь бы не загорелось чего.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Что мешает, в список сравнения потенциальных возможных ускорителей для РН Союз-5 ( Сункар) к обсуждаемым ТТУ и ББ С2, добавить ускорители на РД-193 (191) ?ЦитироватьLeonar пишет:НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:ЦитироватьКомодский Варан пишет:А ноо сколько бы вышел сункар с 2, 3, 4, 6 ускорителями от союза?ЦитироватьLeonar пишет:8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.ЦитироватьLeonar пишет:хотя 8шт не влезет
до 8шт
максимум 6
Если не сложно посчитать, спасибо
С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг
ЦитироватьАндрей Иванов пишет:Цена рд 193
Что мешает, в список сравнения потенциальных возможных ускорителей для РН Союз-5 ( Сункар) к обсуждаемым ТТУ и ББ С2, добавить ускорители на РД-193 (191)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Не приходило в голову то, почему у гелия температура испарения такая низкая? ... Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен
ЦитироватьLeonar пишет:Это ложное возражение с вашей стороны JЦитироватьАндрей Иванов пишет:Цена рд 193
Что мешает, в список сравнения потенциальных возможных ускорителей для РН Союз-5 ( Сункар) к обсуждаемым ТТУ и ББ С2, добавить ускорители на РД-193 (191)
А пятьдесят тонн обеспечивается и без ускорителей
Триблоком
Опять лес дорогущих сосисок понапридумывают
ЦитироватьНаперстянка пишет:Не приходило. Объясните мне!
Не приходило в голову то, почему у гелия температура испарения такая низкая? ... Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
Товарищи! Вот такой вот вопрос. Я из справочников узнал, что растворимость гелия в НДМГ по сравнению с азотом при прочих равных раз в 20 хуже. Вопрос: почему?
На работе мне ответить не смогли, сказали, что просто используют факт и всё. А мне не понятно. :) По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен, азот - тоже не шибко реакционноспособен.
ЦитироватьНаперстянка пишет:Ваша "гениальность" просто выносит мозг.
Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Блинн... :( Я так и знал... :( #опой чуял... :(ЦитироватьСтарый пишет:Там же пристеночный слой с избытком горючего :oops: Полыхнёт же...
Окислителя. Чтоб лучше испарялся. Лишь бы не загорелось чего.
ЦитироватьСтарый пишет:Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм.
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Не знаю. Я сам не знал, мне сказали - я поверил.
Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм. .
ЦитироватьСтарый пишет:А что у нас с удельными импульсами то? На 300/330 можно надеяться? :oops:ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну возьми диапазон 120-180 атм. Выбери что получится лучше.
Завтра если надо могу посчитать, чего получится.
Какое давление в КС считать?
А можно три рассчёта для 120, 150 и 180 атм.
ЦитироватьСтарый пишет:Я тут начало отпуска отмечаю :oops: Можно, завтра вечером посчитаю?
А что у нас с удельными импульсами то? На 300/330 можно надеяться? :oops:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Еще какой неверный.
Просто очевидная модель - чем мельче атом, тем больше влезет - даёт НЕВЕРНЫЙ ответ.
ЦитироватьПлейшнер пишет:Ок. Я ж согласен. ПОЧЕМУ?
Еще какой неверный.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.ЦитироватьПлейшнер пишет:Ок. Я ж согласен. ПОЧЕМУ?
Еще какой неверный.
ЦитироватьПлейшнер пишет:Магия?! :cry:
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Одна из многих "магий", как например температура кипения веществ.
Магия?! :cry:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:ЦитироватьПлейшнер пишет:Магия?! :cry:
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
ЦитироватьСтарый пишет:У водорода растворимость в два раза выше, чем у гелия.
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
ЦитироватьDiZed пишет: особенно много чудес в растворителях типа воды, которые могут образовыватьВот типа - как раз помянутый аммиак, растворяющий щелочные металлы..А как уж ДМСО - ухитрившийся в смеси с CCl4 оторвать хлор..и железка в этой смеси стала растворяться.. :)
трехмерную стеку водородных связей
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Мда, похоже, я ошибся :) . Не надо забывать о различиях между газом и жидкостью.Цитироватьavmich пишет:С газиком я дал маху, признаю.
Там те же причины, что и в камере - поэтому в том же приближении не зависит.
Но с ТНА-то и трубопроводами что не так?
Сечение трубопровода определяется расходом и допустимой скоростью движения жидкости (выбирают из диапазона 10...15 м/с). Соответственно при повышении давления толщина стенки и масса растут.
Также непонятно, почему масса ТНА не увеличится.
ЦитироватьСтарый пишет:В кои веки Старый признаёт пределы своим знаниям - и тут приходится возразить :( . Владимир, у тебя же вполне приличное физическое чутьё? Уж гипотезу-то высказать?ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Не знаю. Я сам не знал, мне сказали - я поверил.
Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм. .
ЦитироватьDiZed пишет:Это касается полярных-неполярных растворителей, или вообще правило широкого применения?
старое доброе правило - подобное растворяется в подобном - все еще актуально..
Цитироватьavmich пишет:
В кои веки Старый признаёт пределы своим знаниям
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Всего-лишь квантовая электродинамика.ЦитироватьПлейшнер пишет:Магия?! :cry:
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
Цитироватьavmich пишет:полярные-неполярные - так тоже при прикидках расуждают, но это совсем грубо и не всегда работает; протонокацепторы и протонодоноры могут быть сходны по полярности, но можно ожидать, что пара прртоноакцептор-протонодонор будет иметь существенные преимущества из-за возможности образования упомятутых водородных связей. поэтому "подобное в подобном" лучше рассматривать именно как близкое подобие, включающее в себя не только полярность, но и специфику, включающую донорно-акцепторность. но вобще там очень много чудес ; ) т.н. гидрофобные эффекты например, клатраты, включая газовые гидраты, - лед, стстоящий из углеводородов и воды, плавящийся выше нуля, еще фторсодержащие соединения ведут себя аномально из-за малого размера атома фтора и высокой электронной плотности на нем. т.е. да, на пальцах сольватация плохо оценивается - но часто приходится ; )ЦитироватьDiZed пишет:Это касается полярных-неполярных растворителей, или вообще правило широкого применения?
старое доброе правило - подобное растворяется в подобном - все еще актуально..
ЦитироватьСтарый пишет: (О том что следующий чемпионат по футболу - в России, я узнал случайно, а так бы и про него не знал. Но дату начала всё равно не знаю)Старый, не горюй - звоню в Подмосковье и узнаю, что житель Ступино не знает о упразднении района и подчинении города области..а что там футбол - он не всех трогает..разве кроме трепотни и затрат на ЧМ-18..
ЦитироватьSalo пишет:Это кто там бухтит?ЦитироватьНаперстянка пишет:Ваша "гениальность" просто выносит мозг.
Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:У гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости, как в других атомах.ЦитироватьНаперстянка пишет:Не приходило. Объясните мне!
Не приходило в голову то, почему у гелия температура испарения такая низкая? ... Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
П. С. мерси за обращение "ваше" :)
ЦитироватьНаперстянка пишет:гм.. честно говоря, не понимаю, что вы имеете в виду и не помню чтобы встречал такую трактовку. наверное можно сказать, что уникальная "жесткость", низкая поляризуемость его электронной оболочки с единственной и полностью заполненной орбиталью в основном состоянии приводит к тому, что дисперсионные взаимодействия его атомов самые низкие из возможных. это да, и поэтому он сжижается при самой низкой температуре и остается жидкостью при обычном давлении вплоть до абсолютного нуля, - т.е. до температуры когда ее поведение всецело определяют квантовые эффекты. энергия молекулы в такой жидкости ниже, чем вращательные и колебательные уровни - поэтому, условно говоря, у них нет возможности, нет сил толкаться, обмениваться импульсом, и их движение становится квантово коррелированным, происходит бездиссипативно, они не мешают, не могут мешать друг другу, что синонимично сверхтекучести
У гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости, как в других атомах.
ЦитироватьСтарый пишет:Тяга - ежли только примерно.ЦитироватьSGS_67 пишет:Тяга и габариты примерно как у РД-171. Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.ЦитироватьСтарый пишет:Неправильные акценты. Надо примерно так:ЦитироватьSGS_67 пишет:Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
1. Тяга.
2. Себестоимость единицы тяги.
3. Тяговооружённость двигателя.
4. УИ.
5. "Эргономика" (Габариты, кратность включения, удобство стыковки, крепления, обслуживания и т.д.)
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
ЦитироватьТак ты о предмете фетиша Энергомаша, или о двигателях?ЦитироватьДавление в КС - это лишь производная данных величин. Вообще никуда.Для кого как. Для Энергомаша - чуть ли не основной параметр, предмет фетиша.
ЦитироватьСтарый пишет:Опять же.
Можно предположить что агрегат с меньшими удельными параметрами будет надёжнее чем с более высокими удельными параметрами. Типа двигатель обычного автомобиля надёжнее чем болида формулы 1.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Тем не менее, по диаметру среза сопел, и РД-171, и РД-253, и НК-33 - идентичны. :)ЦитироватьСтарый пишет:Габариты теми же не будут. Если уменьшить давление в КС (а её размер будет определять размер двигуна в целом) при сохранении тяги, то увеличится размер двигателя.
Тяга и габаритыпримерно как у РД-171.Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Один из основных. Энергомаш закладывает высокие требования к изделию и их достигает, обеспечивая при этом высокую надёжность.
ЦитироватьСтарый пишет:
Ох, о надёжности лучше не вспоминать дабы не накаркать.
А уж о стоимости - тем более.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Накаркать - понятие не техническое [IMG]
РД-180 доказали надёжность схемы с окислительным газом из кислорода.
ЦитироватьСтарый пишет:Вопрос: а зачем надо получать ту же тягу при меньшем давлении?ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Так понятно, что степень расширения сопла уменьшится.
Я в голове всё представляю примерно так: чтобы получить ту же тягу при меньшем давлении, надо увеличить площадь КС, а значит, и её размеры.
А я представляю что надо увеличить площадь критического сечения. Размер форсуночнй головки остаётся прежним.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Какая растворимость "в 20 раз" имеется в виду? Массовая или молярная?
Товарищи! Вот такой вот вопрос. Я из справочников узнал, что растворимость гелия в НДМГ по сравнению с азотом при прочих равных раз в 20 хуже. Вопрос: почему?
На работе мне ответить не смогли, сказали, что просто используют факт и всё. А мне не понятно. :) По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен, азот - тоже не шибко реакционноспособен.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Это всего лишь свойство растворяемого вещества образовывать комплексные (нестойкие) соединения с растворителем.ЦитироватьСтарый пишет:Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм.
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
Просто очевидная модель - чем мельче атом, тем больше влезет - даёт НЕВЕРНЫЙ ответ. И, к сведению Наперстянки, не я один такой. Наши расчётчики, как я выше писал, тоже объяснить это не могут (хотя и твёрдо знают).
ЦитироватьDiZed пишет:Ув. DiZed, мсм, настолько глубоко не надо.ЦитироватьНаперстянка пишет:гм.. честно говоря, не понимаю, что вы имеете в виду и не помню чтобы встречал такую трактовку....это да, и поэтому он сжижается при самой низкой температуре и остается жидкостью при обычном давлении вплоть до абсолютного нуля, - т.е. до температуры когда ее поведение всецело определяют квантовые эффекты. энергия молекулы в такой жидкости ниже, чем вращательные и колебательные уровни - поэтому, условно говоря, у них нет возможности, нет сил толкаться, обмениваться импульсом, и их движение становится квантово коррелированным, происходит бездиссипативно, они не мешают, не могут мешать друг другу, что синонимично сверхтекучести
У гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости, как в других атомах.
ЦитироватьSGS_67 пишет:угу, и у молекулы (одноатомной) отдельно взятой и колебательных нет, только электронные. и в газовой фазе его энергетика отлично моделируется идеальным газом и тремя степенями свободы. но, насколько я представляю, квантование уровней у жидкого гелия, т.е. у конденсированной фазы, описывается как фононы (что можно интерпретировать как колебательные уровни квазичастицы), и ротоны (анаологи вихрей, которые опять же интерпретируются как вращательные). хотя это конечно да, уже совершенно не по сабжевому вопросу
Ув. DiZed, мсм, настолько глубоко не надо.
Кстати, вращательных уровней у гелия нет. :)
ЦитироватьDiZed пишет:А еще и скорость звука в гелии выше.
Т.е. да, растворимость гелия на порядок ниже азтоа - это следует полагать системным правилом.
ЦитироватьШтуцер пишет:угу, молекула легкая; но это хорошо считается теоретически, и в водроде еще выше. а вот растворяться водород должен лучше чем гелий
А еще и скорость звука в гелии выше.
Это тоже известно давно и используется в РКТ.
ЦитироватьDiZed пишет:Это была просто подначка. Для следующей порции попкорна.ЦитироватьSGS_67 пишет:угу, и у молекулы (одноатомной) отдельно взятой и колебательных нет
Ув. DiZed, мсм, настолько глубоко не надо.
Кстати, вращательных уровней у гелия нет. :)
Цитировать хотя это конечно да, уже совершенно не по сабжевому вопросуИзначально так.
ЦитироватьDiZed пишет:Лёгкая, и что из этого следует?ЦитироватьШтуцер пишет:угу, молекула легкая;
А еще и скорость звука в гелии выше.
Это тоже известно давно и используется в РКТ.
Цитироватьа вот растворяться водород должен лучше чем гелийПочему? ;)
ЦитироватьSGS_67 пишет:1 - ну это несерьезно.. потому что скорость звука в газе пропорциональна (корню) из отношения показателя адиабаты к молекулярной массе; первое больше у водорода, второе - у гелия, соответственно оба фактора определяют обозначенное соотношение.
Лёгкая, и что из этого следует?Цитироватьа вот растворяться водород должен лучше чем гелийПочему? ;)
ЦитироватьDiZed пишет:Из википедии: "Дисперсионные силы универсальны (то есть проявляются во всех случаях), так как они обусловлены взаимодействием атомов и молекул друг с другом за счёт их дипольных моментов, собственных или взаимоиндуцированных. Считается, что дисперсионная энергия не имеет классического аналога и определяется квантово (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B2%D0%B0%D0%BD%D1%82%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D1%8F_%D0%BC%D0%B5%D1%85%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0) механическими флуктуациями (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BB%D1%83%D0%BA%D1%82%D1%83%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F) электронной плотности (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AD%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BF%D0%BB%D0%BE%D1%82%D0%BD%D0%BE%D1%81%D1%82%D1%8C). Мгновенное распределение заряда одного атома или молекулы, характеризуемое мгновенным дипольным моментом, индуцирует мгновенный дипольный момент в другом атоме или молекуле[2] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%94%D0%B8%D1%81%D0%BF%D0%B5%D1%80%D1%81%D0%B8%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B5_%D1%81%D0%B8%D0%BB%D1%8B#cite_note-hes-2)". И того, я вижу, что дисперсионная сила есть проявление квантовой силы, причем они не синонемичны, а идентичны. Я тоже считаю, что дисперсионная энергия есть квантованная энергия. Правда у меня в нашем грешном мире ничего мгновенно совершаться не может со всеми вытекающими синусоидальными последствиями, но то, что в в мире дисперсионного "хаоса" все упорядочено свойствами квантованных переходов, этажей и полок, то это для меня очевидно. Поэтому, строго говоря, сверхтекучесть не есть ответвление от физики плазмы.
сабжевый вопрос подразумевал растворение гелия в нгмд при температурах несопоставимых с абсолютным нулем; никакого значения квантовые эффекты и квантование уровней там играть не будут, взаимодействие его с растворителем всецело определяется дисперсионными силами.
ответвление про низкие температуры обозначило тов. наперстянка; я исключительно пытался уловить смысл фразы "у гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости".
если хотите поговорить за степени свободы в растворе - то в конденсированном состоянии (в т.ч. в растворе) рассматривать индивидуальную молекулу нельзя, надо бы - весь ансамбль, но достаточно рассматривать молекулу и ее окружение как некую квазичастицу, которой можно приписать и колебательные, и вращательные степени свободы, и которая обменивается энергией фононами; эффективная масса и размер такой квазичастицы будет в несколько раз выше, чем собственно молекула. т.е. да, поскольку гелий в растворе сольватирован - то не должен рассматриваться как одноатомная молекула, но как часть молекулярного комплекса, и соответственно может и в хороводе участвовать. т.е. про одноатомную молекулу и соответственно отсуствие вращательных и колебательных степеней свободы можно говорить только в газовой фазе, в конденсированной это теряет смысл. но еще раз - да, на сабж это никак не влияет.
за что еще поговорить хотите? ; ) попкорн я тоже люблю, да
ЦитироватьНаперстянка пишет: ...пардон, но вы валите все в кучу. и некоторые сочетания терминов у вас выглядят.. стохастическими - плюс уводят тему в глубокий оффтоп; я вообще не предполагал ничего кроме подкинуть для Александр Хороших инфу из области, с которой профессионально знаком. но я ценю ваш интерес! я и сам на этом форуме слегка залип, потому что весьма далекая область - но занятно! особенно последнее время, когда в теме космических полетов новая движуха обозначилась.
ЦитироватьDiZed пишет:Скажите, а теоретически какие газы хуже всего растворимы в азотном тетраоксиде и несимметричном диметилгидразине, а какие газы растворяются лучше всего?
я вообще не предполагал ничего кроме подкинуть для Александр Хороших инфу из области, с которой профессионально знаком.
ЦитироватьDiZed пишет:Еще раз из справочника: " дисперсионная энергия не имеет классического аналога и определяется квантово механическими флуктуациями электронной плотности ". Объекты квантовой физики тут присутствуют, это неоспоримый факт. То, что дипольных взаимодействий не существует в разряженных газах,- никем не доказано, хотя вы сами упоминали некие "квазичастицы" и "весь ансамбль". Поэтому надо дать возможность Александру изобрести межзвездный двигатель, управление которым осуществляется изменением химического "ансамбля" звездолета по подобию взаимодействия звезд с различным химическим составом. И вообще, лучше иметь одну формулу, чем тысяча.ЦитироватьНаперстянка пишет: ...пардон, но вы валите все в кучу. и некоторые сочетания терминов у вас выглядят.. стохастическими - плюс уводят тему в глубокий оффтоп; я вообще не предполагал ничего кроме подкинуть для Александр Хороших инфу из области, с которой профессионально знаком. но я ценю ваш интерес! я и сам на этом форуме слегка залип, потому что весьма далекая область - но занятно! особенно последнее время, когда в теме космических полетов новая движуха обозначилась.
по сабжу - насколько я представляю, в общем случае просто нет необходимости для введения дисперсионных взаимодействий в модель сверхтекучести; хотя бы потому, что этот эффект и в очень разреженных газах наблюдается - а на таких дистанциях диполь-дипольные взаимодействия немыслимы. при этом я могу придумать ситуацию, когда они (со)участвуют: сверхтекучесть гелия-3, актомы которого сами по себе фермионы, но образуют при сверхнизких температурах пары наподобие куперовских и в таком виде обретают способность формировать конденсат Бозе-Эйнштейна. вот там в качестве механизма взаимодействия при образовании пар ничего кроме дисперсионных взаимодействий мне в голову не приходит; но так ли это - понятия не имею, и сильного желания разбираться - тоже, это весьма далеко от области моих интересов (хотя много ближе, чем ракетаня техника).. в отличие от сольватации и всех ее механизмов ; )
ЦитироватьDiZed пишет:Припоминаю, что для N2O4 для этих целей пригоден веселящий газ. ;)
вот только они будут в N2O4 стабильны?
ЦитироватьШтуцер пишет:угу, по стабильности он там как родной; но по растворимости.. он же еще и полярный немного.. с другой стороны он в такой системе совсем не чужой, сам тоже окислитель, можно заранее насытить систему, хоть 10% закачать, хоть даже больше.. в общем да, интересно. но для НДМГ боюсь ничего лучше гелия или азота не придумать
Припоминаю, что для N2O4 для этих целей пригоден веселящий газ. ;)
ЦитироватьDiZed пишет:Смотря для каких случаев. Я об этом.
но для НДМГ боюсь ничего лучше гелия или азота не придумать
ЦитироватьШтуцер пишет:И в частности о "безнаддувных" системах наддува. И тут ключевую роль играет, имеется ли в баке изолирующее вытеснительное устройство или нет.
эти вопросы были актуальны при проработке систем наддува двигательных установок тяжелых космических аппаратов
ЦитироватьШтуцер пишет:о, вот да, я встречал упоминания - но не понял, как это выглядит? металлические сильфоны? неужели пластиковые (армированные?) мешки?
И в частности о "безнаддувных" системах наддува. И тут ключевую роль играет, имеется ли в баке изолирующее вытеснительное устройство или нет.
ЦитироватьDiZed пишет:Разделитель, как правило стальной или алюминиевый, при длительных сроках эксплуатации. Возможен многослойный металл-пластик.
, как это выглядит? металлические сильфоны? неужели пластиковые (армированные?) мешки?
ЦитироватьDiZed пишет:There were in USA talks about project with aim to make a rocket stage having single tank with fuel/oxidizer mixture inside. Pair they considered safe to use was N2O/C2H4(ethene). Did anything came out of it or does it have potential to ever fly I do not know but it is closest thing that crossed my mind reading this thread. N2O4 is not anybody friend but will gladly react with anybody and anything you try to mix in with spectacular results so I will not choose to mess around with it unless I really have to.ЦитироватьШтуцер пишет:угу, по стабильности он там как родной; но по растворимости.. он же еще и полярный немного.. с другой стороны он в такой системе совсем не чужой, сам тоже окислитель, можно заранее насытить систему, хоть 10% закачать, хоть даже больше.. в общем да, интересно. но для НДМГ боюсь ничего лучше гелия или азота не придумать
Припоминаю, что для N2O4 для этих целей пригоден веселящий газ. ;)
upd - хотя.. а если по аналогии - легкие углеводороды? ; ) этан? пропан? правда растворимость тоже наверное будет уже изрядная
upd2 - еще вариант газов наддува для первой ступени на этой высосокипящей паре; сжатый кислород и сжатый метан. метан кстати и для наддува керосина подходит ; )
Цитироватьavmich пишет:Ну, это слишком умозрительно.
Моё отфонарное подозрение :) - что играют роль следующие механизмы. Во-первых, чем меньше молекула - тем выше её скорость, что может приводить к разделению веществ. Можно представить, что получится при смешении, да?
ЦитироватьВо-вторых, при различиях гелия и водорода - а также азота и аммиака - важны способности молекул к поляризации - а как только вступают в дело электромагнитные силы, они начинают сильно менять картину. Аммиак растворяется в воде хорошо потому, что связывается с диполями молекул воды гораздо активнее, чем сравнительно слабо электризуемый азот. Точно также гелий держит свою оболочку сильнее, чем атомы водорода даже в симметричной молекуле - поэтому растворимость гелия и водорода различаются.Простите, не прочитал Ваше сообщение сперва (форум творит чудеса иногда).
ЦитироватьТеперь завершаю выступление теоретика, и прячусь от летящих стульев :) .Не надо.
ЦитироватьDiZed пишет:Зачем тогда писать о неких вращательных и колебательных свойствах молекулы гелия?
сабжевый вопрос подразумевал растворение гелия в нгмд при температурах несопоставимых с абсолютным нулем; никакого значения квантовые эффекты и квантование уровней там играть не будут, взаимодействие его с растворителем всецело определяется дисперсионными силами.
ЦитироватьDiZed пишет:А почему?ЦитироватьSGS_67 пишет:1 - ну это несерьезно.. потому что скорость звука в газе пропорциональна (корню) из отношения показателя адиабаты к молекулярной массе;...
Лёгкая, и что из этого следует?Цитироватьа вот растворяться водород должен лучше чем гелийПочему? [IMG]
Цитироватьпервое больше у водорода, второе - у гелия, соответственно оба фактора определяют обозначенное соотношение.Не в тему, но.
Цитировать2 - про расторимость - я выше писал; у водорода существенно больше молекулярный объем (и молекулярная рефракция) и соответственно поляризуемость.По-моему, слишком длинно и умнО. Уж простите, "асилить" трудно.
ЦитироватьDiZed пишет:Не спорю, сам такой.
....тем более что знаю цену подобным прогнозам. поэтому когда мне нужен подходящий растворитель для нового вещества - я беру батарею бутылок, и начинаю пробовать - почти как тот эдиссон ; ).
ЦитироватьDiZed пишет:Всё же есть такое правило.
SGS_67 ,
"чем меньше молекула - тем выше её скорость, что может приводить к разделению веществ" - "есть такое правило"
нет такого правила, и не говорите, что это про барометрическую формулу, она здесь ни при чем.
Цитировать"Но жидкий гелий не является в общепринятом понятии жидкостью . А некой субстанцией под названием "бозе-конденсат"Ну, тут о фононы с ротонами копья ломали, вот оно и того...
как бозе-конденсат он может рассматриваться только ниже линии фазового перехода в сверхтекучее состояние. до нее- жидкость и жидкость...
Цитировать"Ну, справочники там, формулы... Вероятно, Вам эта тема близка. А на пальцах, чтоб даже школьнику было понятно, попробуйте. "Объяснение на пальцах тоже отражает модель.
формула отражает модель; объяснение на пальцах модель огрубляет до неверности.
Цитироватьформула скорости звука отражает модель распространения в газе волны адиабатического сжатия;Вообще говоря, эта модель как раз не имеет строгого физического обоснования.
Цитировать то, что вам вероятно хочется услышать - что скорость звука коррелирует со скоростью теплового двиджения молекул - это даже не модель, а весьма далекое подобие.Опять поставили всё с ног на голову...
Цитировать у водорода (дейтерия) ниже показатель адиабаты, связанный с числом степеней свободы (7/5 D2 vs 5/3 He)Так показатель адиабаты - лишь вспомогательная, производная величина от физической структуры газа!
Цитировать"На микроуровне, в масштабах порядка 1 мкм,"- это не микроуровень, это макроуровень. посчитайте, сколько молекул будет в 1 куб. мкм.Микро. От слова "МИКРОметр". :)
Цитировать"некую нестойкую кристаллическую структуру," - это бред даже для "структурированных жидкостей" типа воды. жидкость не имеет дальнего порядка, который является определением кристалла.По поводу дальнего порядка никто и не спорит.
Цитировать"Гелий вообще "не растворяется". Его молекулы просто летают в объёмах" - это полная ахинея, попробуйте посчитать размеры этих объемовЭто также давно уже посчитано.
Цитироватьпардон, но вы - дилетант, отважно вещающий о вещах, о которых имеете смутное (но бравое) представление. я не спорю, что прикидки на пальцах полезны для того, чтобы иметь какое-то представление о устройстве окружающего мира.Последнее - несомненно, верно.
Цитировать но делиться ими с окружающими в дидактическом тоне следует.. гм.. осторожнее. не следует исходитьиз того, что всех ваших собеседников устравивает уровень школьника или инженера отраслевого НИИСтоит исходить из того, что такой уровень на данном ресурсе устроит 99% собеседников, включая и вашего покорного слугу.
ЦитироватьSGS_67 пишет:Вопрос не дилетантский, а критически важный, как для систем наддува ракет, так и для систем наддува КА.
А вопрос-то и был как раз, по вашему определению, "дилетантский", .
ЦитироватьSGS_67 пишет:В принципе объяснение может быть простым, если рассмотреть квантовоточный процесс испарения льда в вакууме ( около 200 К).
Давайте всё же про азот, гелийи НДМГ.
Тоже всё можно объяснить на пальцах, причём весьма легко.
Для начала, нужно ответить на простой вопрос: почему газы (вещества) вообще сжижаются?
Тут школы немного не хватает, но простое и понятное объяснение всё-таки есть.
ЦитироватьШтуцер пишет:Вопрос был как раз по поводу механизма, физической сущности явления.ЦитироватьSGS_67 пишет:Вопрос не дилетантский, а критически важный, как для систем наддува ракет, так и для систем наддува КА.
А вопрос-то и был как раз, по вашему определению, "дилетантский", .
А также для систем заправки КА, где , как правило требуется максимально рассыщенное топливо.
Ответ, конечно, может быть и дилетантским.
В этом свете предыдущий пост не содержит значимой информации вообще, несмотря на его многословность. ;)
ЦитироватьDiZed пишет:Так значит, выходит, что не такой уже и "бред", верно?
нет, НДМГ не структурированный растворитель (хотя ассоциированный). таких, как вода, мало, и у них есть специфические свойства, объединяемые в т.н. гидрофобный эффект;
Цитировать"кристаллическая структура" - у некоторых терминов есть очень строгие границы, за которые нельзя выходить.Думаю, здесь можно прийти к соглашению.
Цитироватьда и кластеры в воде - в значительной степени городская легенда (они есть, но оказывают меньшее влияние на свойства собственно воды, чем часто приписывают).Тут вопрос не количественный, а качественный.
Цитировать барометрическая формула имеет прямое отношение к разделению: изотопов ; ) - и не только;Она НЕ имеет отношения к разделению изотопов. Никакого.
Цитироватьразница в скорости действительно непременно создает градиент концентраций в гравитационном поле...Почему тогда спорите?
Цитироватьнет такого правила, и не говорите, что это про барометрическую формулу, она здесь ни при чем.?
Цитировать просто это несущественно для сабжевой темы.Существенно.
ЦитироватьDiZed пишет:Можно.
и нет, формулу и модель противопоставлять нельзя;
ЦитироватьDiZed пишет:Почему вы вдруг решили, что я не могу "математизировать" модель на каком-то уровне?
сли вы не можете математизировать модель хотя бы на каком-то уровне (пусть не ab ovo) - значит, вы слишком смутно понимаете явление.
ЦитироватьDiZed пишет:Беда в том, что вы не понимаете их сути... Содержание скрыто для вас красивой формой...
те же степени свободы и их связь с распределением по уровням энергии для меня просто лучше выражаются на языке математики;
Цитировать лаконичнее и понятнее, мне удивительно - что для вас это не так при вашей обозначенной в профиле специальности ; ), зачем тратить много слов когда достаточно дюжины символов. в остальном - ну если вам хватает вашего понимания явлений, сабжевых и не только, - то все ок;Раз я вас так удивил, прошу и меня уважить.
ЦитироватьDiZed пишет: Поэтому обычно механизм раствореня рассматривают состоящим из двух стадий: - образование полости в растворителе. Это энергозатрантый и соответственно термодинамически невыгодный процесс, поскольку сопровождается разрывом контактов молекул растворителя. - сольватация растворяемой молекулы, образование новых контактов - уже ее с растворителем. Термодинамика растворения зависит от баланса энергетики первой и второй стадии., а я утверждаю, что в паре гелий-НДМГ (или вода) ваше представление/модель - не соответствует действительности.
ЦитироватьГелий вообще "не растворяется". Его молекулы просто летают в объёмах, не занятых молекулами НДМГ.описывает её гораздо лучше. (В рамках этой модели поляризуемость гелия полагается нулевой, что, вообще говоря, не так, но это не влияет на качественное описание явления, вследствие чрезвычайной её малости).
НЕ взаимодействуя с последними /кроме упругих столкновений/
ЦитироватьDiZed пишет:Вообще-то, должно быть, мсм.
в вашей модели у гелия именно не должно быть экзоэффекта, не должно быть никакого эффекта, энтальпия при отсутствии межморекулярных взаимодействий равна нулю.
Цитировать гелий взаимодействует именно так, как ему предписывает его поляризуемость и отлично ложится на все наши линейные корреляции и свободной энергии, и энтальпии от МР.Свободная энергия и энтальпия здесь не катят.
Цитировать поймите, я в этой теме более 30 лет, и мне не очень интересно в очередной раз читать то, с чего начинает каждый первокурсник; но я рад, что вы заинтересовались темой сольватации; поработайте, почитайте литературу, создайте свою теорию и опубликуйте в рецензируемом журнале, я непременно прочитаю;Дак не особо интересовался; тем более, что для жизни и работы глубина вникания не требовалась до сих пор.
Цитироватьно пока, увы, это исчерпывающе описывается формулировкой воннегута "пустопорожнее хитроумие невежества"; вы подставляетесь на каждом шагу, и мне муторно это разбирать. удачиНевежество, кроме иных его ипостасей, есть неспособность выразить своё знание/понимание другому мыслящему существу в общепринятых, понятных терминах.
ЦитироватьНаперстянка пишет:Изложите, будет интересно.ЦитироватьSGS_67 пишет:В принципе объяснение может быть простым, если рассмотреть квантовоточный процесс испарения льда в вакууме ( около 200 К).
Давайте всё же про азот, гелийи НДМГ.
Тоже всё можно объяснить на пальцах, причём весьма легко.
Для начала, нужно ответить на простой вопрос: почему газы (вещества) вообще сжижаются?
Тут школы немного не хватает, но простое и понятное объяснение всё-таки есть.
ЦитироватьDiZed пишет:При низких и умеренных давлениях - должно быть так.
SGS_67 , растворимость всех газов с температурой падает, практически экспоненциально, поскольку энтропия растворения в силу очевидных причин всегда отрицательна
Цитироватьupd - нечаянно прочитал еще абзац из вашей простынки.. уж слишком хорошая иллюстрация..А вот не интересны данные.
"А про НДМГ можно сказать, что "пустот" для проникновения несвязанных молекул гелия в нём существенно больше, чем в воде. Грубо говоря, в отношение молекулярных масс, делённое на отношение плотностей. Т.е, 60/18 * 1/0,8 = 4,2. "
подумайте и объясните (себе! мне не надо!) почему это идиотическая бессмыслица, не имеющая ни физического, ни здравого смысла, и почему в действительности соотношение "пустот" качественно иное. соотношение устот действительно оценивается "на пальцах" (ну пусть на калькуляторе) из очевидных и доступных данных.
Цитировать на всякий случай обозначу, что вода - вообще абсолютный - с большим отрывом - рекордсмен по пустотам, плотности упаковки ниже чем у нее и в жидком, и в твердом состоянии (где-то ~0.35 - насколько я помню), насколько я знаю, нет ни у одного молекулярного соединения (по Китайгородскому, у всей органики не ниже 0.6 в кристаллах, в жидкости немного меньше)У жидкой воды - 1/1,8 = 0,56 при близких к 4 С температурам, емнис (поправка приветствуются)
ЦитироватьSGS_67 пишет:гм.. вы продемонстрировали способность критично пересматривать свое отважное слабоумие; я предложил убрать тему исключительно в ответ на это, из человеколюбия, ибо ахинеи там у вас на каждом шагу предостаточно и помимо того, на что я реагировал. но поскольку адекватности у вас вдруг опять поубавилось - я оставляю все как есть. продолжать, естественно, не буду, все средства я предоставил, отныне спасение утопающих - дело рук их самих
Так подтверждение будет, или продолжим оффтопить оставим как есть?
ЦитироватьШтуцер пишет:Это само собой разумеется :)
зависит от площади контакта
ЦитироватьШтуцер пишет:Это тоже понятно, но учёт условий перемешивания настолько усложняет задачу, что пока в расчёт конвекцию не берём.
условий перемешивания
ЦитироватьDiZed пишет:Поэтому есть три практические ситуации, в которых эти процессы имеют значение:
там универсальная модель и универсальные коэффициенты с очевиднеостью невозможны.
ЦитироватьШтуцер пишет:да, конечно. я акцентировал на том, что в реальной системе в зависимости от условий скорость может запросто различаться на порядки, при этом единственный режим, для которого возможна более-менее однозначная и корректная модель, - чисто диффузионный, - практическое значение вряд ли имеет (и вряд ли реализуется; конвекция даже при небольших температурных градиентах покроет диффузию как бык овцу)
Поэтому есть три практические ситуации, в которых эти процессы имеют значение:...
ЦитироватьDiZed пишет:Именно так.
конвекция даже при небольших температурных градиентах покроет диффузию как бык овцу
ЦитироватьШтуцер пишет:Вот именно потому, что время малО, я и не могу исходить из равновесной концентрации :) Иначе я бы не парился и просто посчитал, сколько газа может раствориться в данном объёме жидкости при заданных давлении и температуре.
За время боевого дежурства - однозначно достигается. Из этого и исходили при рассчетах. ;)
ЦитироватьDiZed пишет:Вот именно на активное перемешивание я и буду закладываться. Я в голове это назвал "абсолютным миксером": поступающие на поверхность частицы газа сразу равномерно распределяются по объёму. ИМХО, в таком случае скорость растворения будет наибольшей - хочу посчитать самый худший случай.
там универсальная модель и универсальные коэффициенты с очевиднеостью невозможны.
я бы рассматривал такие модели:
- активное перемешивание под действием внешних сил (насосы, вибрация, кипение).
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:А если время мало, то это или 2 или 3.
Вот именно потому, что время мало
ЦитироватьШтуцер пишет:Если чисто физически - то вы, безусловно, правы!
А если время мало, то это или 2 или 3.
ЦитироватьDiZed пишет:Спасибо за очень подробный ответ, DiZed!
a)в пределе, если очень активное, то скорость расторения ограничивается практически только скоростью движения молекул газа через границу газ-жидкость, т.е. скоростью теплового движения данного газа при данной температуре; вроде должно получиться что-то вроде обратной экспоненты с постоянной времени, равной отношению характеритстического размера сосуда к скорости теплового движения.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:при отсутствии градиентов в жидкости специфику диффузионного массопереноса в ней можно не учитывать, тогда подель подобна расширению в вакуум, за исключением того, что равновесная концентрация равна концентрации насыщения жидкости газом. В состоянии насыщения имеет место быть динамическое равновесие - число молекул, пересекающих границу "в жидкость" равно числу их в обратном направлении. До достижения равновесия число частиц, движущихся в обратном направлении, равно числу частиц, движущихся в прямом, умноженном на отношение текущей концентрации газа в жидкости к концентраци насыщения (в термодинамике этот параметр называется "активностью", и изменяется от 0 до 1). Скорость движения газа через границу в начальный момент может быть оценена как скорость звука в нем при данной температуре. Степень завершенности процесса от времени будет, очевидно, выражаться обратной экспонентой; в качестве грубой оценки можно взять за постоянную времени отношение размера сосуда к скорости звука; т.е. постоянная времени - порядка десятых долей секунды, я бы ожидал, что все должно завершиться в секундном временном масштабе.
Вот именно на активное перемешивание я и буду закладываться. Я в голове это назвал "абсолютным миксером": поступающие на поверхность частицы газа сразу равномерно распределяются по объёму...
ЦитироватьDiZed пишет::!: Спасибо большое за подробные объяснения!
при отсутствии градиентов в жидкости специфику диффузионного массопереноса в ней можно не учитывать, тогда подель подобна расширению в вакуум, за исключением того, что равновесная концентрация равна концентрации насыщения жидкости газом. В состоянии насыщения имеет место быть динамическое равновесие - число молекул, пересекающих границу "в жидкость" равно числу их в обратном направлении. До достижения равновесия число частиц, движущихся в обратном направлении, равно числу частиц, движущихся в прямом, умноженном на отношение текущей концентрации газа в жидкости к концентраци насыщения (в термодинамике этот параметр называется "активностью", и изменяется от 0 до 1). Скорость движения газа через границу в начальный момент может быть оценена как скорость звука в нем при данной температуре. Степень завершенности процесса от времени будет, очевидно, выражаться обратной экспонентой;в качестве грубой оценки можно взять за постоянную времени отношение размера сосуда к скорости звука; т.е. постоянная времени - порядка десятых долей секунды, я бы ожидал, что все должно завершиться в секундном временном масштабе.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Было перемешивание или нет, всё равно на последних секундах двигатель должен быть рассчитан и отработан на то, чтобы "кушать" топливо, насыщенное до равновесных концентраций.
Вот именно на активное перемешивание я и буду закладываться.
ЦитироватьШтуцер пишет:Безусловно. Но передо мной поставлена другая задача. :)
Двигатель должен быть рассчитан и отработан на то, чтобы "кушать" топливо, насыщенное до равновесных концентраций.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Ну, удачного решения!
Безусловно. Но передо мной поставлена другая задача.
ЦитироватьШтуцер пишет:Спасибо!
Ну, удачного решения!
ЦитироватьDiZed пишет:В моём случае распределение газа по всей жидкости за секунды - это и есть МАКСИМАЛЬНАЯ осторожность. :)
Александр Хороших ,вы это, осторожнее ; )
ЦитироватьDiZed пишет:Там наверняка потребуются какие-либо эмпирические коэффициенты, которых у меня нет. :(
может, стоило бы ввести в модель диффузию на границе, полагая границу мономолекулярной мембраной, и оценив коэффициент диффузии данного газа в данной жидкости по стоксу-эйнштейну.
ЦитироватьТам наверняка потребуются какие-либо эмпирические коэффициенты, которых у меня нет. :(В формулу стокса-эйнштейна для коэффициента диффузии входят вязкость жидкости и диаметр частицы (молекулы газа), толщина мембраны - размер молекулы жидкости, это все находится легко.. если захочется усложнять ; ). и да, мне представляется, что в секундный масштаб все равно все уложится
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:Вообще все это давно исследовано, как в ГИПХе, так и в Фаустово в КБ Салют, да и у Макеева наверняка работали с компонентами.
Там наверняка потребуются какие-либо эмпирические коэффициенты, которых у меня нет.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Там скорости совсем другие.
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
ЦитироватьSchwalbe пишет:Я не имел в виду активную броню,а именно системы активной защиты.Т е чуть немного более дальняя зоркость и все.В космосе для такой системы идеальные условия работы.ЦитироватьЮрий Темников пишет:Там скорости совсем другие.
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Из-за совсем других скоростей и размеров "поражающих элементов" система активной защиты не успеет сработать.ЦитироватьSchwalbe пишет:Я не имел в виду активную броню,а именно системы активной защиты.Т е чуть немного более дальняя зоркость и все.В космосе для такой системы идеальные условия работы.ЦитироватьЮрий Темников пишет:Там скорости совсем другие.
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Ты мазохист, чтоль? Тебе собственные страдания и публичные унижения доставляют удовольствие? :o
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.
ЦитироватьСтарый пишет:А,что нибудьь попроще и поумнее?Дескать не проходит по тому -то тому-то.Идейка то простенькая!Насосик внутри ЛА и бачек в водой.Она ведь несжимаема.ЦитироватьЮрий Темников пишет:Ты мазохист, чтоль? Тебе собственные страдания и публичные унижения доставляют удовольствие? :o
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Куда же проще то? Что ты не смог понять? Скажи, я попробую разжевать для тебя.ЦитироватьСтарый пишет:А,что нибудьь попроще?ЦитироватьЮрий Темников пишет:Ты мазохист, чтоль? Тебе собственные страдания и публичные унижения доставляют удовольствие? :o
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: А,что нибудьь попроще и поумнее?Дескать не проходит по тому -то тому-то.Идейка то простенькая!Насосик внутри ЛА и бачек в водой.Она ведь несжимаема.Вот неуёмный! Это же с какой скоростью надо воду выбрасывать и в каком количестве? Ничего себе реактивный тормоз выйдет. И локаторами обвешать спутники, снабдить их активной защитой - да, не слабО. :o
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Расход прикиньте. Кста, там на самом деле гидроабразивная резка.
И вспомнилась тут мне резка металла струёй воды сверхвысокого давления
ЦитироватьOdin пишет:Отвечать на такие вопросы не его дело. Его дело - генерировать гениальные идеи. :(ЦитироватьЮрий Темников пишет: Идейка то простенькая! Насосик внутри ЛА и бачек в водой. Она ведь несжимаема.Это же с какой скоростью надо воду выбрасывать и в каком количестве?
ЦитироватьШтуцер пишет:Мы резали вольфрам чистой водой. Все работает.ЦитироватьЮрий Темников пишет:Расход прикиньте. Кста, там на самом деле гидроабразивная резка.
И вспомнилась тут мне резка металла струёй воды сверхвысокого давления
Насчет лома: поставить на нос Бурана и выкинуть теплозащитную плитку?
ЦитироватьШтуцер пишет:Воткнуть в днище Союзу. Вместо теплозащитного экрана. И пришпиливаться им к земле. Защита от опрокидывания гарантирована.:)
Насчет лома: поставить на нос Бурана и выкинуть теплозащитную плитку? :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет:вам в любом случае нужно сбрасывать-рассеивать определенное количество энергии в единицу времени, определяемое массой, ускорением торможения и скоростью аппарата (W=dQ/dt=F*dS/dt=m*a*v - вроде так?). сбарсывается она за счет излучения и уноса массы нагретого до высокой температуры вещества щита. Игла вроде бы и правда (это к спецам по аэродинамике, я - не спец) может создать аэродинамическую тень-конус (с тангеносм угла при вершине, определяемым отношением скорости звука к скорости аппарата), но она во-первых из-за этого отношения (<1/20) должна быть очень длиной - чтобы аппарат был полностью в этой "тени", что должно создать аэродинамическую неустойчивость и потребовать активной стабилизации аппарата, и - главное - при условии той же эффективости (том же ускорении) торможения вы просто переносите то же самое тепловыделение на ее конец, т.е. во много раз увеличиваете и без того огромную удельную тепловую нагрузку. поднять температуру много выше температуры плавления-испарения и соответственно интенсивность потока энергии, уносимой излучением, вам не удастся, а вот площадь излучающей поверхности будет много меньше, чем у щита. соотвественно конец иглы будет с огромной скоростью улетучиваться. вода не поможет, ее интегральная теплоемкость в интервале 0->3000 oC сопоставима с таковыми для любого другого материала - а нагреть ее после испарения до >3000 и соответсвенно увеличить уносимую ей на единицу массы энергию сложнее, а что она испаряется - так и вольфрам, и что угодно в тех условиях испаряется, просто выше (и это плюс), энтальпия испарения в любом случае оказывается термом (причем не самым большим) в интегральной теплоемкости. Чем сконцентрированная на конце "иглы" схема абляции лучше распределенной по экрану - я не понимаю.
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку
ЦитироватьOdin пишет:Комплекс активной защиты представляет собой установленную на боевой машине систему, которая предназначена для защиты от противотанковых гранат и противотанковых управляемых ракет. Так, в российский комплекс «Арена» производства КБМ входит многофункциональная радиолокационная станция с высокой помехозащищенностью, которая обнаруживает цели.
И локаторами обвешать спутники, снабдить их активной защитой - да, не слабО. :o
ЦитироватьСтарый пишет:Что бы вы без меня делали?! :D Диаметр струи 1 мм Скорость 1000 м \сек.Расход воды 1 000 000 куб мм сек.Обьем образующегося пара считать не буду,не менее 10 куб \м.Общее сопротивление все тики уменьшится,а точка образования прямой ударной волны с ее максимальной Т отодвинется как минимум на 300-400 мм(толщина разрезаемой стали).Скороподьемность ЛА на скорости 9 км\сек 2-3 км сек с ростом из- за шарообразности земли.Время работы полторы минуты.ЦитироватьOdin пишет:Отвечать на такие вопросы не его дело. Его дело - генерировать гениальные идеи. :(ЦитироватьЮрий Темников пишет: Идейка то простенькая! Насосик внутри ЛА и бачек в водой. Она ведь несжимаема.Это же с какой скоростью надо воду выбрасывать и в каком количестве?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Грустили бы. Чувствовали бы себя дураками. :( А так приятно ощущать что есть ктото тупее тебя! :)
Что бы вы без меня делали?!
ЦитироватьЮрий Темников пишет:То есть 1 кг/сек - за 5 минут 300 кг. И это заменит ТЗП?
.Расход воды 1 000 000 куб мм сек
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Скорость метеорных частиц 40-80 км/с, размер мкм-мм. Как вы планировали обеспечивать активную защиту?
Комплекс активной защиты представляет собой установленную на боевой машине систему, которая предназначена для защиты от противотанковых гранат и противотанковых управляемых ракет. Так, в российский комплекс «Арена» производства КБМ входит многофункциональная радиолокационная станция с высокой помехозащищенностью, которая обнаруживает цели.
Для прицельного поражения снарядов применяются защитные боеприпасы узконаправленного действия, обладающие высоким быстродействием и размещенные по периметру башни танка в специальных установочных шахтах.
ЦитироватьШтуцер пишет:Разгонять воду до 1 км/с тоже та ещё задача. И хватит ли 1 км/с при скорости набегающего потока до 7 км/с. Но не его дело отвечать на такие вопросы. Его дело генерировать бредовые идеи.ЦитироватьЮрий Темников пишет:То есть 1 кг/сек - за 5 минут 300 кг. И это заменит ТЗП?
.Расход воды 1 000 000 куб мм сек
Да, и эл мощность насоса прикиньте. Легко считается.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Комплекс активной защиты представляет собой установленную на боевой машине систему, которая предназначена для защиты от противотанковых гранатВы, Темников, даже не знаете, что пассивная защита ОС разработана не хуже танковой - это не просто стенка.
ЦитироватьOdin пишет:Сэээ-р!Откентелева такой цветистый бред!!??Это уже не плинтус, это подполье какое-то. :cry:
Вы, Темников, даже не знаете, что пассивная защита ОС разработана не хуже танковой - это не просто стенка.
ЦитироватьСтарый пишет:Не заменить,а облегчить работу ТЗП,сделать посадку более безопасной.С 8 до 1 км\сек при 3,5 Же 200 сек.Просто давление 4000 атм и дырочка в 0,3 мм,мощность 20 квт.После прорезания 300 мм стали струя гасистя в ванне глубиной в 1 м.Да конечно ,бредовые сообщения генерировать легче. :D
Штуцер пишет:ЦитироватьЮрий Темников пишет:То есть 1 кг/сек - за 5 минут 300 кг. И это заменит ТЗП?
.Расход воды 1 000 000 куб мм сек
Да, и эл мощность насоса прикиньте. Легко считается.
Разгонять воду до 1 км/с тоже та ещё задача. И хватит ли 1 км/с при скорости набегающего потока до 7 км/с. Но не его дело отвечать на такие вопросы. Его дело генерировать бредовые идеи.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Сэээ-р!Откентелева такой цветистый бред!!??Это уже не плинтус, это подполье какое-то.Таак, подтверждаете, что не знакомы с противометеоритным экранированием? А ведь на форуме было немало. :( Вполне эквивалентно по необходимости грамотного расчёта сложной танковой броне.
ЦитироватьOdin пишет:Уточняю:Бред это ваше незнание о моём знании.Даже это не дошло!Эх бедолага! ;) :cry:
Таак, подтверждаете, что не знакомы с противометеоритным экранированием? А ведь на форуме было немало. :( Вполне эквивалентно по необходимости грамотного расчёта сложной танковой броне.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Уточняю:Бред это ваше незнание о моём знании.Даже это не дошло!Эх бедолага! (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_wink.gif) (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_cry.gif)Ну, расскажите, что вы знаете о пассивной защите от метеоритов, а то ваша посылочка обернётся зеркально. Сказать - то можно, как говорил Менделеев, да "поди демонстрируй!" Вам это уже говорили не раз.
ЦитироватьOdin пишет:Загляните лучше в Вику,или куда поглубже.Там специалистами куда красивее расписано.Маленьький рассказ вас не устроит,а большой мне целый день печатать придется.Кстати и на форуме об этом тоже говорили энто вы прааа-авильно сказали. :)
Ну, расскажите, что вы знаете о пассивной защите от метеоритов, а то ваша посылочка обернётся зеркально. Сказать - то можно, как говорил Менделеев, да "поди демонстрируй!" Вам это уже говорили не раз.
.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:наше Фсё!
Расход воды 1 000 000 куб мм сек
ЦитироватьЮрий Темников пишет:вот дарю вам еще идею!! ;)
Загляните лучше в Вику,
ЦитироватьЮрий Темников пишет:а с чего она(посадка) стнет БОЛЕЕ БЕЗОПАСНОЙ?
облегчитьработу ТЗП,сделать посадку более безопасной.
Цитироватьbenderr пишет:Из-за 200-литровой бочки с водой внутри СА. :)
или еще какие доводы есть?
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Если вы про шквал, то принцип создания там газовой прослойки совершенно иной
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку
ЦитироватьLeonar пишет:И причем единственно возможный.ЦитироватьDenis Voronin пишет:Если вы про шквал, то принцип создания там газовой прослойки совершенно иной
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Пишут же, что "лом" (полый длинный цилиндр) имеет абляционный конец. При малом разогреве в атмосфере он острый, а на очень большой скорости тугоплавкий торец цилиндра раскидывает горячий поток воздуха в стороны, за счет выделения лучевой энергии до корпуса ракеты поток воздуха мало обжигает этот корпус.
Так вот, лом на носу в глубокой теории можно было бы охлаждать подешевле. Или действительно как расходник.
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои, а не с максимальной топливной эффективностью резать атмосферу.
Цитироватьthunder26 пишет:А той же водичкой.В нужном месте,в нужное время возникает облачко пара в котором частица испаряется.Самое смешное,что несмотря на все вопли,в околоземном пространстве в недалеком будущем без этого нельзя будет обойтись
Скорость метеорных частиц 40-80 км/с, размер мкм-мм. Как вы планировали обеспечивать активную защиту?
ЦитироватьЮрий Темников пишет: В нужном месте,в нужное время возникает облачко параСамо... :)
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Ну вот и представьте паровую подушку низкого-низкого давления,большой площади которая тормозится о разреженную атмосферу и передает импульс ЛА.И будет вам счастье.
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои, а не с максимальной топливной эффективностью резать атмосферу.
ЦитироватьНаперстянка пишет:Зря вы так воздушная смазка применяется и на больших судах
И причем единственно возможный.
Цитироватьbenderr пишет:Батенька!Ну что вы право! так и до инфаркта недалеко!Берегите себя!Я просто вредный.Всегда отвечаю оппоненту его же оружием.Но не злой.Кстати ,наполовину татарин Вас устроит? :oops: :D
пс. вы удмурт,не?
отчего вы взываете к «уважению мнения оппонента»,a сами строчите хамство на уровне гопника??? :oops:
ЦитироватьLeonar пишет:Ага, про неё, прогнал. Попадалось совершенно иное описание, а там оказывается просто шайба на носу.ЦитироватьDenis Voronin пишет:Если вы про шквал, то принцип создания там газовой прослойки совершенно иной
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Плазменную. Из атомарного кислорода и атомарного водорода.
Ну вот и представьте паровую подушку
ЦитироватьЮрий Темников пишет:высокого-высокого
низкого-низкого давления
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Применяется, но тебе это никак не поможет.
Зря вы так воздушная смазка применяется и на больших судах
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Это что за новая гениальная суперидея?
Ну вот и представьте паровую подушку низкого-низкого давления,большой площади которая тормозится о разреженную атмосферу и передает импульс ЛА.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Черт с ней с водичкой, как будете обнаруживать частицы?
А той же водичкой.В нужном месте,в нужное время возникает облачко пара в котором частица испаряется.Самое смешное,что несмотря на все вопли,в околоземном пространстве в недалеком будущем без этого нельзя будет обойтись
ЦитироватьСтарый пишет:Неужто интересно.Хорошо но без слова супер.
Это что за новая гениальная суперидея?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Повыше это там где атмосфера сильно разрежена.Сечас пытаются использовать надувной щит для этого правда не совсем удачно Горит видимо.Идея тоже проста,избежать прямого контакта с атмосферой.ЛА с надувным конусом направленным по ходу движения.Выпускаем в него воду образующийся пар его заполняет и раскрывается дальше облаком имеющим несколько большее давление чем набегающий поток и площадь гораздо большую чем у конуса.Таким образом нет прямого контакта с атмосферой. увеличивается площадь контакта ,что позволяет начать торможение на больших высотах.Дело за "малым посчитать нужную по всему диапазону плотность и расход воды ну и много еще чего наверняка.
Denis Voronin пишет:
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои,
ЦитироватьDenis Voronin пишет:Вы немного не поняли.задача состоит в том чтобы отодвинуть фронт ударной волы от ЛА..Там Т десятки тысяч градусов.Очень большая часть энергии будет излучаться(на конус) и в пространство.Плазма будет отделена от ЛА прослойкой пара из-за чего теплообмен значительно уменьшится.Т Е ЛА будет гнать перед собой плазменный "шарик сбрасывающий энергию.без непосредственного контакта с атмосферой.
Плазменную. Из атомарного кислорода и атомарного водорода.
Цитироватьthunder26 пишет:Самые мелкие никак,им хватит и пассивной защиты.С остальными сложнее.Нужен локатор субмиллиметрового диапазона,но с АФАР там сложно,либо ЛИДАР на 3-4 км.Время срабатывания 0,1-0,2 сек,точность срабатывания - тысячные доли секунды,чтобы не рассеялось наше облако.Сама защита ,что то типа фасеточного глаза насекомого,в каждой фасетке заряд и рабочее тело.
Черт с ней с водичкой, как будете обнаруживать частицы?
ЦитироватьШтуцер пишет:Техзадание?Это то без чего эта система не работоспособна.
Это ТЗ?
ЦитироватьOdin пишет:А можно я тебя тоже как нибуть называть буду? :D
Гения прорвало. :|
ЦитироватьЮрий Темников пишет:А как будет работать лидар? ;) Вобще как ты себе представляешь его работу?
либо ЛИДАР на 3-4 км.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Сама защита ,что то типа фасеточного глаза насекомого,в каждой фасетке заряд и рабочее тело.В смысле? Космический аппарат как фасеточный глаз?
ЦитироватьСтарый пишет:Непонятно, то ли умняка,то ли дурака корчишь?Перестань это тебе не к лицу. :|
В смысле? Космический аппарат как фасеточный глаз?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Не, непонятно. Я ж не гениальный изобретатель чтоб сходу ловить твои гениальные идеи. Так к чему ты вдруг вспомнил фасеточный глаз?ЦитироватьСтарый пишет:Непонятно, то ли умняка,то ли дурака корчишь?Перестань это тебе не к лицу.
В смысле? Космический аппарат как фасеточный глаз?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Стой! Куда??? Мне тут ещё шесть часов сидеть! Давай чего-нибудь про дирижопль загни, не зря ж ты его к ночи упомянул...
На работе скучно?Развлекаешься!?Не буду мешать , спокойной ночи.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:"Самые мелкие" и "остальные" - это категории журнала Космополитен.Цитироватьthunder26 пишет:Самые мелкие никак,им хватит и пассивной защиты.С остальными сложнее
Черт с ней с водичкой, как будете обнаруживать частицы?
ЦитироватьDiZed пишет:Ну если раскрытие конуса 100 кв м,то подушечка получается нехилая метров этак 100 в диаметре.Итого:плазма высвечивается на расстоянии 100-150 м (за счет сжатия) За счет того же сжатия подушка и ЛА тормозится с эффективной площадью (урежем осетра)1000кв м.Остальное сдувается.Но Главное!На приличном диапазоне высот Бесконтактно!Ну а дальше "плазменный шарик на струе воды.также бесконтактно.
расход 1л/сек - это 1.2 m^3 водяного пара (н.у.). На скорости 7 км/с при диаметре фронтальной проекции посадочного аппарата 3 м. это количество воды распределяется в объеме 50000м^3, что эквивалентно концентрации газа в атмосфере при 2*10^-5 Pa (н.у.), т.е. как на высотах порядка 120 км. оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром", дующим со скоростью 7000 м/с (и да, превращено в плазму - эквивалентная "температура" этого ветра - ок. 26 000 K)
ЦитироватьЮрий Темников пишет::) Бедняга...ЦитироватьDiZed пишет:подушечка получается нехилая метров этак 100 в диаметре.
оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром"
ЦитироватьСтарый пишет:Смешно!И стыдно!Один вроде знает об относительности движения, но применить его не может.Все с точностью до наоборот.Оное ничтожное количество будет продавливать такое же ничтожное количество разреженной атмосферы имея скорость движения около 7 км сек и соответствующую энергию,да еще подпираемое массой ЛА имеющей такую же энергию.Оная подушечка регулируется и даже автоматически уменьшается с ростом давления.Другой забыл,что газы при нагревании расширяются.Особенно это заметно при Т 26 000 С.Третий ваще не знает ,что сцать против ветра нельзя.Детский сад прямо! :cry: :DЦитироватьЮрий Темников пишет::) Бедняга...ЦитироватьDiZed пишет:подушечка получается нехилая метров этак 100 в диаметре.
оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром"
ЦитироватьЮрий Темников пишет: .Другой забыл,что газы при нагревании расширяются.Особенно это заметно при Т 26 000 СОчередной шедевр..Ну когда этот гений начнёт читать, что написал, пока его другие не ткнут мордой?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Вещества находятся в следующих агрегатных состояниях: твёрдое, жидкое, газ и плазма.
Другой забыл,что газы при нагревании расширяются.Особенно это заметно при Т 26 000 С.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Да ты что??? Да упаси бог! Сме#@ёчки над тобой это для нас лёгкая развлекуха. На любом форме должен быть дежурный клоун на котором можно развеяться.
Какие же вы все сурьезные!Энто же все шуточки ,да легкие подибушечки,а то совсем закостенеете.
ЦитироватьDiZed пишет:Приятно видеть нормальную реакцию нормального человека ,а не словесную клоунаду Старого.Попробуем разобраться.Во первых выстреливать воду с большой скоростью нужно в плотных слоях атмосферы и только для того чтобы отодвинуть от ЛА фронт ударной волны снизив тем самым теплопередачу.да и то максимум 1000м сек(4000 атм)при движении с максимальной скоростью.То что вы написали абсолютно правильно.Но вот только предложенный принцип совершенно другой.Это вариант динамической воздушной подушки сверхнизкого давления ,где за счет высокой энергии рабочего газа при его движении и расширении в атмосфере(конус ) значительно увеличивается площадь взаимодействия. Атмосфера давит на этот конус несколько сжимает его и тормозит.это давление передается на ЛА и тормозит его.Энергия заключенная в 1 кг воды летящей со скоростью 7 кмсек существенно выше теплоты испарения.Но и это не главное главное что энергия ЛА передается атмосфере как и в классическом варианте.С увеличение давления атмосферы будет уменьшаться обьем подушки и расти давление в ней.
выстреливать воду или газ - с точки зрения энергетики значения практически не имеет, оттормаживание аппарата массой 5 тонн на скорости 7 км/с с ускорением 3g соответствует мощности тепловыделения порядка гигаватта, удельная теплота испарения воды - 2 мегаджоуля на килограмм, 0.2%
ЦитироватьСтарый пишет:А я то никак не мог понять зачем ты любой спор ,за неимением аргументов превращаешь в клоунаду.Иногда это и смешно,но чаще грустно. :cry:
дежурный клоун
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Ну а первый не представляет, что расширяются газы со скоростью звука.
Другой забыл,что газы при нагревании расширяются
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Вы только этим и заняты. Ничем более.
Третий ваще не знает ,что сцать против ветра нельзя.Детский сад прямо! :cry: :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Не льсти себе.
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор
ЦитироватьЮрий Темников пишет:эх,а всего страницу назад было «в высоких,разреженных.....с 8км\с до 1 км\с»!
Во первых выстреливать воду с большой скоростью нужно в плотных слоях атмосферы
Цитироватьbenderr пишет:benderr,Вредно повторять Старого.Не выдергивай фазы из контекста.Научись читать тексты полностью,ну или купи себе новые очки.А то начинаешь выглядеть несколько глуповато. :oops:ЦитироватьЮрий Темников пишет:эх,а всего страницу назад было «в высоких,разреженных.....с 8км\с до 1 км\с»!
Во первых выстреливать воду с большой скоростью нужно в плотных слоях атмосферы
как все скоротечно... :oops:
ЦитироватьСтарый пишет:Не льсти себе.Я же сказал :"мне начхать.
Юрий Темников пишет:
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор
Не льсти себе.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:А зачем тогда ты льстишь себе и уговариваешь себя что с тобой ктото спорит?ЦитироватьСтарый пишет:Не льсти себе.Я же сказал :"мне начхать.
Юрий Темников пишет:
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор
Не льсти себе.
ЦитироватьСтарый пишет:Ну прям как маленький!Можно долго и нудно рассказывать про свои идеи.Кто то прочитает,кто то нет.Многим просто неинтересно.А тут!Стоит чуть чуть "зацепить Старого и начинается такая свара,чуть не с пеной у рта.Тут то весь форум сбегается.Ну и заодно моими идеями проникаются потихоньку.Эх ты,самый умный! :cry: :D
А зачем тогда ты льстишь себе и уговариваешь себя что с тобой ктото спорит?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Конечно можно! Но зачем льстить себе и уговаривать сея что с тобой ктото спорит?ЦитироватьСтарый пишет:Ну прям как маленький!Можно долго и нудно рассказывать про свои идеи.
А зачем тогда ты льстишь себе и уговариваешь себя что с тобой ктото спорит?
ЦитироватьDiZed пишет:Мсье Нельзя ли попроще.А то это напоминает анекдот годов этак 80 х.опубликованный в ТМ:Докладчик:Представим себе некую решетчатую конструкцию поставленную на четыре моноциклических агрегата,движущихся по эквидистантным траекториям.Робот переводчик: Представим себе Телегу.
насколько я представляю, при любом раскладе вы можете "отодвинуть" от аппарата диссипацию только части кинетической энергии набегающего потока, соответствующей той доли его импульса, которая может быть скомпенсирована импульсом встречного потока; бОльшую мощность ударная волна, образующаяся при столкновении потоков, приобрести (и унести) не может - поскольку набегающему потоку просто больше не о что ударяться ; )
Изменено: DiZed (//forum/user/51734/) - 26.09.2017 14:29:09
ЦитироватьСтарый пишет:Из стертой темы:Я же говори,что спорить с тобой бесполезно.Не скажу,что я тебя использовал, но заводился ты с полпинка.Ну и оттуда же:Человечишко который наВЕСЬ форум сообщает :я над тобой издевался!!??ИМХО достоин только вечного бана или всеобщего презрения.С неуважением Ю Т.
Конечно можно! Но зачем льстить себе и уговаривать сея что с тобой ктото спорит?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:ну давайте представим телегу. привяжите систему координат к аппарату, объедините мысленно шарики-молекулы набегающего потока, проходящие в единицу времени через сечение канала, в котором спускается аппарат , в одни шар; его импульс и энергия равны импульсу и энергии этого потока за это время. Сделайте то же самое с вашей струйкой воды. Их импульсы соотносятся примерно как 1000:1; вы пытаетесь стрелять по пушечному ядру дробинкой. можете целиться под любым углом, результат будет аналогичным; сколь-либо существенно ни затормозить, ни отклонить, ни разогреть ядро вы не сможете, каким бы ни был удар: центральным, нецентральным, упругим или с полной диссипацией энергии (все эти ситуации несложно просчитать энергетически). это элементарная механика, обмануть ее невозможно
Мсье Нельзя ли попроще.А то это напоминает анекдот годов этак 80 х.опубликованный в ТМ:Докладчик:Представим себе некую решетчатую конструкцию поставленную на четыре моноциклических агрегата,движущихся по эквидистантным траекториям.Робот переводчик: Представим себе Телегу.
ЦитироватьDiZed пишет:Вы как то не понимаете идею и сам процесс.Импульс гасится не струйкой воды баш на баш.Струйка воды испаряясь создает газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА.Задача этой подушки уберечь ЛА от непосредственного контакта с атмосферой.А в случае полета на больших высотах увеличить еще и площадь взаимодействия ЛА с атмосферой позволяя начать торможение при гораздо меньшем атмосферном давлении и несколько раньше.Напомню, это голая идея.Возможно и неосуществимая,скажем из-за того, что эта подушка будет быстро сдуваться набегающим потоком и эффект от нее будет несущественным.Просто показалось интересным попытаться облегчить возвращение ЛА на Землю как и способ достичь этого
Сделайте то же самое с вашей струйкой воды. Их импульсы соотносятся примерно как 1000:1; вы пытаетесь стрелять по пушечному ядру дробинкой. можете целиться под любым углом, результат будет аналогичным; сколь-либо существенно ни затормозить, ни отклонить, ни разогреть ядровы не сможете, каким бы ни был удар: центральным, нецентральным, упругим или с полной диссипацией энергии (все эти ситуации несложно просчитать энергетически). это элементарная механика, обмануть ее невозможно
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Струйка воды испаряясь создает газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА.ДиЗед, ты ему хотел чтото объяснить? ;)
ЦитироватьСтарый пишет:да нет, не особо; пытаться объяснять полезно главным образом чтобы убедиться, что сам понимаешь. но да, если "газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА" - то я пас
ДиЗед, ты ему хотел чтото объяснить? ;)
ЦитироватьDiZed пишет: но да, если "газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА" - то я пасДык!
ЦитироватьDiZed пишет:Естественно между днищем аппарата и фронтом ударной волны, он же ясно сказал. :)
где здесь область, в которую можно впрыснуть небольшие количества воды, чтобы получить паровую подушку?
Цитировать и как этот процесс может увеличить эффективность торможения при низких давлениях?Легко. :)
ЦитироватьСтарый пишет:а зачем тогда трубочка, 40 000 атмосфер и скорость потока 1 км/с??? тогда уж вроде логично сделать щит пористым и выдавливать через него воду как через губку, авось да хотя бы пограничный слой будет обогащен водяным паромЦитироватьDiZed пишет:Естественно между днищем аппарата и фронтом ударной волны, он же ясно сказал. :)
где здесь область, в которую можно впрыснуть небольшие количества воды, чтобы получить паровую подушку?
ЦитироватьDiZed пишет:Дык чтоб полученным паром надувать подушку, по моему это достаточно очевидно. :)
а зачем тогда трубочка, 40 000 атмосфер и скорость потока 1 км/с???
Цитировать тогда уж вроде логично сделать щит пористым и выдавливать через него воду как через губку, авось да хотя бы пограничный слой будет обогащен водяным паромДля бывшего врача скорой помощи это слишком сложно. Опять же интуитивно чувствуется что весь этот приграничный слой будет просто сдуваться и большая широкая подушка точно не получится. Надо отбросить процесс газообразования подальше - и тогда подушка получится толстая, широкая и упругая.:) Сделать инъекцию в самый центр этой подушки чтоб пар равномерно расширялся во все стороны и надувал её - это и любому врачу понятно. :)
Цитироватьпро подушку - ну да, я тоже что-то такое заподозрил, но пока в явном виде это не прозвучалоОн косноязычен, не может в явном виде формулировать мысли, путанные мыли - путанная речь. К тому же гуманитарий, не владеет техническим языком. Я за много лет изучения гениальных изобретателей научился понимать их с полслова, в худшем случае после одного-двух уточняющих вопросов.
ЦитироватьDiZed пишет:Давление и скорость чтобы это отлетало подальше от днища преодолевая скоростной напор. Чтоб подушка надувалась гдето там, подальше, чтоб толстой была. :)
а зачем тогда трубочка, 40 000 атмосфер и скорость потока 1 км/с???
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Как это нет? :o А труба с водородом внутри и инвертированным ГПВРД? :o А надувная подушка без оболочки которая тормозит КА? :o Что, уже нету??? :o
Нет никаких гениальных суперидей.
ЦитироватьЕсть одна сверхсложная задача.Да! Задача не для средних умов а для гениальных изобретателей! :idea:
ЦитироватьВ решении которой я "в меру своей испорченности пытаюсь принять участие.И это правильно! Если не ты то кто же? :oops:
ЦитироватьСтарый пишетОй беда!! Старый опять переключился на спинномозговой узел. :cry: Только его супергениальный спинной мозг может принять элементарное техническое предложение за гениальную суперидею. :cry: Все правильно!Знание -сила!А сила есть ума не надо! :( Раз уж человек требует продолжения банкета,нате вам. :oops:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Как это нет? :o А труба с водородом внутри и инвертированным ГПВРД? :o А надувная подушка без оболочки которая тормозит КА? :o Что, уже нету??? :o
Нет никаких гениальных суперидей.ЦитироватьЕсть одна сверхсложная задача.Да! Задача не для средних умов а для гениальных изобретателей! :idea:ЦитироватьВ решении которой я "в меру своей испорченности пытаюсь принять участие.И это правильно! Если не ты то кто же? :oops:
Старый Ламер
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Только его супергениальный спинной мозг может принять элементарное техническое предложение за гениальную суперидею. :cry:Какое ж это элементарное? Элементарное всё давно придумано. А это гениальная суперидея. До такого никто кроме тебя не додумался.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Нет. Нет таких ракет которые бы использовали чтото особое для увода со старта. Если оставшаяся тяга позволяет то ракета уходит, если не позволяет - взрывается на старте. Более того, подавляющее количество ракет имеют один двигатель и в случае его отказа им просто нечего больше делать.
Для увода РН со старта при аварии приходится использовать запас тяги двигателей и возможность кратковременного их форсирования.
ЦитироватьПредлагаю навешивать на РН бустеры заполненные перегретой водой под высоким давлением.УИ и масса не имеют никакого значения.Задача проработать 20-30 сек и увести РН со старта.100% надежна и безопасна,очень дешевая в производстве и эксплуатации.Ты считаешь что это просто и дёшёво?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Не. Абсолютно некрасивая идея.
Думаешь я не в курсе?Просто красивая идея без затей.Кстати со старта будет уходить со свистом-меньше повреждений.
ЦитироватьСтарый пишет:еще ракеты уводят минометным стартом :-)
Самый простой способ избежать разрушения старта это делать ракеты которые не взрываются на старте, тогда их и уводить не надо будет. Этот способ за его простоту и дешевизну и применяется во всём мире.
ЦитироватьLeonar пишет:Особенно "удачно" увели самую первую. :)ЦитироватьСтарый пишет:еще ракеты уводят минометным стартом
Самый простой способ избежать разрушения старта это делать ракеты которые не взрываются на старте, тогда их и уводить не надо будет. Этот способ за его простоту и дешевизну и применяется во всём мире.
ЦитироватьKrMolot пишет:Вафля есть, внутренняя. Вот зенитовская от Вована:
Интересует конструкция баков первых ступеней двух ракет носителей: Зенита и Атласа в версии с РД-180. Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
И если есть фотки, то где их можно посмотреть.
Спасибо. :)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Интересно, что окрасило обломок в такой цвет?
Вот зенитовская от Вована:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Ясно, спасибо.
Вафля есть, внутренняя.
ЦитироватьKrMolot пишет:Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Интересует конструкция баков первых ступеней двух ракет носителей: Зенита и Атласа в версии с РД-180. Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
И если есть фотки, то где их можно посмотреть.
Спасибо. :)
ЦитироватьСтарый пишет:Меня ни Сармат ни Воевода в данном случае не интересовали. Меня интересовали баки первых ступеней вышеназванных РН (Зенит и Атлас-5). Но как я понял Дмитрий. В. ответил за обе ракеты, а значит моя теория немного не сходится. :D Но фотки баков Атлас-5 первой ступени всё же хотелось бы посмотреть, если у кого есть.
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
ЦитироватьШтуцер пишет:Удивительно красная глина в этом месте. Марс. ;)ЦитироватьДмитрий В. пишет:Интересно, что окрасило обломок в такой цвет?
Вот зенитовская от Вована:
ЦитироватьKrMolot пишет:Фоток внутренней поверхности не нашел. Пока только рисунок: https://pbs.twimg.com/media/C9qewDYXgAAkxF0.jpg:largeЦитироватьСтарый пишет:Меня ни Сармат ни Воевода в данном случае не интересовали. Меня интересовали баки первых ступеней вышеназванных РН (Зенит и Атлас-5). Но как я понял Дмитрий. В. ответил за обе ракеты, а значит моя теория немного не сходится. :D Но фотки баков Атлас-5 первой ступени всё же хотелось бы посмотреть, если у кого есть.
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
ЦитироватьKrMolot пишет:Если оболочечная конструкция не находится в набегющем потоке, её выгоднее делать вафельным фоном наружу. Есть технологические преимущества и преимущества как несущей конструкции.
Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
ЦитироватьТуман Андромедов пишет:Это идет от ТКСов. Вот почти голый корпус.
У ракет про которые Вы спрашиваете - вафельный фон баков- внутренний. А вот например модулей орбитальной станции "Мир" - наружний.
ЦитироватьШтуцер пишет:Это идёт от грамотного понимания как работает оболочка, имеющая различные виды подкрепления. Собственно, эту приписку я сделал для "подумать и покопаться".
Это идет от ТКСов
ЦитироватьNeru пишет:Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
Штуцер , ничто не мешает использовать фрезу с любой, необходимой, формой как боковой, так и торцевой поверхности. В результате всё будет фрезироваться с одинаковой толщиной ребер жесткости.
ЦитироватьШтуцер пишет:Никак. Забить на все эти разнотолщинности, которые дают эффект в пределах точности расчетов.
А это Красмаш:
Стол вращается и ,следовательно, реж инструмент перемещается в цилиндрической системе координат.
Как тут быть?
ЦитироватьRaul пишет:Кёрхером. :)
Можно задать наивный вопрос? Очень понравились картинки с фрезерованием. Но как при такой поверхности "моют баки", о чем часто упоминают в темах про Зенит?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:А не треснет с одной стороны и сомнётся с другой?
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
ЦитироватьСтарый пишет:С какого?ЦитироватьДмитрий В. пишет:А не треснет с одной стороны и сомнётся с другой?
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
ЦитироватьRaul пишет:Раньше, ЕМНИП, на ЮМЗ баки бязевой тряпочкой, смоченной в этаноле. Баки блока Ц на "Прогрессе" мыли хладоном автоматизированно.
Можно задать наивный вопрос? Очень понравились картинки с фрезерованием. Но как при такой поверхности "моют баки", о чем часто упоминают в темах про Зенит?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:С вешней стороны треснет а с внутренней - сомнётся? :oops:ЦитироватьСтарый пишет:С какого?ЦитироватьДмитрий В. пишет:А не треснет с одной стороны и сомнётся с другой?
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
ЦитироватьKrMolot пишет:Насколько я понимаю в ролике про который ты спрашивал показывали фрезерование силового шпангоута Сармата. Толи распорного толи для амортизаторов которыми он опирается на стенки контейнера. А шпангоут и стенки баков - не одно и то же. Шпангоут вполне может быть дырками наружу.ЦитироватьСтарый пишет:Меня ни Сармат ни Воевода в данном случае не интересовали.
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:На 4100 - понятно, а на размер 8К84 ?
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:Ох, народ видать нанюхивался! :)
Раньше, ЕМНИП, на ЮМЗ баки бязевой тряпочкой, смоченной в этаноле.
ЦитироватьБаки блока Ц на "Прогрессе" мыли хладоном автоматизированно.Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония. Путём полного заполнения бака. Заодно и качество сварки проверяют. Бихромат как сильный окилитель съедает и всю оставшуюся в баках органику типа отпечатков пальцев.
ЦитироватьСтарый пишет: Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония. Путём полного заполнения бака.Имхо с алюминием нельзя бихромат - может и загореться. Или там баки из чего?
Цитироватьdmdimon пишет:Из алюминиевого сплава АМГ. Наверно защитная оксидная плёнка образуется. :oops:ЦитироватьСтарый пишет: Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония. Путём полного заполнения бака.Имхо с алюминием нельзя бихромат - может и загореться. Или там баки из чего?
ЦитироватьСтарый пишет:Интересно... раствор в чём? Что-то вроде хромовой смеси для чистки химической посуды?
Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония.
Цитироватьdmdimon пишет:Я в школьные годы делал "вулкан" из одного только бихромата аммония, алюминий там вроде не требуется, он и так разлагается неплохо. Бихромат калия, ЕМНИП, так не разлагается вообще.
Наврядли. Азотка да, пассивирует, а из бихромата и алюминия делают опыт "вулкан", правда, там бихромат калия (по памяти)
Цитироватьdmdimon пишет:Сразу скажу, что я не химик, но интересно -- как алюминий бака может загореться от раствора бихромата (в воде? серной кислоте? их смеси?). Не сухой же его в бак засыпают...
Имхо с алюминием нельзя бихромат - может и загореться. Или там баки из чего?
Цитироватьmahor11 пишет:Спасибо, почитаем. Вопросы выбора стратегии обработки (при фрезеровании)решаю каждый день. :)
Штуцер, посмотрите вот здесь : https://docviewer.yandex.ru/view/56005548/?*=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%3D%3D&lang=ru (https://docviewer.yandex.ru/view/56005548/?*=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%3D%3D&lang=ru)
Цитироватьh4lfхромка которой посуду моют - раствор бихромата в концентрированной серной кислоте; по-моему так органику убирать - чересчур радикально, работать с ней в таких объемах очень неприятно, думаю, там все же водный раствор концентрацией ~10%, может подкисленный, он всю органику не уберет, ее все же лучше спиртом-фреоном, но мелкую стружку подтравит - и микропористую оксидную пленку стабилизирует. конечно, в водном растворе ничего не загорится - да и в хромке тоже.
Цитироватьh4lf пишет:В воде.ЦитироватьСтарый пишет:Интересно... раствор в чём?
Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония.
Цитироватьdmdimon пишет:Какраз аммония. Аммиак окисляется воздухом на окиси хрома как катализаторе, при этом хлопья окиси хрома раскаляются до красна что и дают эффект вылетающего из жерла раскалённого пепла.
Наврядли. Азотка да, пассивирует, а из бихромата и алюминия делают опыт "вулкан", правда, там бихромат калия (по памяти)
Цитировать Аммиак окисляется воздухом на окиси хрома как катализаторевоздух там не нужен,это внутримолекулярная реакция, окислителем является хромат-анион
ЦитироватьDiZed пишет:Хммм... А почему если запалить это в замкнутом объёме то хлопья окиси раскаляются только вылетев на воздух? Внутри они не красные.
воздух там не нужен,это внутримолекулярная реакция, окислителем является хромат-анион
(NH4)2Cr2O7=>Cr2O3+N2+4H2O
ЦитироватьИспользование: в химии ракетного топлива, в частности в способах нейтрализации горючего. Сущность изобретения: при очистке топливных баков ракеты от остатков горючего несимметричного диметилгидразина в бак подают формалин в объеме на 10-20 больше объема горючего в баке, бак вращают на 360°, затем к содержимому добавляют водный раствор соляной кислоты концентрацией 30 мас. бак еще раз поворачивают на 360°, после этого бак промывают водой, удаляя образованную смесь.
Изобретение относится к химии ракетного топлива, в частности к способам нейтрализации горючего 1,1-диметилгидразина (НДМГ).
Известен способ каталитического разложения НДМГ на палладиевом и иридиевом катализаторах [1] Недостатком указанного способа является низкая производительность.
Известен способ вымывания НДМГ из топливных баков с помощью различных растворителей. В качестве вымывающего агента чаще всего используется керосин [2] Недостатком этого способа является большой расход керосина, так как для достаточно хорошей очистки топливных баков необходимо несколько циклов вымывания.
Прототипом изобретения является способ вымывания НДМГ с помощью фреонов. Очистка баков от НДМГ происходит за счет растворения НДМГ во фреоне, подачи фреона в контактный аппарат, где происходит реэкстракция НДМГ из фреона в воду. Затем фреон перегоняют для повторного использования. Вода, содержащая НДМГ, дожигается в керосине [2] Недостатками способа-прототипа являются необходимость в проведении 3-5 циклов обработки баков одной ракеты фреоном для снижения концентрации НДМГ ниже ПДК; образование больших количеств воды, загрязненной НДМГ; необходимость сжигания загрязненной воды, что приводит к значительному расходу керосина; загрязнение окружающей среды фреоном и НДМГ в случае малейших неплотностей в системе; необходимость перегонки загрязненного фреона и уничтожение грязных остатков.
Целью изобретения является повышение степени очистки, улучшение технологичности процесса нейтрализации.
Цель достигается тем, что в способе очистки топливных баков ракеты от остатков горючего несимметричного диметилгидразина, включающего подачу в баки нейтрализующего агента и последующее удаление образующейся смеси, при этом в качестве нейтрализующего агента используют формалин, в объеме на 10-20% больше объема горючего, затем к нему добавляют водный раствор соляной кислоты концентрации 30 мас. причем, как после подачи формалина, так и после подачи соляной кислоты баки ракеты дополнительно поворачивают вокруг продольной оси на 360оС, а удаление образующейся смеси осуществляют водой.
Способ реализуется следующим образом.
В бак с остатками горючего подают формалин в объеме на 10-20% больше объема горючего, бак поворачивают на 360о, затем к содержимому добавляют водный раствор соляной кислоты концентрацией 30 мас. бак еще раз поворачивают на 360о.
Подача в баки 30%-ного раствора соляной кислоты. Данная операция должна выполняться сразу же после первой без перерыва. Кислоту добавляют в избытке до полного прекращения реакции, которая завершается в течение 5-10 мин. Интенсивность добавления должна быть такой, чтобы температура в баках не поднималась выше 50-60оС.
Поворачивание ракеты после этих операций вокруг своей оси приводит к завершению реакций образования диметилметиленгидразина и димеризации его в бис-диметилгидразинглиоксаля в застойных зонах.
Примером конкретного выполнения является нейтрализация топливных баков объемом около 5 м3. Остаточная загрязненность в них оценивается 40-45 кг НДМГ. Через запорно-дренажный клапан в баки подают 120 кг 20% раствора формалина. После этой операции ракету поворачивают вокруг своей оси. Затем в баки подают 20 кг 30%-ной соляной кислоты в течение 10 мин. Запорно-дренажный клапан закрывают в ракету и поворачивают вокруг своей оси повторно. После этих операций баки троекратно промывают водой (по 300-400 л). Химический анализ воды, проведенный фотометрическими и газохроматографическими методами, показал полное отсутствие в ней НДМГ. Проведенный цикл приводит к полному уничтожению НДМГ в баках.
Формула изобретения
СПОСОБ ОЧИСТКИ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ РАКЕТЫ ОТ ОСТАТКОВ ГОРЮЧЕГО НЕСИММЕТРИЧНОГО ДИМЕТИЛГИДРАЗИНА, включающий подачу в баки нейтрализующего агента и последующее удаление образующейся смеси, отличающийся тем, что в качестве нейтрализующего агента используют формалин в объеме на 10 20% больше объема горючего, затем к нему добавляют водный раствор соляной кислоты концентрации 30 мас. причем как после подачи формалина,так и после подачи соляной кислоты баки ракеты дополнительно поворачивают вокруг продольной оси на 360o, а удаление образующейся смеси осуществляют водой.
http://www.findpatent.ru/patent/204/2046124.html (http://www.findpatent.ru/patent/204/2046124.html)
© FindPatent.ru - патентный поиск, 2012-2018
Цитироватьmahor11 пишет:Чет как то просто....
После этих операций баки троекратно промывают водой (по 300-400 л). Химический анализ воды, проведенный фотометрическими и газохроматографическими методами, показал полное отсутствие в ней НДМГ.
Цитироватьh4lf пишет:Увы, бихромата калия у меня не было, только аммония.
Старый , бихромат калия с алюминием вроде как вполне реагирует, внешне похоже на термит (и на вулкан тоже)
прув: https://youtu.be/z_hLFMS45Co
Цитироватьh4lf пишет:вот прямо на холодной окиси тлеть начинает? гм.. вообще-то полировальная паста ГОИ - это смесь парафина и окиси хрома, и она вполне стабильна. окись хрома умеет активировать С-H связи, и поэтому используется как катализатор циклизации и ароматизации, соответственно на ней в пределе возможна и полная дегидрогенизация органики - т.е. ее обугливание.. вот только работать Cr2O3 начинает при ~450 oC. свежеполученные мелкодисперсные субстанции бывают аномально активны - но чтоб настолько.. все ж подозреваю - надо чтобы окись была еще горячая
На получившихся хлопьях этой окиси хрома хорошо тлеет парафин. В каком то из учебников прочитал про такое каталитическое окисление (или как там его) - решил повторить.
ЦитироватьDiZed пишет:нет конечно. Требовался начальный подогрев -- грел сверху открытым пламенем, а после загорания сбивал пламя. Верхние кудряшки оксида раскалялись докрасна, подогревали парафин в нижних (которые выполняли функции фитиля), он дымил и на этом дыму верхние кудряшки и раскалялись. Поверхность тлела не вся, а очагами (поджигал в жестяных крышках/пробках). Всё это сильно дымило. Вроде так, насколько я помню.
вот прямо на холодной окиси тлеть начинает?
Цитироватьh4lf пишет:а! ну тогда да, никаких чудес.
нет конечно. Требовался начальный подогрев -- грел сверху открытым пламенем, а после загорания сбивал пламя. Верхние кудряшки оксида раскалялись докрасна, подогревали парафин в нижних (которые выполняли функции фитиля), он дымил и на этом дыму верхние кудряшки и раскалялись.
Ещё что интересно -- полировать полученной окисью у меня почему-то не получалось. Смешивал и с парафином и со стеарином, но по сравнению с заводской ГОИ она полировала никак. Не знаю, что я делал не так.
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:
Сабж.
1) Говорят, существует в нашей Раше какой-то супер-ТНА, характерной особенностью которого является высокая частота вращения (~100 000 об/мин).
Кто-нибудь знает, что это за чудо, что о нём известно, и где можно посмотреть его фотки и/или изображения?
2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
3) Вопрос...
Вот, допустим, расчитываем камеру РД. Исходя из заданного давления в КС и расхода (и, естественно, состава продуктов сгорания) получили, среди прочих параметров, площадь критического сечения.
Теперь изготовили камеру в железе, и запустили на расчётном режиме.
При уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?
3.5) Если будет - насколько можно уменьшить давление в КС, пока сопло не перестанет работать?
ЦитироватьDiZed пишет:Ну как-бы да, все так, просто там фигурировал "бихромат, сжигающий органику" или как-то так. Вот собственно я и усомнился. Химия была давно, но бросать в такое алюминий я бы лично застремался. Ну или наливать в алюминиевую тару ))
бихромат (а еще - серная, щавелевая кислоты, etc) - стандартные электролиты...
Цитироватьh4lf пишет:размер абразивных элементов не тот получился
сравнению с заводской ГОИ она полировала никак. Не знаю, что я делал не так.
ЦитироватьСтарый пишет:Это уже теплее. Но ты применяшь какие то заумные термины. Бихромат калия это просто хромпик. Не думаю, чтобы им мыли баки, возможно просто пассивировали.
А вот баки кажется да, моют бихроматом калия. Перепутал с аммонием потому что "вулкан" мне гораздо привычнее. :)
ЦитироватьШтуцер пишет:Хромпик это ненаучное название.
Это уже теплее. Но ты применяшь какие то заумные термины. Бихромат калия это просто хромпик. Не думаю, чтобы им мыли баки, возможно просто пассивировали.
ЦитироватьСтарый пишет:Это вообще обычная методика гидравлической опрессовки а не мытья баков. Насчет воздуха ты лучше бы и не упоминал. :D
Говорят бак полностью заполнялся раствором а затем давление в нём доводили до испытательного превышающего рабочее. Если сварка некачественная то шов лопался.
Надувать воздухом было естественно нельзя так как если бы лопнул надутый до нескольких атмосфер бак то лопнул бы и весь цех в котором это произошло. А так раствор просто сливался на пол.
ЦитироватьСтарый пишет:От тебя это странно слышать. :D
Хромпик это ненаучное название.
ЦитироватьСтарый пишет:Заодно с... чем?
Да, заодно и пассивируется.
ЦитироватьШтуцер пишет:Заодно с обезжириванием и проверкой прочности сварки. Кается я это уже говорил?ЦитироватьСтарый пишет:Заодно с... чем?
Да, заодно и пассивируется.
ЦитироватьСтарый пишет:Нет проверки прочности сварки. Есть опрессовка. И кажется ты говорил, что хромпиком моют баки, растворяя стружку?. ;)
Заодно с обезжириванием и проверкой прочности сварки. Кается я это уже говорил?
ЦитироватьШтуцер пишет:Вот им и опрессовывают. Кажется я это уже говорил?ЦитироватьСтарый пишет:Нет проверки прочности сварки. Есть опрессовка. И кажется ты говорил, что хромпиком моют баки, растворяя стружку?. ;)
Заодно с обезжириванием и проверкой прочности сварки. Кается я это уже говорил?
ЦитироватьСтарый пишет:И это ты называешь " моют баки"?
Про стружку я ничего не говорил, я говорил про растворение органикивключая жир.
ЦитироватьШтуцер пишет:"Моют" и "растворяют", дебил, - не одно и то же.ЦитироватьСтарый пишет:И это ты называешь " моют баки"?
Про стружку я ничего не говорил, я говорил про растворение органикивключая жир.
ЦитироватьКажется это ты нам моешь баки.А что делать если больше некому промыть тебе баки... :(
ЦитироватьАнатолий ВС пишет:Всем спасибо, сам нашел - не зря десять лет в школе учился. Нужно знать еще скорость продуктов сгорания.
Здравствуйте. Как узнать давление на срезе сопла, зная давление в камере сгорания (или в крическом сечении?) и степень расширения сопла?
ЦитироватьАнатолий ВС пишет:Предполагаю, на самом деле эта формула вам мало что дала. Неизвестные только множатся.ЦитироватьАнатолий ВС пишет:Всем спасибо, сам нашел - не зря десять лет в школе учился. Нужно знать еще скорость продуктов сгорания.
Здравствуйте. Как узнать давление на срезе сопла, зная давление в камере сгорания (или в крическом сечении?) и степень расширения сопла?
E=(P1*V1)/(P2*V2)
где:
E - степень расширения сопла
P1 - давление в критике
P2 - давление на срезе сопла
V1 - скорость в критике
V2 - скорость на срезе сопла
ЦитироватьЮрий Темников пишет:Так это "Заря"?
Может не совсем в тему:У кого есть что нибудь про "космический причал" базовый блокОКС МИР-2?
Цитироватьavmich пишет:Поднять апогей почти до выхода из сферы влияния Земли, в апогее изменить наклонение на необходимое, при необходимости поднять перигей. И ждать, пока не выпадет шанс залететь к Луне с минимальными затратами. Хотя с помощью изменения перигея можно подобрать период вращения так, чтобы попасть к Луне на этом-же витке.
Вопрос, как экономить топливо, если исходная ГПО имеет большую ось, не лежащую в плоскости лунной орбиты, поэтому прямолинейный подъём апогея не позволяет улететь к Луне.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:Цитироватьavmich пишет:Поднять апогей почти до выхода из сферы влияния Земли, в апогее изменить наклонение на необходимое, при необходимости поднять перигей. И ждать, пока не выпадет шанс залететь к Луне с минимальными затратами. Хотя с помощью изменения перигея можно подобрать период вращения так, чтобы попасть к Луне на этом-же витке.
Вопрос, как экономить топливо, если исходная ГПО имеет большую ось, не лежащую в плоскости лунной орбиты, поэтому прямолинейный подъём апогея не позволяет улететь к Луне.
Цитироватьdmdimon пишет:насколько я понял, там для этого на матрице создают специальные группы пикселей, на которые попарно нанесен микрорастр в виде пирамидок, формирующий на соседних пикселях элементы двух изображений, зависящих от разницы оптических путей при расфокусе для лучей, падающих на противоположные грани. при фокусировке эти два изображения анализируются-сравниваются раздельно, и вычисляется их рассовмещение, как и в "настоящем" фазовом автофокусе, при использовании же этих пикселей для построения полного изображения эти группы точек обрабатываются и интерполируются программно
Вопрос оффтопный, но люди здесь умные - вдруг? Итак: как работает т.н. "фазовый автофокус" в беззеркалках, т.е. без отдельного тракта с вот этим всем расщеплением и т.д.?
ЦитироватьDiZed пишет:логично, но не сходится с "фирменными" картинками, на которых "левый" и "правый" типа полупиксельные сенсоры в поле матрицы пространственно разнесены по двум координатам сильно более, чем на один пиксель .... Грубо, у Сони на 40 мп матрице более-менее равномерно разбросаны примерно 600 датчиков, при этом элементы датчиков а) не соседствуют друг с другом и б) абсолютно отсутствуют (или я не обнаружил их) при подъёме файлов напрямую - БЕЗ дебаера, без блэк пьедестала и т.д.
насколько я понял, там для этого на матрице создают специальные группы пикселей, на которые попарно нанесен микрорастр в виде пирамидок, формирующий на соседних пикселях элементы двух изображений, зависящих от разницы оптических путей
ЦитироватьDiZed пишет:
если контрастный объект, по которому наводимся, в фокусе - то максимумы, осответствующие его изображению для левого и правого полупучков совпадут, если нет - будут смещены.
ЦитироватьDiZed пишет:при расфокусе изображение раздвоится, в фокусе останется точечным.Не то, чтобы неверно, скорее неточно. Ну или изложение очень уж вольное. В классической схеме ГЕОМЕТРИЧЕСКИ максимумы не совпадают, а находятся на определенном расстоянии друг от друга. Ну или совпадают, если действительно трактовать в фазовом модельном пространстве, как оно и было, не спорю, при рождении этой схемы. При первом прочтении было четкое ощущение что вы имели в виду геометрическое совпадение.
ЦитироватьDiZed пишет:матрица должна быть +- изотропной иначе собственно изображение на ней будет подвержено неслабым спецэффектам. Но, вероятно, вы правы. Что-то типа нечетные столбцы - налево, четные - направо. Но это, конечно, жесть.
если хотя бы слегка профилировать зеркально-смимметричным образом, скажем, парные "зеленые" фильтры-пиксели, - чтобы они хоть немного дифференцировали свет, падающий слева/справа
Цитироватьavmich написал:Со времён Союза и Аполлона ничего не изменилось.
Я в принципе знаком с тем, как разрабатывается аэродинамика возвращаемых аппаратов для пилотируемых полётов, но хотелось бы узнать подробности современного подхода.
Может ли кто-нибудь описать современный процесс, используемый для выбора и проектирования формы спускаемого аппарата? Скажем, капсульная Федерация или Клипер - как их аэродинамика определялась или могла определяться?
ЦитироватьСтарый написал:Откуда дровишки, Старый? :)
Цитироватьavmich (//forum/user/13551/) написал:Со времён Союза и Аполлона ничего не изменилось.
Я в принципе знаком с тем, как разрабатывается аэродинамика возвращаемых аппаратов для пилотируемых полётов, но хотелось бы узнать подробности современного подхода.
Может ли кто-нибудь описать современный процесс, используемый для выбора и проектирования формы спускаемого аппарата? Скажем, капсульная Федерация или Клипер - как их аэродинамика определялась или могла определяться?
Цитироватьavmich написал:Из леса, вестимо.
Откуда дровишки, Старый?
ЦитироватьСтарый написал:Ага, я так и думал.
Цитироватьavmich (//forum/user/13551/) написал:Из леса, вестимо.
Откуда дровишки, Старый?
Цитата: Старый от 27.12.2020 21:03:51Может это всётаки маты теплоизоляции?И ещё про китайцев же
При высоких температурах характерных для южных стран азотный тетроксид испаряется. На Ариане-4 сбрасываемые панели теплоизоляции тоже имелись.
Цитата: Старый от 27.12.2020 22:19:15У них там весь головной обтекатель обделан этими мешками, как у Протона. Только у Протона их снимают перед стартом а у них отлетают уже в полёте. И оба двигательных отсека. И всё это начинает осыпаться постепенно сверху вниз. Ночью не видно, а днём душераздирающее зрелище как верхушка ГО вдруг начинает раскрываться и распадаться на куски.
Облетают остатки: https://b14643.de/Spacerockets_1/China/CZ-4/Gallery/CZ-4B_YG-14_1big.jpg
Начало процесса. Обтекатель только начинает открываться: https://phototass4.cdnvideo.ru/width/1200_4ce85301/tass/m2/uploads/i/20151127/4138804.jpg
Цитата: Антикосмит от 27.12.2020 23:43:39Дурной вопрос. Могут ли газы при каких-то условиях диффундировать против градиента давления?Если парциальное давление водорода снаружи меньше, чем внутри дирижабля, то водород будет диффундировать наружу.
Пример. Берем дирижопль с жестким каркасом, заполняем его водородом и создаем небольшое разрежение. Будет ли он диффундировать наружу или нет? Стенку для внешних газовать считать непроницаемой.
Цитата: zandr от 27.12.2020 23:31:48Но - почему?Потому что это - китайцы. :)
Цитата: Наперстянка от 29.01.2021 04:17:02Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.Можно и 300атм сделать) на водороде то)
Цитата: Георгий от 23.12.2019 12:47:34Можно ли было сделать из РД-111 однокамерник (оставив неизменной турбину)? (предположим, что проблемы с ВЧ победимы, без кардана)Можно, так же как и рд-171.
Если да (скорее всего да), то насколько неоптимально будет для него сопло с максимальным диаметром 1,34 м ? ( чтобы запихнуть в диаметр 4,1 м не 4, а 6-7 движков).
Цитата: Просто Василий от 29.01.2021 14:48:07Глядя на французское описание Vulcain https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fusée) (https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fus%C3%A9e)) , где написано, что "В ходе квалификационных испытаний уже появились трещины в охлаждающих трубах, но они были отремонтированы в соответствии с необходимыми стандартами качества. К сожалению, только реальные условия полета позволяют выявить глубокую проблему конструкции ракетного двигателя этого типа." (нашли таки французы себе приключений с водородом) , можно прийти к выводу, что для водородного ЖРД закрытая схема с охлаждением кислородом и с дожиганием кислородного газа тоже даст отличный УИ без подобных проблем, особенно это чувствуется, глядя на характеристики РД-191М (бесстрашный пример охлаждения керосином). Если не применять для охлаждения водород (кроме "завесы" в КС конечно), то и низкие обороты водородного ТНА можно сделать, и давление в КС получить не менее 100 атм, - УИ получается очень неплохой,- выше 480 с . Не пойму французов, зачем они свой Vulcain стали охлаждать водородом? КС на трубках? Я понимаю, что водород - не керосин, 200 атм для водородного ТНА наверно много, но 100 атм для водорода не портят общее впечатление от УИ. Где и в каком месте охлаждение кислородом и дожигание кислорода может испортить эффектное УИ водородного ЖРД, если для холодного водорода поставить отдельный ТНА?Цитата: Наперстянка от 29.01.2021 04:17:02Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.Можно и 300атм сделать) на водороде то)
Смотри у j-2x, Vulcain, le-7, le-9, наверное у j-2x максимальный у.и для открытой схемы в вакууме 448сек. А для открытой схемы большое давление в какой то момент уменьшает у.и. оптимум 10-12 МПа.
Цитата: Наперстянка от 30.01.2021 05:38:19Максимально бредовая идея в водородном жрд охлаждать кислородом, а потом ещё и дожигать его. Все нормальные люди делают с водородным охлаждением, а такие проблемы могут быть в любом ЖРД. С кислородом, и кислородным охлаждением проблем ещё больше, и надёжность в разы меньше.Цитата: Просто Василий от 29.01.2021 14:48:07Глядя на французское описание Vulcain https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fusée) (https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fus%C3%A9e)) , где написано, что "В ходе квалификационных испытаний уже появились трещины в охлаждающих трубах, но они были отремонтированы в соответствии с необходимыми стандартами качества. К сожалению, только реальные условия полета позволяют выявить глубокую проблему конструкции ракетного двигателя этого типа." (нашли таки французы себе приключений с водородом) , можно прийти к выводу, что для водородного ЖРД закрытая схема с охлаждением кислородом и с дожиганием кислородного газа тоже даст отличный УИ без подобных проблем, особенно это чувствуется, глядя на характеристики РД-191М (бесстрашный пример охлаждения керосином). Если не применять для охлаждения водород (кроме "завесы" в КС конечно), то и низкие обороты водородного ТНА можно сделать, и давление в КС получить не менее 100 атм, - УИ получается очень неплохой,- выше 480 с . Не пойму французов, зачем они свой Vulcain стали охлаждать водородом? КС на трубках? Я понимаю, что водород - не керосин, 200 атм для водородного ТНА наверно много, но 100 атм для водорода не портят общее впечатление от УИ. Где и в каком месте охлаждение кислородом и дожигание кислорода может испортить эффектное УИ водородного ЖРД, если для холодного водорода поставить отдельный ТНЦитата: Наперстянка от 29.01.2021 04:17:02Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.Можно и 300атм сделать) на водороде то)
Смотри у j-2x, Vulcain, le-7, le-9, наверное у j-2x максимальный у.и для открытой схемы в вакууме 448сек. А для открытой схемы большое давление в какой то момент уменьшает у.и. оптимум 10-12 МПа.
Цитата: Просто Василий от 30.01.2021 06:28:11Максимально бредовая идея в водородном жрд охлаждать кислородом, а потом ещё и дожигать его. Все нормальные люди делают с водородным охлаждением, а такие проблемы могут быть в любом ЖРД. С кислородом, и кислородным охлаждением проблем ещё больше, и надёжность в разы меньше.Но вот я читаю про ЖРД 11Д58МФ https://journals.ssau.ru/vestnik/article/view/2587/2603 (https://journals.ssau.ru/vestnik/article/view/2587/2603) и вижу мечту поэта:
С кислородном охлаждением были только стендовые жрд на керосине, с малой тягой, не один не летал. У LauncherSpace будет с кислородным охлаждением.
Цитата: Наперстянка от 30.01.2021 13:37:59В чем тут бред с физической стороны?В том что для водородного жрд охлаждение кислородом не требуется, есть водород, так же как для метанового, водород лучше охлаждает, и работоспособность много выше. 11д58мф это керосиновый, не большой относительно жрд, который ни когда не летал и не полетит, имеет сомнительную надёжность.
Цитата: Просто Василий от 30.01.2021 14:31:26Дело не в том, что этот двигатель не летал, а в том, что он при испытаниях подтвердил надёжность и эффективность охлаждения камеры сгорания ЖРД жидким кислородом, по факту испытаний. Водород же конечно лучше охлаждает, но при рассмотрении вопроса о том, насколько же лучше, то выясняется, что это улучшение не столь большое, как хотелось бы поклонникам водородного охлаждения. Это происходит из-за того, что у водорода в коэффициент теплоотдачи с поверхности больше, чем у кислорода, только на скромные 1,4-1,5 раза, и в справочниках вынуждены писать, к примеру, что "Более эффективное охлаждение [водородом] позволяет при тех же размерах увеличить мощность турбогенераторов на 15 – 20 %". Охлаждающий эфект водорода лучше на скромные 20 %. - И это уже не мечта поэта, вот если бы лучше было в несколько раз, то не имеет смысла пренебрегать таким улучшением. А вот что касаемо работоспособности водорода, вот тут-то и начинаются неприятные нюансы. Какой конструктор может сказать, что протискивать горячий водород сквозь форсунки с t 500 °C есть не серьезная проблема для габаритов КС? А я так уверен, что именно из-за этого нюанса водород не пошел в космонавтике широким фронтом, как хотелось бы любителям отличного УИ. Турбиночку-то для разогретого водорода надо делать основательно увесистую и скорость вращения там, как на урановых центрифугах, не шуточная, не то, что при холодном водороде. Все это отражается и на себестоимости изделия не в лучшую сторону.Цитата: Наперстянка от 30.01.2021 13:37:59В чем тут бред с физической стороны?В том что для водородного жрд охлаждение кислородом не требуется, есть водород, так же как для метанового, водород лучше охлаждает, и работоспособность много выше. 11д58мф это керосиновый, не большой относительно жрд, который ни когда не летал и не полетит, имеет сомнительную надёжность.
Для не больших керосиновых жрд ещё приемлемо охлаждение кислородом, раз у керосина теплосьем плохой.
Цитата: Георгий от 14.02.2021 21:08:06Напомните, пожалуйста, почему в двигателе открытого цикла нельзя или не создавали давление в 150 ат?Потери на привод турбины превысят эффект от повышения давления. Станет только хуже и дороже.
Поставить турбину помощнее... (И перескочим вч неустойчивость)
Цитата: Георгий от 14.02.2021 21:08:06Напомните, пожалуйста, почему в двигателе открытого цикла нельзя или не создавали давление в 150 ат?Создавали. В двигателе 2-й ступени УР-100.
Поставить турбину помощнее... (И перескочим вч неустойчивость)
Цитата: Дмитрий В. от 14.02.2021 22:06:07Создавали. В двигателе 2-й ступени УР-100.Насколько помню, в 11Д425А тоже 150 атм.
Цитата: Дмитрий В. от 14.02.2021 22:06:07Создавали. В двигателе 2-й ступени УР-100.Спасибо, но жаль, что нет примеров про керосин/кислород.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 12:15:19Коллеги, такой вопрос. А зачем делают пневмоблоки в составе ЖРД (с гелием, например - для обеспечения работы пневмоклапанов, раскрутки ТНА и прочего) при наличии в составе РН баллонов с гелием?На мой дилетантский взгляд потому, что так проще, легче, дешевле, надежней чем городить систему трубопроводов, клапанов, управляющих всем этим цирком систем и пр.
Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
Цитата: telekast от 29.03.2021 14:13:42На мой дилетантский взгляд потому, что так проще, легче, дешевле, надежней чем городить систему трубопроводов, клапанов, управляющих всем этим цирком систем и пр.Я наверное не очень внятно обрисовал свой вопрос.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 14:35:37А дополнительные трубопроводы, которые надо тянуть от бака "О" с клапанами, редукторами и прочим не компенсируют ли всю "экономию"?Цитата: telekast от 29.03.2021 14:13:42На мой дилетантский взгляд потому, что так проще, легче, дешевле, надежней чем городить систему трубопроводов, клапанов, управляющих всем этим цирком систем и пр.Я наверное не очень внятно обрисовал свой вопрос.
В составе "Зенита", "Ангары" и так есть свои баллоны с гелием. Зачем ставить автономные баллоны с гелием ещё в составе двигателя?.. Это и дублирование, и увеличение массы.
Цитата: Дмитрий В. от 29.03.2021 14:44:45А дополнительные трубопроводы, которые надо тянуть от бака "О" с клапанами, редукторами и прочим не компенсируют ли всю "экономию"?Так клапаны редукторы нужны в любом случае.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 12:15:19Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..Я так понимаю, это определяется удаленностью баллонов от двигателя и необходимостью греть гелий. На МЛМ и Заре СПУ двигателей, как и раньше питается от общих ШБ гелия, на Бризах - тоже. Кроме того на Бризах и запуск С5.98 от БВД. Без шприц-клапанов.
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 12:15:19Коллеги, такой вопрос. А зачем делают пневмоблоки в составе ЖРД (с гелием, например - для обеспечения работы пневмоклапанов, раскрутки ТНА и прочего) при наличии в составе РН баллонов с гелием?
Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.03.2021 17:07:05МБ заводу-двигателестроителю проще гарантировать кач-во?Вот думаю это и есть основной аргУмент. Чтобы всё проверить в ходе огневого контрольно-технологического испытания и не городить какую-то стендовую систему, имитирующую ракетную.
Цитата: Штуцер от 29.03.2021 16:55:09Я так понимаю, это определяется удаленностью баллонов от двигателя и необходимостью греть гелий. На МЛМ и Заре СПУ двигателей, как и раньше питается от общих ШБ гелия, на Бризах - тоже. Кроме того на Бризах и запуск С5.98 от БВД. Без шприц-клапанов.Тоже как вариант. Спасибо :)
Цитата: Штуцер от 02.04.2021 22:10:25Хотелось бы отметить, что один компонент каждый двигатель может брать непосредственно из бака. Это самая оптимальная схема по гидравликеЭто как на Сатурне-5.
Цитата: Штуцер от 02.04.2021 22:26:33На Сатурне 5 так по обоим компонентам. Я говорю про бак Г ФалконаА как по баку Г Флакона? Двигуны кольца могут кормиться с переферии бака (допустим, если нижнее днище выпуклое. как у 15А14). Но центральный-то двигун придётся кормить горючим тоже с переферии - тянуть до него трубопровод, который выйдет длинным.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.03.2021 17:08:29Так, у меня есть RPA Lite - простое и бесплатное ПО для моделирования ЖРД. Есть ли что-то ещё в этом духе? Желательно ещё и для моделирования РН.Amesim. Кто-то поговаривает, что есть на Рутрекере. Но я этого, конечно, не знаю.
Цитата: C-300-2 от 02.04.2021 22:35:06Зачем? Центральный питается от центра.Цитата: Штуцер от 02.04.2021 22:26:33На Сатурне 5 так по обоим компонентам. Я говорю про бак Г ФалконаА как по баку Г Флакона? Двигуны кольца могут кормиться с переферии бака (допустим, если нижнее днище выпуклое. как у 15А14). Но центральный-то двигун придётся кормить горючим тоже с переферии - тянуть до него трубопровод, который выйдет длинным.
Цитата: C-300-2 от 02.04.2021 21:52:44Коллеги, а вот такой вопрос. У Флакона-9 двигуны расположены по кольцу + один в центре.
Возникает вопрос: а как расположить трубопроводы так, чтобы критерий L/F (длина/площадь трубопровода) был одинаков для всех 9-и двигунов первой ступени? :-[
Я вижу только два варианта:
1) Сделать к центральному двигуну подвод О и Г короткими трубопроводами, но с повышенным диаметром.
2) Первым запускать центральный двигун, потом двигуны по кольцу.
П. С. очевидно, хотелось бы, чтобы у всех двигунов критерий был одинаков для обеспечения одинаковых характеристик запуска.
Искал в инете снимки хвостового отсека и не нашёл внятной схемы разводки трубопроводов :(
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 17:26:20А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?Вряд ли. Насколько помню предельная дальность мобильной связи километров тридцать. На большее просто не хватает мощности передатчика самого мобильника. Базовая станция много мощнее, но что толку то если она мобилу не услышит. У Гейтса, помнится, был в конце 90-х - начале нулевых проект сети низкоорбитальных спутников для подобной цели.
Цитата: telekast от 04.04.2021 17:35:55это когда и там, и там ненаправленные антенны; а если и в телефоне, и на спутнике фазированный узкий луч - .. как знать, как знать.. никогда не говори никогда ; )Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 17:26:20А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?Вряд ли. Насколько помню предельная дальность мобильной связи километров тридцать. На большее просто не хватает мощности передатчика самого мобильника. Базовая станция много мощнее, но что толку то если она мобилу не услышит. У Гейтса, помнится, был в конце 90-х - начале нулевых проект сети низкоорбитальных спутников для подобной цели.
Цитата: DiZed от 04.04.2021 18:39:56Речь про ОБЫЧНЫЙ мобильный телефон. И я с трудом представляю себе фазированную решетку в 360 на 180 градусов с практически мгновенной сменой ориентации, например, когда при разговоре юзер крутит башкой, перекидывает телефон из руки в руку и прочие обычные действия.Цитата: telekast от 04.04.2021 17:35:55это когда и там, и там ненаправленные антенны; а если и в телефоне, и на спутнике фазированный узкий луч - .. как знать, как знать.. никогда не говори никогда ; )Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 17:26:20А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?Вряд ли. Насколько помню предельная дальность мобильной связи километров тридцать. На большее просто не хватает мощности передатчика самого мобильника. Базовая станция много мощнее, но что толку то если она мобилу не услышит. У Гейтса, помнится, был в конце 90-х - начале нулевых проект сети низкоорбитальных спутников для подобной цели.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 19:11:34Ладно, хотя бы в чехол такую штуку встроить можно?Ога. В наспинный. ;D
Цитата: telekast от 04.04.2021 19:02:34Речь про ОБЫЧНЫЙ мобильный телефон. И я с трудом представляю себе фазированную решетку в 360 на 180 градусов с практически мгновенной сменой ориентации, например, когда при разговоре юзер крутит башкой, перекидывает телефон из руки в руку и прочие обычные действия.не, ну это точно не завтра ; ) - но что через 10 лет обычный мобильный телефон будет выглядеть так же как сейчас - совсем не факт; айфон проявился в 2007, и 10 лет назад "обычный" сотовый телефон был все еще тоже совсем другим. а мгновенная смена ориентации - ну вот работает же оптическая стабилизация в фотоаппаратах от гиродатчиков.. собственно фазированная антенная решетка инерционности в формировании луча не имеет
Цитата: DiZed от 04.04.2021 19:42:06Исчо бы вред от сфокусированного радиолуча обнулить и будет щастя. А то идешь, такой, по улочке а тебе от окружающих во все места радивалучами тычут, а потом жена обижаеься и волосы выпадают. Я еще в армии усвоил, что лезть в створ самой маломощной радиорелейки не надо. От греха. ;DЦитата: telekast от 04.04.2021 19:02:34Речь про ОБЫЧНЫЙ мобильный телефон. И я с трудом представляю себе фазированную решетку в 360 на 180 градусов с практически мгновенной сменой ориентации, например, когда при разговоре юзер крутит башкой, перекидывает телефон из руки в руку и прочие обычные действия.не, ну это точно не завтра ; ) - но что через 10 лет обычный мобильный телефон будет выглядеть так же как сейчас - совсем не факт; айфон проявился в 2007, и 10 лет назад "обычный" сотовый телефон был все еще тоже совсем другим. а мгновенная смена ориентации - ну вот работает же оптическая стабилизация в фотоаппаратах от гиродатчиков.. собственно фазированная антенная решетка инерционности в формировании луча не имеет
Цитата: telekast от 04.04.2021 21:11:18Исчо бы вред от сфокусированного радиолуча обнулить и будет щастя.ну вряд ли плотность энергии должна быть значимо выше, нежели когда обычный телефон у уха или в кармане. поскольку он в небо светит - то скорее уж наоборот. но это конечно всецело умозрительности, фундаментальное качество прогресса - нелинейность и непредсказуемость его траектории ; ). как у хармса в рассказике про залезшего в сундук человека - "жизнь побеждает смерть неизвестным науке способом"
Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?А зачем?
Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Для расчетки :)Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?А зачем?
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Грузчикам?! :oЦитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Для расчетки :)Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?А зачем?
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Для расчетки (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Бочка! ;D
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01А раму куда отнесете? ;)Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Для расчетки :)Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?А зачем?
Цитата: Штуцер от 07.04.2021 20:29:32А раму куда отнесете? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)Как в схеме деления - так и относить :)
Цитата: Штуцер от 07.04.2021 20:29:32Я - в группу "Двигательная установка". ;)Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01А раму куда отнесете? ;)Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Для расчетки :)Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?А зачем?
ЦитироватьЯ - в группу "Двигательная установка".Да. Сектор, разрабатывавший монтажи двигателей был в отделе двигательных установок. ;)
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Разделите на отсеки: носовой, топливный(он же - центральный), двигательный(он же - хвостовой)...Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Для расчетки :)Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?А зачем?
Цитата: C-300-2 от 29.04.2021 23:46:23Коллеги! Я вот тут задумался. А как 11Д123 проходили КТИ?.. У них же сопло сильно высотное?.. И нет радиационного насадка, чтобы без него проводить испытания.А вакуумный Раптор как проходит?
Даже если КТИ не было, то без КВИ и СПИ - никак.
Неужели все товарные изделия гоняли на ОСИ в НИЦ РКП с их высотными эжекторными установками?
П. С. смежный вопрос. А как моделировали высотные условия при испытаниях УРМ-2?
Насколько я понимаю, если их не моделировать, то возрастает вероятность прогара сверхзвуковой части сопла и его смятие атмосферным давлением.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 08:07:13А вакуумный Раптор как проходит?Без соплового радиационноохлаждаемого насадка?) В тсзть земном исполнении)
Цитата: C-300-2 от 29.04.2021 23:46:23Коллеги! Я вот тут задумался. А как 11Д123 проходили КТИ?.. У них же сопло сильно высотное?.. И нет радиационного насадка, чтобы без него проводить испытания.Сайт Южмаша (https://yuzhmash.com/ru/technologys/ognevye-ispytatelnye-stendy/) утверждает, что их стенды:
Даже если КТИ не было, то без КВИ и СПИ - никак.
Неужели все товарные изделия гоняли на ОСИ в НИЦ РКП с их высотными эжекторными установками?
П. С. смежный вопрос. А как моделировали высотные условия при испытаниях УРМ-2?
Насколько я понимаю, если их не моделировать, то возрастает вероятность прогара сверхзвуковой части сопла и его смятие атмосферным давлением.
Цитировать
- обеспечивают испытания ЖРД с тягой от 2 до 150 тc;
- массовый расход компонентов топлива до 300 кг/с;
- термостатирование компонентов топлива и матчасти двигателей ±50 °С;
- снабжение газами (гелием, азотом, воздухом) до 350 кгс/см²;
- имитация натуральных условий для двигателей II-й ступени и выше по давлению на срезе сопел – 0,01, кгс/см².
Цитата: Бертикъ от 30.04.2021 10:44:24Сайт Южмаша (https://yuzhmash.com/ru/technologys/ognevye-ispytatelnye-stendy/) утверждает, что их стенды:Данке шён! :) :)
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 10:48:12Ю уэлком ;DЦитата: Бертикъ от 30.04.2021 10:44:24Сайт Южмаша (https://yuzhmash.com/ru/technologys/ognevye-ispytatelnye-stendy/) утверждает, что их стенды:Данке шён! :) :)
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 17:33:28Сделал подборку по зарубежным стартапам. Было интересно - сколько тратится времени на разработку ЖРД.Хорошая работа! Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/
Дополнения, исправления, комментарии приветствуются.
Конечно, наверняка про какие-то стартапы я забыл.
Орбиты, на которые доставляется ПН (высота, наклонение) я не указывал - всё же баллистика не предмет этой справки.
Кое-какие стартапы я не включил по ряду причин (например, двигатель с вытеснительной подачей).
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Хорошая работа!Спасибо!
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/ (https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/)Намеренно не включил. Они ещё не дошли до огня всего двигуна, только КС.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 18:02:50И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!И охлаждение КС кислородом. И полностью медная КС, напечатанная СЛС.
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:04:28Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 18:02:50И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!И охлаждение КС кислородом. И полностью медная КС, напечатанная СЛС.
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
Китайцы предпочитают метан.
Единственная китайская фирма, использующая ЖК+керосин прямым текстом написала: мы делаем клон Мерлина-1. ;D
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.04.2021 19:27:57Все подробности тут http://www.galactic-energy.cn/index.php/En/List/cid/18Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:04:28Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 18:02:50И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!И охлаждение КС кислородом. И полностью медная КС, напечатанная СЛС.
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
Китайцы предпочитают метан.
Единственная китайская фирма, использующая ЖК+керосин прямым текстом написала: мы делаем клон Мерлина-1. ;D
Можно подробнее?
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:02:28А вот то что они пишут, что у их ЖРД пламя синие и диски Маха видны, Это вообще реально на керосине? Видеть диски Маха? :D достигнуто это в связи с отсутствием керосиновой завесы, но все таки это керосин, у семейства РД-170 пламя тоже синее ;D но бриллиантов не видно)Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Хорошая работа!Спасибо!Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/ (https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/)Намеренно не включил. Они ещё не дошли до огня всего двигуна, только КС.
Аналогичный китайский стартап включил для статистики по Китаю.
А так этому двигуну уделяется самое пристальное внимание. :)
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 19:36:37А вот то что они пишут, что у их ЖРД пламя синие и диски Маха видны, Это вообще реально на керосине? Видеть диски Маха? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cheesy.png)Абсолютно реально. Есть статья Дарона о том, как Энергомаш разрабатывал конструкцию КС со стенками, спаянными по вершинам рёбер. И он пишет, что в модельной камере охлаждение было щедрое, водой от стенда. В статье пишет, что пламя было голубое, прозрачное. Теперь можем увидеть то же самое спустя 70 лет на ютубе :)
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 19:36:37достигнуто это в связи с отсутствием керосиновой завесыИменно.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 19:36:37но все таки это керосин, у семейства РД-170 пламя тоже синее (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png) но бриллиантов не видно)Значит, не хватает динамического диапазона фотокамер.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.04.2021 19:27:57Можно подробнее?Выше уже ответили. :)
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:50:45Наверняка метрические, пляски с коротким и длинными тоннами обычно происходят в США.Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.04.2021 19:27:57Можно подробнее?Выше уже ответили. :)
Мне вот интересно, у них на сайте написано: "With 40 tons Variable Thrust". Имеются в виду короткие "тоны" или человеческие метрические?
Я-то в таблице эти 40 "тон" перевёл в кН как метрические :-[
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 20:05:00Наверняка метрические, пляски с коротким и длинными тоннами обычно происходят в США.А как бы убедиться?
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 20:09:47Точно! Это загадка, может знают, может ошиблись, все таки ракеты делают, должны же использовать СИ.Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 20:05:00Наверняка метрические, пляски с коротким и длинными тоннами обычно происходят в США.А как бы убедиться?
Я так понимаю, что когда имеют в виду короткие, то пишут "ton" (как у китайцев на сайте), а когда метрические - то "метрик тоннз" или просто "тонн".
Знают ли эти тонкости китайцы?
Справка писалась в дикой запаре, поэтому до таких тонкостей дела не было. Но теперь имеет смысл разобраться. :)
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 20:17:02Точно! Это загадка, может знают, может ошиблись, все таки ракеты делают, должны же использовать СИ.Они могли использовать и короткие тоны, ориентируясь на западную аудиторию. Тем более ориентация на западный рынок :-[
Цитата: Просто Василий от 03.05.2021 11:18:29Вопрос, у семейства рд170 управление вектором тяги происходит только за счёт качания КС и сопла через установленный сильфон, по нему идёт кислый газ, а вот по тем трубопроводам по которым идёт керосин от ТНА к соплу, на них тоже сильфоны стоят?Если я не путаю, то вот один из них:
Цитата: Просто Василий от 03.05.2021 11:18:29Вопрос, у семейства рд170 управление вектором тяги происходит только за счёт качания КС и сопла через установленный сильфон, по нему идёт кислый газ, а вот по тем трубопроводам по которым идёт керосин от ТНА к соплу, на них тоже сильфоны стоят?Компенсаторы угловых и линейных перемещений, в том числе сильфонного типа, стоят там, где надо компенировать линейные и угловые перемещения. ;) :D
Цитата: Просто Василий от 05.05.2021 08:26:22А сколько единиц у.и. отнимает завеса керосина в КС, в том же семействе РД-170 например?"Несколько".
Цитата: Просто Василий от 05.05.2021 08:26:22А сколько единиц у.и. отнимает завеса керосина в КС, в том же семействе РД-170 например?В статье "Анализ возможных направлений совершенствования кислородно-керосиновых ЖРД" Г.П. Калмыков, Е.В. Лебединский, В.И. Тарарышкин анализируют в т. ч. двигатель РД-191. При отказе от завесного охлаждения удельный импульс в вакууме повышается на 4,26 секунд.
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 18.05.2021 13:10:55почему не 10 футов? это 3,05 метра :)Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Цитата: Старый от 18.05.2021 13:20:33Ага точно ;D, у клятых пиндосов полностью аэрозиный Титан имеет офигенное массовое совершенство, не уж то думали поФторить таким образом?))Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:28:38Цитата: Старый от 18.05.2021 13:20:33Ага точно ;D, у клятых пиндосов полностью аэрозиный Титан имеет офигенное массовое совершенство, не уж то думали поФторить таким образом?))Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Думаю тут есть другой ответ, любитель китая может знают?
Цитата: Старый от 18.05.2021 13:10:55Сомнительно что китайцы решили использовать футовую систему. Скорее всего совпадение случайно.Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.05.2021 16:54:18Имени его уже не помню.Цянь Сюэсэй?
Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 15:50:19Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.
Цитата: Дмитрий В. от 19.05.2021 17:59:07А вот мне нужен объем, т.е. масса окислителя и топлива по банкам) через Км посчитать?Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 15:50:19Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.
Начальная масса блока, кг 454 150,77 168 776,20 50 721,63
Конечная масса блока, кг 35 630,00 13 620,00 5490
Isp (atm) (s) 288 326,5 324,62
Isp (vac) (s) 315,8 326,5 324,62
Тяга в вакууме, тс 1120,8 237,44 62,51
Расход топлива, кг/с 3 549,08 727,23 192,56
Дросселирование
Вычитаете из начальной массы конечную, получаете массу рабочего запаса топлива.
Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 15:50:19Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.У меня в закромах есть только суммарная масса топлива по ступеням (но без первоисточника, и за точность не ручаюсь):
Цитата: C-300-2 от 18.05.2021 19:02:05Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.05.2021 16:54:18Имени его уже не помню.Цянь Сюэсэй?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 11:01:05Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.Преферанс был запущен на версии 541, на один ускоритель меньшей чем топовая. Весил 3.8 тонны. Так что 2.5 тонны уложатся.
Цитата: Старый от 21.05.2021 13:41:40Весил 3.8 тонны. Так что 2.5 тонны уложатся.В смысле 3.5 тонны.
Цитата: Старый от 21.05.2021 14:34:30Цитата: Старый от 21.05.2021 13:41:40Весил 3.8 тонны. Так что 2.5 тонны уложатся.В смысле 3.5 тонны.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 20:09:39А где вы развесовку эту нашли?У Гюнтера, нашего, Кребса.
Цитата: Старый от 21.05.2021 20:12:37Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 20:09:39А где вы развесовку эту нашли?У Гюнтера, нашего, Кребса.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 20:15:10Всм?Чиво? ??? ::)
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:28:38так известное дело - чтобы в случае войны американцы не могли запускать трофейные китайские ракеты со своих пусковых установок!Цитата: Старый от 18.05.2021 13:20:33Ага точно ;D, у клятых пиндосов полностью аэрозиный Титан имеет офигенное массовое совершенство, не уж то думали поФторить таким образом?))Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Думаю тут есть другой ответ, любитель китая может знают?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 11:01:05Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.https://www.ulalaunch.com/docs/default-source/rockets/atlas-v-and-delta-iv-technical-summary.pdf
Цитата: Sam Grey от 22.05.2021 00:44:1480% -это без учета торможения ( с аэро или без)? Там орбитер или посадочный модуль ?Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 11:01:05Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.https://www.ulalaunch.com/docs/default-source/rockets/atlas-v-and-delta-iv-technical-summary.pdf
Там снизу цифры для TLI.
(К Марсу будет на Кентавре можно закинуть 80% от того, что можно запустить к Луне).
ЦитироватьЦянь Сюэсэй?Цянь СюэсэНЬ ведь.
Цитата: Просто Василий от 01.06.2021 18:02:46Сопловая вставка должна была отстреливаться? Это рд-0120м, думаю он же 14д12Один из ранних вариантов. Более поздние предусматривали ВСН из УУКМ.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39138.jpg)
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?Да в принципе так и есть. Эффект от повышения УИ до уровня НК-33/НК-39К или РД-182 (керосинового) при одновременном повышении конечной массы блока, если и даёт эффект, то мизерный - в пределах точности расчётов. Почему американцы и предпочитали не выжимать из ЖРД последние крохи УИ, а "вылизывали" конструкцию.
Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 16:44:11По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:59:13РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 16:44:11По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:59:13По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.Мой справочник подсказывает мне, что у РД-120К масса сухая 1080 кг.
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:01:09РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/ (https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/)Существует мнение, что это масса залитого изделия, в справочниках указывают массу сухую 1080 кг :-[
Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 17:04:06Масса залитого там тоже указана 1260 кгЦитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:01:09РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/ (https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/)Существует мнение, что это масса залитого изделия, в справочниках указывают массу сухую 1080 кг :-[
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:05:06Масса залитого там тоже указана 1260 кгНе верю! (с)
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:01:09Тогда дела у него будут ещё хужеЦитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:59:13РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 16:44:11По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 17:11:18В любом случае, 9 штук РД-120К проигрывают по массе одному РД-171. С учётом лучшего удельного импульса у последнего, Мпн с РД-171 будет выше. :-[А я о том что если делать жрд на догг то с давлением не менее 18.5 МПа, а может даже не менее 21 МПа, иначе смысла нет, ни по стоимости ни по массе выводимой ПН.
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 17:18:09А я о том что если делать жрд на догг то с давлением не менее 18.5 МПа, а может даже не менее 21 МПа, иначе смысла нет, ни по стоимости ни по массе выводимой ПН.Похоже на то.
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 17:18:09НК-33.Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 17:11:18В любом случае, 9 штук РД-120К проигрывают по массе одному РД-171. С учётом лучшего удельного импульса у последнего, Мпн с РД-171 будет выше. :-[А я о том что если делать жрд на догг то с давлением не менее 18.5 МПа, а может даже не менее 21 МПа, иначе смысла нет, ни по стоимости ни по массе выводимой ПН.
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 18:00:27НК-33.Данными по 11Д111 нужно пользоваться аккуратно, ИМХО. Он всё же без узла качания и рамы. Так что лучше посмотреть по AJ-26. :-[
Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09Вопрос возник по ТТУ, у ЖРД тягу можно посчитать зная площадь критики, давление в КС и коэффициент тяги сопла, а у ТТУ как? вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?
Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?Так расход возрос :-[
Цитата: C-300-2 от 15.06.2021 14:31:50Ну да :DЦитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?Так расход возрос :-[
Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09Вопрос возник по ТТУ, у ЖРД тягу можно посчитать зная площадь критики, давление в КС и коэффициент тяги сопла, а у ТТУ как? вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?Площадь поверхности горения увеличилась.
Цитата: Бертикъ от 15.07.2021 11:01:29Да и 502-й глушковский явно той же породы)О! Спасибо :)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.А это как? На тросике в атмосферу стабилизирующие/управляющие поверхности/плоскости спустить? ::)
Цитата: telekast от 15.07.2021 17:25:22Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.А это как? На тросике в атмосферу стабилизирующие/управляющие поверхности/плоскости спустить? ::)
Цитата: telekast от 15.07.2021 17:25:22А это как?Это как спутник "Стрела". Или как ГОЧЕ.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Цитата: Штуцер от 15.07.2021 21:11:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 17:22:16Я тем временем написал Игорю Никищенко, насчёт массы Е-2. А чё, вдруг скажет.:o Ого, круто! Было б интересно его послушать. Вдруг и ещё чего расскажет.
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 16:41:20Коллеги, Саттон меня ввёл в заблуждение относительно величин удельного импульса двигунов "Титана-1". В таблице поправил.Хорошая, спасибо!
В качестве извинений - статья от Аэроджета с характеристиками ЖРД "Титанов" (как МБР, так и РН).
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:55:24Спэшиал фо Старый - статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"Сэнк!
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:55:24статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"На этом месте Макдоннел-Дуглас и скуксился. :(
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:05:14я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:55:24Спэшиал фо Старый - статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"Сэнк!
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:14:43я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?Статья так себе, без новой информации. А что за сайт?
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:16:35да какой-то авиакосмический (могу в пн на работе глянуть). дерëт зараза 25 баксов за каждую статью. благо, знаю как скачивать забесплатно в обход.Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:14:43я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?Статья так себе, без новой информации. А что за сайт?
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:20:14П. С. а вот статья с характеристиками ЖРД Титанов отличная. Всë по полочкам, всему можно доверять (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Да.
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:16:35Ну, ладно. А когда твоя статья про Дельту будет? :)Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:14:43я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?Статья так себе, без новой информации. А что за сайт?
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:38:07Ну, ладно. А когда твоя статья про Дельту будет? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Никогда! 8)
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:38:39а я ждал :(Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:38:07Ну, ладно. А когда твоя статья про Дельту будет? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)Никогда! 8)
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:42:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 17:22:16Я тем временем написал Игорю Никищенко, насчёт массы Е-2. А чё, вдруг скажет.:o Ого, круто! Было б интересно его послушать. Вдруг и ещё чего расскажет.
П. С. Я всё хочу начать читать его статью, в которой он обосновывает ПГС двигуна. Я так понял, он её написал, работая в Фаерфлае ::)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 07:10:59(https://images-ext-1.discordapp.net/external/WMQycrFzW4STw4Fq2anstm5kh481iqSso9TpAG87kuo/https/media.discordapp.net/attachments/528667739049689088/865807654139854858/unknown.png)Круто! и по английски явно хорошо шпрехаете - завидую!
Цитата: C-300-2 от 17.07.2021 11:36:45Круто! и по английски явно хорошо шпрехаете - завидую!
Цитата: C-300-2 от 17.07.2021 11:36:45только... советский человек в либрах-фунтах не мыслит! ;D
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 11:53:19226,8 кг, но это всё равно грубая оценка. ТВР выходит порядка 26.Пздц. Тяжëлый, как вся моя жизнь.
Цитата: C-300-2 от 17.07.2021 12:09:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 11:53:19226,8 кг, но это всё равно грубая оценка. ТВР выходит порядка 26.Пздц. Тяжëлый, как вся моя жизнь.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 15:18:02Панели СБ спутников Протон расположены как пропеллер. Что со временем вызвало закрутку аппарата.Цитата: Штуцер от 15.07.2021 21:11:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Можно подробнее?
Цитата: Штуцер от 17.07.2021 20:31:41Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 15:18:02Панели СБ спутников Протон расположены как пропеллер. Что со временем вызвало закрутку аппарата.Цитата: Штуцер от 15.07.2021 21:11:18Можно подробнее?Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 12:25:44(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)Связь, антенны? ::)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Цитата: telekast от 25.07.2021 16:05:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 12:25:44(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)Связь, антенны? ::)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 16:18:47"Работает? Не трогай!!!"©первая заповедь хакераЦитата: telekast от 25.07.2021 16:05:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 12:25:44(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)Связь, антенны? ::)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Неаккуратно как-то.
Цитата: C-300-2 от 27.07.2021 09:09:17Коллеги, объясните неспециалисту: в каких случаях на спутнике ставятся две панели солнечных батарей, а в каком - одна?.. Где-то слышал, что на спутниках, выведенных то ли на солнечно-синхронную, то ли на терминаторную орбиту, ставится всегда одна панель СБ...
Заранее спасибо за научение.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.07.2021 15:11:22Это 100% придумали до меня и дали название, но какое?Сублимационная сушка? ??? ::)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.07.2021 15:11:22Это 100% придумали до меня и дали название, но какое?Пишут - просто СЛС...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 31.07.2021 15:57:40С-300-2, ты недавно спрашивал про аддитивные технологии и тому подобное - вот это прям в тему.Спасибо :)
Цитата: C-300-2 от 05.08.2021 18:14:11Коллеги, кто подскажет. Выбираю подшипник, упорный, под узел качания двигателя. :) Глаз лежит на сферический упорный подшипник скольжения. Просмотрел несколько каталог, например:
https://www.podshipnik.ru/upload/iblock/237/FLURO%20hk-ru.pdf
и везде одна и та же беда: угол качания весьма мал, порядка 4...5 град. Есть ли какие-нибудь упорные с Большим углом качания, градусов 7...8? :-[
Цитата: Дмитрий В. от 05.08.2021 19:03:35А чего бы не сделать обычный сферический шарнир?Ага... а как бы его обозвать в запросе гуглу?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 05.08.2021 18:30:39В смысле выбираю?По работе :)
По работе, чисто по приколу, или свой SpaceX основать удумали?
Цитата: C-300-2 от 05.08.2021 20:45:34Когда мы проектировали этот движок,то рассчитывали изготовить шарнир по чертежам.Цитата: Дмитрий В. от 05.08.2021 19:03:35А чего бы не сделать обычный сферический шарнир?Ага... а как бы его обозвать в запросе гуглу?
наверняка СКФ или ФАГ что-нибудь похожее выпускают.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33Это я к чем?А если рекомбинация происходит прямо в баке то корабль с места развивает первую космическую скорость но в разные стороны.
А к тому, что большая часть энергии в хим реакции кислород + водород = вода тратится на разрыв связей водорода и кислорода, а если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:53:05У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?
А то про водород то я нашёл, а вот про кислород всё ссылки на офигенных медиков, исцеляющих все и вся перекисью водорода.
Цитата: Старый от 14.08.2021 17:02:17Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33Это я к чем?А если рекомбинация происходит прямо в баке то корабль с места развивает первую космическую скорость но в разные стороны.
А к тому, что большая часть энергии в хим реакции кислород + водород = вода тратится на разрыв связей водорода и кислорода, а если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд...
Цитата: azvoz от 14.08.2021 17:12:20Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:53:05У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?Некоторым условным подобием атомарного кислорода является озон.
А то про водород то я нашёл, а вот про кислород всё ссылки на офигенных медиков, исцеляющих все и вся перекисью водорода.
Третий атом легко отрывается.
Плотность выше.
Температура сжижения ниже.
Более менее стабильные растворы в кислороде существуют.
Токсичность меньше чем у гипотетического атомарного кислорода.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:15:05Прям в баке не надо, нужна отдельная камера расщепления или что-то типа того.Тогда на расщепление понадобится такая же энергия что выделится при рекомбинации.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48топливной паре атомарный водород + озон УИ будет ...622 секунды в вакуумеЭтого за глаза хватит даже для одноступа.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48При тех же параметрах и атомарном кислороде как топливе УИ будет 584 секунды на уровне моря, 1005 секунд в вакууме и температуры в КС 5100 К. Массовый расход на квадратный метр сопла 24,5 кг/с.Охлаждать будем атомарным водородом? ;)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:53:05У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?Тут с обычным водородом проблем выше крыши,а у атомарного будут сложности на порядки больше.
Цитата: Старый от 14.08.2021 17:24:17Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:15:05Прям в баке не надо, нужна отдельная камера расщепления или что-то типа того.Тогда на расщепление понадобится такая же энергия что выделится при рекомбинации.
Цитата: azvoz от 14.08.2021 17:25:12Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48топливной паре атомарный водород + озон УИ будет ...622 секунды в вакуумеЭтого за глаза хватит даже для одноступа.
Цитата: Старый от 14.08.2021 17:25:27Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48При тех же параметрах и атомарном кислороде как топливе УИ будет 584 секунды на уровне моря, 1005 секунд в вакууме и температуры в КС 5100 К. Массовый расход на квадратный метр сопла 24,5 кг/с.Охлаждать будем атомарным водородом? ;)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 18:01:40Вай нот?Двигатель может развить первую космическую скорость прямо со старта...
Цитата: Старый от 14.08.2021 19:12:23Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 18:01:40Вай нот?Двигатель может развить первую космическую скорость прямо со старта...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд.насколько я представляю, кислород тут лишний, просто рекомбинация атомарного водорода дает импульс ~ 2000 c. вот только температура при этом >>5000 K.. но это ничем не отличается от того, что - при наличии источника энергии - вы просто будете греть водород, неважно - через атомизацию и рекомбинацию или как иначе
Цитата: Старый от 14.08.2021 19:12:23Двигатель - да, ракета - нет. ;DЦитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 18:01:40Вай нот?Двигатель может развить первую космическую скорость прямо со старта...
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:38:52Двигатель - да, ракета - нет. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)В этом то и вся проблема. :(
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Могу в понедельник. Потерпит? :)
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Цитата: DiZed от 14.08.2021 19:54:54Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд.насколько я представляю, кислород тут лишний, просто рекомбинация атомарного водорода дает импульс ~ 2000 c. вот только температура при этом >>5000 K.. но это ничем не отличается от того, что - при наличии источника эжнергии - вы просто будете греть водород, неважно - через атомизацию и рекомбинацию или как иначе
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Цитата: C-300-2 от 15.08.2021 10:48:56250 тс на уровне моря.Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Могу в понедельник. Потерпит? :)
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
только и тяга ещë нужна.
Цитата: Дмитрий В. от 15.08.2021 19:30:50Вы недавно писали что Старшип можно сделать и на водороде в тех же размерах, с жрд с изменяемым соотношением компонентов, это вы его хотите посчитать?Цитата: C-300-2 от 15.08.2021 10:48:56250 тс на уровне моря.Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Могу в понедельник. Потерпит? :)
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
только и тяга ещë нужна.
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Тяга земная Rзем=2452,5 кН
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35- восстановительный ГГА вот это надо щитать. А то кислорода идёт прям дофига и хватит ли расхода водорода для замыкания баланса ТНА?..
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атмRвак=3554,571 кН;
Цитата: C-300-2 от 16.08.2021 09:44:17Н-да, результат не тот, на который я рассчитывал. Смысла нет. Спасибо!Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Тяга земная Rзем=2452,5 кН
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Цитата: Просто Василий от 16.08.2021 07:04:18На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.Цитата: Дмитрий В. от 15.08.2021 19:30:50Вы недавно писали что Старшип можно сделать и на водороде в тех же размерах, с жрд с изменяемым соотношением компонентов, это вы его хотите посчитать?Цитата: C-300-2 от 15.08.2021 10:48:56250 тс на уровне моря.Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Могу в понедельник. Потерпит? :)
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
только и тяга ещë нужна.
Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.4/5. 2300 тонн из 2900.
Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 20:28:18При таких размерах и 10% разница - это не мало!Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58Немало для чего?Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 20:28:18При таких размерах и 10% разница - это не мало!Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Цитата: azvoz от 14.08.2021 17:35:06Вот какой-нибудь стабильный раствор озона в ЖК более реален, и мог бы дать прибавку и по плотности и по энергетике.У Дж. Д. Кларка в книжке "Зажигание!" ( (https://www.rulit.me/data/programs/resources/pdf/Klark_Zazhiganie-Neformalnaya-istoriya-zhidkogo-raketnogo-topliva_RuLit_Me_645946.pdf)Igniton! (http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf)), в 8-й главе, про это кое-что написано. Вряд ли с тех пор что-то серьезно изменилось :-)
Но я думаю со всем этим баловались серьёзные спецы ещё 50 лет назад.
Цитата: mik73 от 18.08.2021 15:49:26У Дж. Д. Кларка в книжке "Зажигание!" ( (https://www.rulit.me/data/programs/resources/pdf/Klark_Zazhiganie-Neformalnaya-istoriya-zhidkogo-raketnogo-topliva_RuLit_Me_645946.pdf)Igniton! (http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf)), в 8-й главе, про это кое-что написано. Вряд ли с тех пор что-то серьезно изменилось :-)Что он там писал про метан? ;)
Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58Я кстати, приврал ;D 15% - это если сравнивать с ЖК-керосином. Но у нас ЖК-ЖМ, поэтомуц габариты у водороднника будут больше всего на 5-7%Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 20:28:18При таких размерах и 10% разница - это не мало!Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Цитата: Старый от 18.08.2021 20:09:27Цитата: mik73 от 18.08.2021 15:49:26У Дж. Д. Кларка в книжке "Зажигание!" ( (https://www.rulit.me/data/programs/resources/pdf/Klark_Zazhiganie-Neformalnaya-istoriya-zhidkogo-raketnogo-topliva_RuLit_Me_645946.pdf)Igniton! (http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf)), в 8-й главе, про это кое-что написано. Вряд ли с тех пор что-то серьезно изменилось :-)Что он там писал про метан? ;)
Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?Есть.
Цитата: mik73 от 19.08.2021 09:01:09И почему у меня не ищет поиском? :( Потому что я ламер? ??? ::) :-[ :-\Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?Есть.
Цитата: Старый от 19.08.2021 09:24:32И почему у меня не ищет поиском? Потому что я ламер?Именно так.
Цитата: mik73 от 19.08.2021 11:13:43Надо не искать поиском в том месте, куда совершенно по другому поводу пальцем ткнули, а книжку читать. Лучше в оригинале :-)В книжке поиск точно ничего не ищет. Это потому что я ламер? :( ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 19.08.2021 12:03:45Это потому что я ламер?Ты сказал (с).
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.08.2021 20:58:07Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.Во времена Кларка не предполагали, что метан станет замечательным исключением, как не образующий смол, коксов и пр. гадости в восстановительных газогенераторах
Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Цитата: Плейшнер от 19.08.2021 15:43:43Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.08.2021 20:58:07Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.Во времена Кларка не предполагали, что метан станет замечательным исключением, как не образующий смол, коксов и пр. гадости в восстановительных газогенераторах
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Он её пишет. В виде постов на форуме ;DЦитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:53:25Иные, но не это.Цитата: Плейшнер от 19.08.2021 15:43:43Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.08.2021 20:58:07Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.Во времена Кларка не предполагали, что метан станет замечательным исключением, как не образующий смол, коксов и пр. гадости в восстановительных газогенераторах
Вообще он таки говорил, что выбор углеводородного горючего осуществляется из иных соображений, кроме УИ и плотности.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Как же он прошёл мимо столь гениального топлива как метан?Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Цитата: Старый от 20.08.2021 00:26:01Потому что все химики искали ДОЛГОХРАНИМОЕ топливо.Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".Как же он прошёл мимо столь гениального топлива как метан?
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Цитата: Старый от 20.08.2021 00:26:01Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Как же он прошёл мимо столь гениального топлива как метан?Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.08.2021 09:06:47Там ещё приводились примеры ракетного двигателя с метаном и кислородом в выхлопе, который потом дожигался в прямоточном воздушно-реактивном двигателе...Брррр... Я наверно это не читал, и слава богу.
Цитата: Старый от 20.08.2021 13:43:41Так он, значит не советовал что метан лучше керосина? ??? ::)
Цитата: Старый от 20.08.2021 13:43:41Брррр... Я наверно это не читал, и слава богу.
Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:10:32Смысл в супер надежности таких конструкций (прощай кавитации и пульсации), так же можно в разы увеличивать габариты КС и тягу, и конечно - многоразовость. Но такое богатство для трудолюбивых, понимающих толк в искусстве.Цитата: C-300-2 от 16.08.2021 09:44:17Н-да, результат не тот, на который я рассчитывал. Смысла нет. Спасибо!Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Тяга земная Rзем=2452,5 кН
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Цитата: Наперстянка от 21.08.2021 14:17:05Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:10:32Смысл в супер надежности таких конструкций (прощай кавитации и пульсации), так же можно в разы увеличивать габариты КС и тягу, и конечно - многоразовость. Но такое богатство для трудолюбивых, понимающих толк в искусстве.Цитата: C-300-2 от 16.08.2021 09:44:17Н-да, результат не тот, на который я рассчитывал. Смысла нет. Спасибо!Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:Тяга земная Rзем=2452,5 кН
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.08.2021 18:07:12А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?А за счет замечательной конструкции, холодного и легкого водорода.
Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Цитата: Наперстянка от 21.08.2021 19:08:51Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.08.2021 18:07:12А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?А за счет замечательной конструкции, холодного и легкого водорода.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:57Нет, 200 т - это масса ПГ в чистоте, без сухой массы ракетного блока (100 т).Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
ИМХО, там с сухой массой ступени.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Низкая плотность водорода способствует УИ, а его низкая температура может в конструкции способствовать уменьшению кавитаций кислорода, особо это касается головки КС. Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным, главное это то, что творится в самой КС, и вот там водород позволяет "развернуться" конструктору.Цитата: Наперстянка от 21.08.2021 19:08:51Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.08.2021 18:07:12А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?А за счет замечательной конструкции, холодного и легкого водорода.
Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...
Посмотрите на водородный и метановый старшипы. У метанового перекачиваемые объёмы окислителя и горючего примерно равны. А у водородного насос топлива должен перекачать огромный объём водорода.
Потому ИРЛ ЖРД на водороде снабжаются сложными многоступенчатыми насосами.
Ну ещё проблемы низких температур... Понижения прочности и т.п.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:47:10Прочность материалов растёт за счёт криоупрочнения. Может расти хрупкость.Для титана с никелем хрупкость не страшна.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:46:00Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:57Нет, 200 т - это масса ПГ в чистоте, без сухой массы ракетного блока (100 т).Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47ИМХО, там с сухой массой ступени.Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:47:10Прочность материалов растёт за счёт криоупрочнения. Может расти хрупкость.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Низкая плотность водорода способствует УИ,
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35а его низкая температура может в конструкции способствовать уменьшению кавитаций кислорода
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35главное это то, что творится в самой КС,
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35и вот там водород позволяет "развернуться" конструктору.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...Скорее наоборот.
Цитата: Старый от 22.08.2021 16:08:56Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...Скорее наоборот.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Вот я и вижу в формуле- чем меньше плотность среды, тем больше Х (сплошной однофазный поток при Х больше 1). "УИ зависит от молекулярной массы выхлопа" - водород замечательно дополнит продукты сгорания, особенно (но не только) в качестве антипульсационной и антитемпературной завесы.Цитата: Старый от 22.08.2021 16:08:56Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...Скорее наоборот.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40891.png)
Плотность таки роляет.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Кучу маленьких водородных насосов хороший конструктор заменит одним большим, где на множестве ступеней расположено по куче лопаток. Далее, сложность, брак - это все жаргон бракоделов и лентяев, например, таких, которые в свое время похоронили электронику.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,
Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54В первую очередь КС и насосов сверхвысокого давления.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35и вот там водород позволяет "развернуться" конструктору.
Конструктору чего?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Это понятно, что хорошие идеи не всегда даются публике.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.
Не улавливаю.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Цитата: Старый от 22.08.2021 18:07:38Но плотность там в первой степени, а скорость - во второй. А она обратно пропорциональна плотности.Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Цитата: opinion от 23.08.2021 07:05:37Это только на срезе форсунок и прочих тупоугольников. А на срезе бритвы она может и не появиться.Цитата: Старый от 22.08.2021 18:07:38Но плотность там в первой степени, а скорость - во второй. А она обратно пропорциональна плотности.Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Ну, если рисунок в масштабе выполнен, то видно, что водородный вариант больше по размерам. А "немало" - это я о деньгах. У Маска (да и не только у Маска, у любого частника) нет бездонной финансовой бочки в виде госбюджета. Потому, увеличение ракеты в размерах в десятки процентов, на стоимости её изготовления и обслуживания отразится в разы. (да, я ваш кэп). Кроме того, водород - тот ещё "секс в гамаке и стоя". Метан, может, и не так крут, за то дёшев и прост в эксплуатации. Опять же изрекаю банальщинуЦитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Цитата: Непричастный от 23.08.2021 09:17:03На самом деле там ошибка в исходных данных: Для 200-тонного Старшипа заданы те же габариты, что и для текущей версии (150 т на НОО). Если так, то 150-тонный водородник будет ощутимо меньше, и ни о каких "десятках процентов" разницы в размерах речи и быть не может. Стоимость изготовления пропорциональна массе конструкции, а она у обоих вариантов примерно равна (плюс-минус). Вся разница будет состоять в особенностях горючего. То, что водород на 2 порядка дороже жидкого метана - это факт, но насколько разница в 100 градусах хранения скажется на стоимости инфраструктуры - это пока вопрос: оба компонента криогенные и взрывоопасные, требуют мощной теплоизоляции и т.п.Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Ну, если рисунок в масштабе выполнен, то видно, что водородный вариант больше по размерам. А "немало" - это я о деньгах. У Маска (да и не только у Маска, у любого частника) нет бездонной финансовой бочки в виде госбюджета. Потому, увеличение ракеты в размерах в десятки процентов, на стоимости её изготовления и обслуживания отразится в разы. (да, я ваш кэп). Кроме того, водород - тот ещё "секс в гамаке и стоя". Метан, может, и не так крут, за то дёшев и прост в эксплуатации. Опять же изрекаю банальщинуЦитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:43:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Кучу маленьких водородных насосов хороший конструктор заменит одним большим, где на множестве ступеней расположено по куче лопаток. Далее, сложность, брак - это все жаргон бракоделов и лентяев, например, таких, которые в свое время похоронили электронику.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:49:11В первую очередь КС и насосов сверхвысокого давления.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:52:19Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Это понятно, что хорошие идеи не всегда даются публике.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.Не улавливаю.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 23.08.2021 10:44:52К чему я пришел, вам не ведомо, например к использованию дополнительного поршневого насоса сверхвысокого давления для борьбы с кавитацией. Далее, есть брак в производстве, а есть бракованное мышление конструктора. Далее, большой кристалл банально можно разделить на множество мелких и соединить выводы на литографическом оборудовании (позаботившись об эранах)Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:43:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Кучу маленьких водородных насосов хороший конструктор заменит одним большим, где на множестве ступеней расположено по куче лопаток. Далее, сложность, брак - это все жаргон бракоделов и лентяев, например, таких, которые в свое время похоронили электронику.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Ну собственно к многоступенчатому насосу ты и пришёл.
Дальше там пойдут разные обороты у каждой ступени, разные формы лопаток для каждого давления, разные диаметры ступеней или что-то в этом духе.
И брак, к сожалению, неотъемлемая часть производства.
Собственно и на электронщиков она сильно влияет. Сделать большой чип банально сложно и дорого как раз из-за большого процента брака, собственно потому процессора и имеют высокую частоту работы и малые размеры.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 23.08.2021 10:44:52Жидкий водород отлично гасит любую температуру без особых минусов. Боль у лентяев, у творца - праздник.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:49:11В первую очередь КС и насосов сверхвысокого давления.
Боль от высокой температуры сгорания, и многоступенчатых насосов.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 23.08.2021 10:47:30Это очень хорошо, что рано горит. Это лучше, чем позднее горение, при котором и взрываются КС, поэтому-то монометилгидразин и амил - почти идеальное топливо.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:52:19Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Это понятно, что хорошие идеи не всегда даются публике.Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.Не улавливаю.
Если говорить о высоком давлении/полной газификации топлива, то там головка КС как раз и испытывает большие нагрузки из-за того, что топливо начинает рано вступать в реакцию, и горит почти сразу, как вытечет из форсунки.
Цитата: opinion от 23.08.2021 07:05:37А при чём тут скорость? Речь шла о влиянии плотности.Цитата: Старый от 22.08.2021 18:07:38Но плотность там в первой степени, а скорость - во второй. А она обратно пропорциональна плотности.Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 24.08.2021 13:48:48Так, я тут нашёл в одной советской книжке, что американцы применяли 30%ный р-р фтора в кислороде для питания РН Атлас.Это совко поклёп или ошибка?
Хтонично
Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34Это совко поклёп или ошибка?
Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34А в чем "хтоничность"?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.08.2021 17:08:53Вряд ли.Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34Это совко поклёп или ошибка?
Не знаю.
P.S. Имелась ввиду добавка фтора в кислород для Центавра.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.08.2021 17:08:53путаетесь со "хтоничностью" - это не синоним "крутость + токсичность усилиями ботанов"Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34А в чем "хтоничность"?
Фтор же!
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 24.08.2021 13:48:48Так, я тут нашёл в одной советской книжке, что американцы применяли 30%ный р-р фтора в кислороде для питания РН Атлас.фтор+водород на модификации РЛ-10 точно жгли.
Хтонично.
Цитата: undefinedC-300-2 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=profile;u=60819)Цитата: azvoz от 18.08.2021 18:29:07Заработался, зарапортовался! :)Цитата: C-300-2 от 18.08.2021 17:54:15Это то понятно по определению.Цитата: azvoz от 18.08.2021 17:31:17А насколько можно увеличить характеристики РД-108Из преимуществ я вижу:
при использовании электро ТНА?
- отказ от перекиси и соответствующее упрощение системы подачи;
- обеспечение многократного запуска (необходимо внедрить систему химического зажигания, но это проверялось уже на огне);
- простая схема управления тягой путём изменения оборотов электродвигателя.
Я не призываю к этому (переходу на электро ТНА)- вопрос чисто теоретический.
А я спрашивал вас как специалиста - насколько можно увеличить характеристики?
Получится ли увеличить Тягу, УИ и тому подобное.
Я сейчас с телефона, завтра отвечу :)
Цитата: undefinedЯ не призываю к этому (переходу на электро ТНА)- вопрос чисто теоретический.Особенно интересует возможность кратковременного (хотя бы на 10-30 секунд) увеличение тяги , с последующим уменьшением благодаря гибкости электронасоса.
Цитата: azvoz от 25.08.2021 21:28:21Уважаемый C-300-2 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=profile;u=60819)Азвоз, а вы меня извините - на работе завал :( Как смогу - изложу свои мысли.
Напоминаю про ваше обещание (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 26.08.2021 15:47:29Заодно ещё для размышления (к С-300-2)В КС давление очевидно заметно выше, чем у наружного воздуха. Эжектировать логичнее в сопло для дожигания.
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
Цитата: Дмитрий В. от 26.08.2021 16:10:25Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 26.08.2021 15:47:29Заодно ещё для размышления (к С-300-2)В КС давление очевидно заметно выше, чем у наружного воздуха. Эжектировать логичнее в сопло для дожигания.
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 27.08.2021 10:43:05Кстати, интересно, есть ли плюс, если атмосферный ГТД будет работать и на эжектирование воздуха в сопло и как привод ТНА? Или уйдет в минус из-за массы конструкции?Цитата: Дмитрий В. от 26.08.2021 16:10:25Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 26.08.2021 15:47:29Заодно ещё для размышления (к С-300-2)В КС давление очевидно заметно выше, чем у наружного воздуха. Эжектировать логичнее в сопло для дожигания.
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
Да, не так выразился.
Кстати, находил патент США для РН с атмосферными двигателями. Хитрая траектория, чтобы сочетать и многоразовость, и возвращение к точке старта.
Траектория такая: РН с очень высокой тяговооружённостью вертикально стартует вверх, потом после прохождения плотных слоёв атмосферы отрубает атмосферные двигатели.
Потом ближе к апогею первая ступень снова включается, дожигая 5% оставшегося для выведения на орбиту топлива (это не считая резерва на посадку). Дожигание уже на большой высоте, как у обычного ракетного двигателя.
Дальше происходит отсоединение второй ступени (ХС у неё порядка 7,5 км/с) и её выход на орбиту.
Первая ступень просто вертикально вниз падает к старту, входит в плотные слои атмосферы, где снова могут работать атмосферные движки, а на них уже осуществляется посадка.
Цитата: ratcustorb от 27.08.2021 12:15:50есть ли плюс, если атмосферный ГТД будет работать и на эжектирование воздуха в сопло и как привод ТНА? Или уйдет в минус из-за массы конструкции?
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.200т - это скорей с запасом топлива на посадку которая понятное дело в ПН не входит. Маск говорил что у одноразового варианта ПН будет 250 тонн, но там ещё минус ТЗП, крылышки и т.д.
Цитата: Дмитрий В. от 23.08.2021 10:36:14То, что водород на 2 порядка дороже жидкого метана - это факт, но насколько разница в 100 градусах хранения скажется на стоимости инфраструктуры - это пока вопрос: оба компонента криогенные и взрывоопасные, требуют мощной теплоизоляции и т.п.Инфраструктура для жидкого метана сейчас ширпотреб, его танкерами возят. Т.е. дёшево и отработано. А для водорода - уникальная разработка и со всеми глюками.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то для РН в целом заметного плюса не будет.При условии многоразовости - 3 ступени ничуть не хуже двух. Тем более что 1я - это просто некий довесок ко 2й, отваливающийся на 10-15 км. И её кратность использования - многие тысячи запусков.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
Цитата: C-300-2 от 27.07.2021 09:09:17Коллеги, объясните неспециалисту: в каких случаях на спутнике ставятся две панели солнечных батарей, а в каком - одна?.. Где-то слышал, что на спутниках, выведенных то ли на солнечно-синхронную, то ли на терминаторную орбиту, ставится всегда одна панель СБ...Спутник должен глядеть вниз, а СБ - на солнце, поэтому ими приходится крутить. И тут лучше иметь симметричные массы.
Заранее спасибо за научение.
Цитата: Дем от 28.08.2021 10:44:54Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.200т - это скорей с запасом топлива на посадку которая понятное дело в ПН не входит. Маск говорил что у одноразового варианта ПН будет 250 тонн, но там ещё минус ТЗП, крылышки и т.д.Цитата: Дмитрий В. от 23.08.2021 10:36:14То, что водород на 2 порядка дороже жидкого метана - это факт, но насколько разница в 100 градусах хранения скажется на стоимости инфраструктуры - это пока вопрос: оба компонента криогенные и взрывоопасные, требуют мощной теплоизоляции и т.п.Инфраструктура для жидкого метана сейчас ширпотреб, его танкерами возят. Т.е. дёшево и отработано. А для водорода - уникальная разработка и со всеми глюками.
Цитата: Дем от 28.08.2021 10:44:54Как бы между понятиями "масса топлива" и масса "ПН" есть понятная разница, и обычно их не путают. Тем паче массы топлива на посадку там выделены отдельно.Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.200т - это скорей с запасом топлива на посадку которая понятное дело в ПН не входит. Маск говорил что у одноразового варианта ПН будет 250 тонн, но там ещё минус ТЗП, крылышки и т.д.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.Принципиально - ничем. Но для ЖК и ЖМ все проектные работы уже сделаны, можно условно говоря пойти в магазин и купить.
Цитата: Дем от 28.08.2021 11:20:59То есть если нет принципиального отличия, надо лишь тиражировать уже проверенные решения. И вся разница в стоимости будет обусловлена лишь разной толщиной теплоизоляции и различным объёмом резервуаров. То есть в реальной жизни никакой "огромной" разницы в инфраструктуре не будет.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.Принципиально - ничем. Но для ЖК и ЖМ все проектные работы уже сделаны, можно условно говоря пойти в магазин и купить.
Для водорода же - всё надо делать самому за свои деньги.
Т.е. разница как с покупкой куска мяса обычной свиньи в магазине и выращиванием какой-нибудь экзотической зверушки с нуля.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55Думаю что зависит от времени работы ступени.
Если ступень с ТРД закончит работу по окончании атмосферного участка то плюс будет.
Если тащить её заметно дальше - будет минус.
Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то для РН в целом заметного плюса не будет.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55динственное применение такой стартовой атмосферной ступени ПИАРНОЕ .
Низко-высотную мало-скоростную(до 2М) ступень проще сделать многоразовой в истинном понимании этого слова - она сможет без месячной мутной переборки, сразу взлетать после заправки(как привычные обывателям транспортные средства).
и мож
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55выпнув оттуда Маска с его позорной псевдо-многоразовой клоунадой.
Цитата: Дем от 28.08.2021 10:53:40Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то для РН в целом заметного плюса не будет.При условии многоразовости - 3 ступени ничуть не хуже двух. Тем более что 1я - это просто некий довесок ко 2й, отваливающийся на 10-15 км. И её кратность использования - многие тысячи запусков.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 11:44:09Третья ступень - лишний головняк, и дополнительная линия для производства и обслуживания.Головняк - да. А вот окупающийся или нет - большой вопрос, тут считать надо.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 11:47:16То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо. То есть разница в стоимости самого железа будет незначительной, поскольку материалы и схемные решения для криогенной техники одинаковы. И по сути, всё будет сводиться в основном к стоимости самого жжидкого водорода.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Разницей температур.
Метан охлаждается при тех же температурах, что и ЖК, им пойдёт хладагент одинаковой температуры, баки с одинаковой системой теплоизоляции, метан не такой взрывоопасный, под него тупо больше готовой инфраструктуры и он дешевле.
Ну и плотность и сжижаемость у водорода фигня.
Цитата: Дем от 28.08.2021 12:17:21Я вижу например такое - что-то типа Протона, только не боковые баки а ВРД, вдувающие воздух в сопла движков находящихся под ними.
Цитата: Дем от 28.08.2021 12:17:21Головняк - да. А вот окупающийся или нет - большой вопрос, тут считать надо.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03Хранить надо в дьюарах
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03и схемные решения для криогенной техники одинаковы.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо. То есть разница в стоимости самого железа будет незначительной, поскольку материалы и схемные решения для криогенной техники одинаковы. И по сути, всё будет сводиться в основном к стоимости самого жжидкого водорода.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 14:01:04То есть вся разница - в толщине теплоизоляции.Вот Вы можете сказать, во сколько раз водородная инфраструктура для ракет одинаковой грузоподъёмности будет дороже, чем метановая? "В 2,67 раза" или "В 1,15 раза"?
Не только.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03Хранить надо в дьюарах
Специальных дьюарах. Которые хотя бы держат водородные температуры без сильного падения прочности.
Ещё надо делать шугу и правильным образом растворять её в жидкой фазе...
Потому что без шуги водород на раз два испаряется (в шугообразном сначала тает шуга, потом испаряется жидкая фаза).Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо.
Только СПГ не просачивается сквозь всё и вся и не растворяется в большинстве металлов. Проблема решаема, но небесплатно.
Ещё особенность водорода порождать невидимое пламя.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03и схемные решения для криогенной техники одинаковы.
Особенно перевод ортоводорода в параводород, прям везде применяется.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо. То есть разница в стоимости самого железа будет незначительной, поскольку материалы и схемные решения для криогенной техники одинаковы. И по сути, всё будет сводиться в основном к стоимости самого жжидкого водорода.
И амортизации инфраструктуры под него.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 15:36:50Вот Вы можете сказать, во сколько раз водородная инфраструктура для ракет одинаковой грузоподъёмности будет дороже, чем метановая? "В 2,67 раза" или "В 1,15 раза"?ИМХО там будут не разы а порядки...
Цитата: Дем от 29.08.2021 00:28:54То есть точных цифр ни у Вас ни у кого другого нет, и все разговоры о "дороговизне" водородной инфраструктуры - пустышки. Пока не будет конкретных цифр по заправочной инфраструктуре для каждого вида топлива, говорить не о чем.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 15:36:50Вот Вы можете сказать, во сколько раз водородная инфраструктура для ракет одинаковой грузоподъёмности будет дороже, чем метановая? "В 2,67 раза" или "В 1,15 раза"?ИМХО там будут не разы а порядки...
Цитата: октоген2 от 28.08.2021 22:15:50Дмитрий В., при всем к Вам уважении как к практику, но после чтения мемуаров Губанова, где описаны все прелести водорода и мер по предотвращению пожаров и взрывов, мнится мне что метановая инфраструктура будет дешевле. Раза в 2 минимум. Ну и совмещенные днища тоже в пользу метана.Совмещённые днища применяются при любых компонентах .как Вам известно.
Цитата: октоген2 от 28.08.2021 22:15:50Дмитрий В., при всем к Вам уважении как к практику, но после чтения мемуаров Губанова, где описаны все прелести водорода и мер по предотвращению пожаров и взрывов, мнится мне что метановая инфраструктура будет дешевле. Раза в 2 минимум. Ну и совмещенные днища тоже в пользу метана.Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ. Да, в закрытом пространстве утечка водорода в воздух значительно более опасна, чем бензина, но не намного опаснее утечки метана. Кроме того, это во времена Энергии-Бурана датчики ГАО-ГАВ стоили бешеных денег, сейчас приличный питерский датчик на водород, если память мне не изменяет, стоит порядка 2-3тр. Азот для продувки - вообще - копейки. В советское время крупные мет. заводы имели электролизные с выходов водорода под десятки кг в сутки. И не взрывались. Сейчас уже летают беспилотники с ТЭ на газообразном водороде, готовятся, с выходом в 22году - на жидком, там время полуразряда ТЭ за счет испарения исчисляется часами (это по поводу ТИ для ЖВ). Тут пару лет назад сам разрабатывал дожигатель водорода для одного тех. процесса, а там кубометры за цикл. А готовых, в продаже дожигателей и нейтрализаторов водорода - хоть ... Т.е. водородные технологии уже пошли в массы и будут дальше развиваться.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 11:47:16Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана. Но, за счет большей плотности энерговыделение при взрыве метана будет в 3 раза больше, чем водорода такой же концентрации. И ситуацию не меняет даже большая бризантность смесей водорода.Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Разницей температур.
Метан охлаждается при тех же температурах, что и ЖК, им пойдёт хладагент одинаковой температуры, баки с одинаковой системой теплоизоляции, метан не такой взрывоопасный, под него тупо больше готовой инфраструктуры и он дешевле.
Ну и плотность и сжижаемость у водорода фигня.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана. Но, за счет большей плотности энерговыделение при взрыве метана будет в 3 раза больше, чем водорода такой же концентрации.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Если говорить о принципиальном различии водородной и метановой инфраструктуры, то различие будет только одно: при одинаковом теплопритоке в дюары с компонентами мощность системы термостатирования водородного комплекса будет раз в 5-6 больше мощности метанового.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.08.2021 10:05:13Дело в том, что взрывоопасные концентрации определяются как объемные концентрации. Чтобы перевести в энерговыделение - нужно умножить на плотность и теплотворную способность.Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана. Но, за счет большей плотности энерговыделение при взрыве метана будет в 3 раза больше, чем водорода такой же концентрации.
Но взрыв одного кг водорода мощнее взрыва одного кг метана.
Удельная теплота сгорания для водорода и метана равны соответственно 141 и 50 мегаджоулей на килограмм.Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Если говорить о принципиальном различии водородной и метановой инфраструктуры, то различие будет только одно: при одинаковом теплопритоке в дюары с компонентами мощность системы термостатирования водородного комплекса будет раз в 5-6 больше мощности метанового.
Ещё водород шугообразный, т.е. состоит из жидкой и твёрдой фаз, а ещё водород должен пройти специальную процедуру перевода ортоводорода в параводород, для чего нужны либо спец установки с катализаторами, либо долгое выдерживание.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 11:08:00Водород долговременно не хранят в шугообразном виде, разве что при перевозке. Для парирования теплопритока ставят азотный экран с рефрижераторами.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 11:08:00А пара-орто конверсию производят при ожижении водорода.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 08:35:26Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана.Зато энергия искры для зажигания метана нужна в 20 раз больше чем для водорода.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо.В учебниках по криогенике диапазоны температур как правило разделяют на три, с границами
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:26:18Я не знаю откуда Вы этого набрались, но в сети есть куча исследований процессов испарения и образования облаков метана при его проливе. Там как раз все с точностью до наоборот. Почитайте...Цитата: AlexNB от 29.08.2021 08:35:26Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ.
Не легкие углеводороды вообще, а конкретно жидкий метан, при проливе не образует взрывоопасной концентрации в воздухе.
А вот жидкий водород - образует.
Хотя водород как газ намного "легче" метана (соответственно быстрее покидает объем над местом пролива),
но зато имеет намного меньшую теплоту испарения. В результате действия этих механизмов, концентрация водорода в воздухе над местом пролива водорода взрывоопасная, а над метаном нет
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?Пересчитайте не в кг а в литрах ;)
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Почитайте...Почитайте...что?
ЦитироватьЯ не знаю откуда Вы этого набрались, но в сети есть куча исследований процессов испарения и образования облаков метана при его проливе. Там как раз все с точностью до наоборот.Вот найдите и почитайте:
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Вот единственное с чем можно согласиться, что водород быстрее покидает место пролива, чем метан.Даже если Вы вообще ни с чем не согласитесь, это не изменит законов физики
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 15:06:13Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Вот единственное с чем можно согласиться, что водород быстрее покидает место пролива, чем метан.Даже если Вы вообще ни с чем не согласитесь, это не изменит законов физики
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:55:42Дело в том, что плотность водорода и метана при температурах их испарения будут примерно одинаковы 1.3-1.7 кг/м3 (как ни странно).Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?Пересчитайте не в кг а в литрах ;)
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 16:54:15Кому интересно:В 4й строчке откровенная ложь.
Цитата: azvoz от 29.08.2021 17:57:31Кстати что это за опус и какое время написания?Гамбург Д.Ю. Водород свойства, получение, хранение, транспортирование, применение
Цитата: azvoz от 29.08.2021 17:57:31По поводу 4 строчки Вы не правы, лень искать в архиве, но есть много современных исследований, подтверждающих этот тезис.Цитата: AlexNB от 29.08.2021 16:54:15Кому интересно:В 4й строчке откровенная ложь.
По итогу:
сравнивание водорода с какими то неопределенно-абстрактными "углеводородами"
показывает. что автор скрин-странички либо неряшливый дурачок . либо тупой жулик
продвигающий водородную повесточку.
Кстати что это за опус и какое время написания?
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много новогоВы Гамбург Д.Ю. ? :o
Цитата: azvoz от 29.08.2021 18:30:16Нет, но я ее сделал и привел, поэтому и воспринял высказывание на свой счет.Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много новогоВы Гамбург Д.Ю. ? :o
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37По поводу 4 строчки Вы не правы, лень искать в архиве, но есть много современных исследований, подтверждающих этот тезис.вы про бензин или про метан?
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:39:32ну на мой взгляд очевидно, что речь шла про автора опуса "Гамбург Д.Ю. Водород свойства, получение, хранение, транспортирование, применение. 1989 год."Цитата: azvoz от 29.08.2021 18:30:16Нет, но я ее сделал и привел, поэтому и воспринял высказывание на свой счет.Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много новогоВы Гамбург Д.Ю. ? :o
Цитата: azvoz от 29.08.2021 18:42:00Современные материалы в основном по СПГ, по бензину уже давно все сказали.Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37По поводу 4 строчки Вы не правы, лень искать в архиве, но есть много современных исследований, подтверждающих этот тезис.вы про бензин или про метан?
Я лишь пишу что только дурачок или жулик
может делать выводы по опасности для всех углеводородов скопом.
В реале:
конкретно для бензина - одни выводы .
конкретно для метана - совершенно другие.
И это отражено в многочисленных стандартах классификации опасности веществ.
Подтвержденных жизнью в отличие от неряшливого перестроечного опуса Гамбург Д.Ю.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:54:29Современные материалы в основном по СПГ, по бензину уже давно все сказали.Современные материалы??
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:54:29Не хочется продолжать бессмысленную темуОна не бессмысленная.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 15:39:54Температуру, равную температуре испарения, газ будет иметь только в бесконечно-тонком слое.Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:55:42Дело в том, что плотность водорода и метана при температурах их испарения будут примерно одинаковы 1.3-1.7 кг/м3 (как ни странно).Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?Пересчитайте не в кг а в литрах ;)
Так, что что в кг что в литрах количество тепла пошедшее на их испарение будет не сильно различаться (конечно при условии равенства конечных концентраций).
А вот если еще учесть их теплоемкости, то разница будет сильно не в пользу метана.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 15:39:54Опять же по поводу температур воспламенения"Так пистолет, Шарапов, перевесит сто тысяч других улик"(С)
530-590 С для водорода и 650-690 для метана - разница не сильно...
Вот действительно чем плох водород, по сравнению с метаном - это энергия инициализации - у водорода в 10-14 раз меньше.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.08.2021 10:05:13Ещё водород шугообразный, т.е. состоит из жидкой и твёрдой фаз, а ещё водород должен пройти специальную процедуру перевода ортоводорода в параводород, для чего нужны либо спец установки с катализаторами, либо долгое выдерживание.Хотелось бы, чтобы он был шугообразный, но пока в ракетной технике не применяется.
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:26:18Если "место пролива" имеет такое большое значение, то в итоге получается лучший выбор - это керосин-октадекан? Как у Маска, что ли?Цитата: AlexNB от 29.08.2021 08:35:26Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ.
Не легкие углеводороды вообще, а конкретно жидкий метан, при проливе не образует взрывоопасной концентрации в воздухе.
А вот жидкий водород - образует.
Хотя водород как газ намного "легче" метана (соответственно быстрее покидает объем над местом пролива),
но зато имеет намного меньшую теплоту испарения. В результате действия этих механизмов, концентрация водорода в воздухе над местом пролива водорода взрывоопасная, а над метаном нет
Цитата: Наперстянка от 03.09.2021 15:48:58Если "место пролива" имеет такое большое значение, то в итоге получается лучший выбор - это керосин-октадекан?Нет - ибо почти вообще не испаряется. И если следуюший раз на это место прольют кислород - может неприятно получиться.
Цитата: Дем от 03.09.2021 20:37:17Пардон за назойливость, но если все-таки в этот же раз прольют жидкий кислород на это же место, то получается пара далекая по воспламенению от пары амил-диметилгидразин,- надо как-то добавить в это место горящий окурок, что ли (если прокурор позволит). А если ждать следующего раза, когда нечаянно зажгут это место электросваркой, то ведь дворник не будет ждать следующего пуска, а наверно заблаговременно тщательно уберет гадюшник под стартовым столом, продует щели сжатым воздухом, помоет все каким-нибудь скипидаром ... да и пойдет дальше пить горькую с топливозаправщиком Васей Раздолбайкиным. Так в какую щель прольют кислород-то, чтобы керосина хватило для фейерверка?Цитата: Наперстянка от 03.09.2021 15:48:58Если "место пролива" имеет такое большое значение, то в итоге получается лучший выбор - это керосин-октадекан?Нет - ибо почти вообще не испаряется. И если следуюший раз на это место прольют кислород - может неприятно получиться.
Цитата: ratcustorb от 25.09.2021 13:07:28Пропан нельзя использовать в качестве ракетного топлива? От него тоже сажа?И сажа и высокая пожаро- и взрыво- опасность.
Цитата: ratcustorb от 25.09.2021 13:07:28Пропан нельзя использовать в качестве ракетного топлива? От него тоже сажа?
Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 18:49:06Для такого размера вполне нормально)))
Всего около 15 Вт на кв. см.
header-tesla-675x380.png
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 19:08:12Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 18:49:06Для такого размера вполне нормально)))
Всего около 15 Вт на кв. см.
header-tesla-675x380.png
Ну тогда норм.
А чё он большой такой?
Какой-то прорыв, или от безысходности?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
На первый взгляд самым крутым вариантом будет водородный топливный элемент, но там нюанс в очень низкой плотности и даже с дикими давлениями в несколько сотен атмосфер не выйдет упихаться в объём.
Аммиачные топливные элементы выглядят круче. Лёгкая сжижаемость (правда сжиженный аммиак дальше сжимать будет сложно), весьма высокая эффективность и сильно минимизированные проблемы с катализатором (обычно это щелочные ТЭ с никелем как катализатором и предварительным высокотемпературным крёкингом аммиака на водород и азот, где последний стравливается в атмосферу, предварительно пройдя специальные катализаторы для катализа разложения образовавшихся при крёкинге оксидов азота).
Твердооксидные топливные элементы на природном газе (метане) вообще выглядят здорово, из-за большей, чем у аммиака, удельной теплотворности по массе и большей, чем у водорода, плотности. Но малый срок службы таких ТЭ печалит.
Метанол крут, но он всё равно недостаточно плотный/энерготворный.
Гидриды металлов по удельной массе водорода уступают разве что аммиаку (лучший результат у лития, а гидрид бериллия и аммиак превосходит, но он дорогой, зараза), но при этом они твёрдые и плотные. Но их разложение отдельная морока, как и перезаправка всего этого дела. Тот же гидрид лития разлагается при 850 (атмосферное давление) - 450 (вакуум) градусах Цельсия. Впрочем, в пределах температурных режимов топливных элементов.
Пока самый крутой вариант это...
Гидразин!
Очень плотный.
Легко хранится.
Имеет весьма высокий удельный вес водорода.
В присутствии катализаторов легко и экзотермично разлагается на водород и азот.
Если гидразин как восстановитель, то кислород соответственно окислитель.
Кстати. гидразин-кислородные топливные элементы реально были, правда инфы по ним мало.
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 22:35:51Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.Ага, надёжно...
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 23:09:05Ну, Вы еще Грету Тумберг поцитируйте!)Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 22:35:51Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.Ага, надёжно...
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Очень опасно!!
https://bellona.ru/2005/04/02/radioizotopnye-termoelektricheskie-g/
Цитата: Бертикъ от 30.09.2021 00:21:10Это не только опасно, но и требует лицензии на работу с источниками ионизирующего излучения, обученного и аттестованного персонала и т.д., дешевле бензиновый генератор выйдет ))Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 23:09:05Ну, Вы еще Грету Тумберг поцитируйте!)Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 22:35:51Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.Ага, надёжно...
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Очень опасно!!
https://bellona.ru/2005/04/02/radioizotopnye-termoelektricheskie-g/
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
Цитата: ratcustorb от 30.09.2021 07:53:33Это не только опасно, но и требует лицензии на работу с источниками ионизирующего излучения, обученного и аттестованного персонала и т.д., дешевле бензиновый генератор выйдет ))Вообще-то мы здесь говорим о космических энергоустановках...
ЕМНИП наземные РИТЕГи больше не выпускают.
Цитата: Бертикъ от 30.09.2021 12:04:36Когда Верный союзник с Окинавы поднял эту тему - не говорилось, что космические установки.Цитата: ratcustorb от 30.09.2021 07:53:33Это не только опасно, но и требует лицензии на работу с источниками ионизирующего излучения, обученного и аттестованного персонала и т.д., дешевле бензиновый генератор выйдет ))Вообще-то мы здесь говорим о космических энергоустановках...
ЕМНИП наземные РИТЕГи больше не выпускают.
Цитировать3. Радиоизотопные генераторы
а) Радиоизотопные генераторы могут использоваться для межпланетных полетов и других полетов за пределами гравитационного поля Земли. Они также могут использоваться на околоземной орбите, если после завершения рабочей части своего полета они хранятся на высокой орбите. В любом случае необходимо окончательное удаление.
b) Радиоизотопные генераторы защищаются системой защитной оболочки, спроектированной и сконструированной таким образом, чтобы выдерживать тепловые и аэродинамические нагрузки во время возвращения в верхние слои атмосферы в предвидимых орбитальных условиях, в том числе при входе с высокоэллиптических или гиперболических орбит, если это имеет место. При ударе о землю система защитной оболочки и физическая форма изотопов гарантируют отсутствие выброса радиоактивного материала в окружающую среду, с тем чтобы район падения можно было полностью дезактивировать путем проведения операции по эвакуации.
Цитата: AlexNB от 30.09.2021 08:17:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 18:23:55А где у спутника "дно" ;D ?Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?
Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 19:55:28Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 18:23:55А где у спутника "дно" ;D ?Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 17:44:03Ну если для домашнего использования, то дома и розетка есть. Пусть периодически кормится. ;)Цитата: AlexNB от 30.09.2021 08:17:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Вообще мне изначально пришла в голову идея о роботе-горничной/дворецком, для выполнения всех задач по дому, и не только в доме.
Я исходил из того, что механическая мощность у человека до 100 Ватт при не слишком напряжённой работе. Ну и типоразмеры тоже брал, чтобы в районе человеческих были. Потому что хуже, чем у человека делать нет смысла, проще сделать антропоморфное что-то. Ну а какая-нить каракатица или ещё какое достижения механики может быть и гораздо энергоэффективнее андроида.
Но да, осетра придётся урезать, приблизительно до 45-65 ватт.
При 45 ваттах и высоком КПД можно уместиться в год непрерывной работы при 96 кг гидразина, мб дольше, если что-то в гидразине растворить.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 20:11:14Обычно это место называют «голова».Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 19:55:28Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 18:23:55А где у спутника "дно" ;D ?Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Та часть/сторона спутника, которая по умолчанию должна смотреть на Землю.
Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.
Цитата: Sellin от 01.10.2021 13:35:04и по-умолчанию спутник будет крутится как попало.Ну почему же, градиент гравитационный аппараты удачных форм выставлять может в довольно стабильное состояние после смерти.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 10:42:06Обычно это место называют «голова».Что вам аж "голова", то нам всего лишь "надирная панель"!
Цитата: PIN от 01.10.2021 13:46:57У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...Цитата: thunder26 от 01.10.2021 10:42:06Обычно это место называют «голова».Что вам аж "голова", то нам всего лишь "надирная панель"!
Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10По-умолчанию это далеко не для всех аппаратов. Но в целом, очень распространенный вид ориентации, когда оси аппарата направляют согласно с орбитальной системой КА в текущий момент времени. Удобно это по нескольким причинам:Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Цитировать3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюсОрбитальная ориентация практически используется только на ГСО. На остальных орбитах либо земная (Гонец), либо солнечная (Молния), либо солнечно-земная (Глонасс)
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 13:57:16У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...У них же в документациидля LEO аппаратов - nadir panel.
Цитата: PIN от 01.10.2021 14:41:30На работе есть по Глобалстару и ЁрфКеир документы, надо глянуть ради интереса.Цитата: thunder26 от 01.10.2021 13:57:16У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...У них же в документациидля LEO аппаратов - nadir panel.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 14:36:57У Гонца с пассивной системой управления видимо так только и можно. На орбите типа "Молния" все по-разному летают в зависимости от задач. Арктика-М от НПОЛ летает в орбиталке, например. У ГЛОНАССа тоже видимо есть причины не делать орбиталку, о них я не знаю, никогда не доводилось работать с такими орбитами как у него. Кроме ГЛОНАССа на 19 тыс никто и не летает. Почти все ДЗЗ летают в орбиталке - это и Канопусы, это всякие Аисты (если не ошибаюсь), Метеоры и проч...Цитата: undefined3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюсОрбитальная ориентация практически используется только на ГСО. На остальных орбитах либо земная (Гонец), либо солнечная (Молния), либо солнечно-земная (Глонасс)
ЦитироватьНа орбите типа "Молния" все по-разному летают в зависимости от задач.Я про аппарат писал
ЦитироватьАрктика-М от НПОЛ летает в орбиталке, например.Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод. По этой причине Глонасс и Меридиан летают в солнечно-земной ориентации.
Цитата: AlexNB от 01.10.2021 09:35:59Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 17:44:03Ну если для домашнего использования, то дома и розетка есть. Пусть периодически кормится. ;)Цитата: AlexNB от 30.09.2021 08:17:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Вообще мне изначально пришла в голову идея о роботе-горничной/дворецком, для выполнения всех задач по дому, и не только в доме.
Я исходил из того, что механическая мощность у человека до 100 Ватт при не слишком напряжённой работе. Ну и типоразмеры тоже брал, чтобы в районе человеческих были. Потому что хуже, чем у человека делать нет смысла, проще сделать антропоморфное что-то. Ну а какая-нить каракатица или ещё какое достижения механики может быть и гораздо энергоэффективнее андроида.
Но да, осетра придётся урезать, приблизительно до 45-65 ватт.
При 45 ваттах и высоком КПД можно уместиться в год непрерывной работы при 96 кг гидразина, мб дольше, если что-то в гидразине растворить.
Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 14:12:431,2) Причины для постоянной ориентации мне были и так очевидны, все же о технической реализации.Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10По-умолчанию это далеко не для всех аппаратов. Но в целом, очень распространенный вид ориентации, когда оси аппарата направляют согласно с орбитальной системой КА в текущий момент времени. Удобно это по нескольким причинам:Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
1) обычно на КА есть целевая аппаратура (будь то оптическая камера или какая-то антенна) которая должна быть обращена в сторону Земли. Устанавливая это оборудование относительно направления в надир (собственно -Х орбитальной системы координат) определенным образом - можно это гарантировать на всех этапах полёта.
2) на аппарате обычно есть звездные датчики, которым смотреть в надир противопоказано. Ну зачем им смотреть в Землю? А вот направив их оптические оси под определенным углом от направления в зенит (под углом, потому что надо еще чтобы другие требования выполнялись) можно не переживать, что ими когда-то посмотрим в Землю, которая например на высоте функционирования аппарата 600 км занимает треть сферы.
3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
4) в орбитальной ориентации наблюдается равновесное состояние (если нет у КА центробежных моментов инерции), когда минимизируется гравитационный возмущающий момент. Если одна из осей КА, с которой совпадает один из главных центральных моментов инерции направлен в надир. Это особенно приятно для больших космических конструкций, таких как МКС.
В общем, причин позитивных довольно много :) Можно о них много рассуждать применительно к конкретному виду аппарата. Хотя напомню, не всегда такой вид ориентации является хорошим. Надо от целей и задач смотреть.
Цитата: Blackhavvk от 01.10.2021 17:47:093) никаких там затрат нет, все хорошо. Ориентацию делают на двигателях-маховиках или гиродинах, которые работают на электроэнергии. Ничего никто не выставляет, задавая скорость, аппарат просто на борту интегрирует уравнения орбитального движения (или решает аналитические соотношения, если точности достаточно), начальные условия закладываются с Земли. Таким образом он всегда знает как надо направлять свои оси, чтоб быть ориентированым в надир. Никакая скорость не выставляется, счисляется требуемая ориентация (которая однозначно определяется фазовым вектором или элементами орбиты, которые расчитаны на борту) в текущий момент времени, вот и все. Если аппарат на низкой орбите, там вообще ЖПС или ГЛОНАСС, ничего и интегрировать не надо. Что касается ВЭО, все там нормально за исключением прохождения перицентра, где надо просто чуть больше ускорения.Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 14:12:431,2) Причины для постоянной ориентации мне были и так очевидны, все же о технической реализации.Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10По-умолчанию это далеко не для всех аппаратов. Но в целом, очень распространенный вид ориентации, когда оси аппарата направляют согласно с орбитальной системой КА в текущий момент времени. Удобно это по нескольким причинам:Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
1) обычно на КА есть целевая аппаратура (будь то оптическая камера или какая-то антенна) которая должна быть обращена в сторону Земли. Устанавливая это оборудование относительно направления в надир (собственно -Х орбитальной системы координат) определенным образом - можно это гарантировать на всех этапах полёта.
2) на аппарате обычно есть звездные датчики, которым смотреть в надир противопоказано. Ну зачем им смотреть в Землю? А вот направив их оптические оси под определенным углом от направления в зенит (под углом, потому что надо еще чтобы другие требования выполнялись) можно не переживать, что ими когда-то посмотрим в Землю, которая например на высоте функционирования аппарата 600 км занимает треть сферы.
3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
4) в орбитальной ориентации наблюдается равновесное состояние (если нет у КА центробежных моментов инерции), когда минимизируется гравитационный возмущающий момент. Если одна из осей КА, с которой совпадает один из главных центральных моментов инерции направлен в надир. Это особенно приятно для больших космических конструкций, таких как МКС.
В общем, причин позитивных довольно много :) Можно о них много рассуждать применительно к конкретному виду аппарата. Хотя напомню, не всегда такой вид ориентации является хорошим. Надо от целей и задач смотреть.
3) Для круговых можно было бы допустить, что космический аппарат изначально вращается синхронно с землей. Но тут сразу 3 но:
-Погрешность в скорости вращения пришлось бы компенсировать, особенно изначальная скорость вращения, которая вероятно давала бы сильное отклонение.
-Орбиты деградируют по высоте а значит и по времени оборота вокруг земли, а значит и это нужно компенсировать, слишком выглядит затратным особенно столь точное выставление значения вращения.
-Однако особенно любопытен вопрос об ориентации аппаратов с большим эксцентриситетом. Либрация такого аппарата напрочь убила бы смысл его существования.
4)То есть мы все же говорим о гравитационном воздействии со стороны Земли? Для малых скоростей вращения аппарата это выглядит возможным. Это значит что космический аппарат не в любом положении будет стабильно ориентирован. Оси минимального - максимального момента вращения для сохранения равновесия должны быть сориентированы так, чтоб одна шла через надир-зенит а другая через астрономический горизонт по ходу или перпендикулярно направления движения. Вероятно стабильным является только случай, когда ось минимального - надир-зенит, а ось максимального горизонт перпендикулярно направлению движения, остальные это случаи нестабильного равновесия, хотя и они явно применимы, что видно по МКС.
Но это все размышления профана, хотелось бы услышать как оно есть на самом деле от профи.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой. Для большинства задач этого хватит. Но если хочется отказаться от привода, то конечно солнечная ориентация и шабаш
Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 20:58:21Ничего никто не выставляет, задавая скорость, аппарат просто на борту интегрирует уравнения орбитального движения (или решает аналитические соотношения, если точности достаточно), начальные условия закладываются с Земли. Таким образом он всегда знает как надо направлять свои оси, чтоб быть ориентированым в надир. Никакая скорость не выставляется, счисляется требуемая ориентация (которая однозначно определяется фазовым вектором или элементами орбиты, которые расчитаны на борту) в текущий момент времени, вот и все. Если аппарат на низкой орбите, там вообще ЖПС или ГЛОНАСС, ничего и интегрировать не надо.А инфракрасного датчика вертикали (датчика горизонта) не достаточно, чтобы сориентироваться в надир? Можно еще добавить звездный датчик, чтобы исключить вращение вокруг вертикальной оси.
Цитата: Blackhavvk от 01.10.2021 17:47:094)То есть мы все же говорим о гравитационном воздействии со стороны Земли? Для малых скоростей вращения аппарата это выглядит возможным.Опосредованно. "Верхняя" и "нижняя" части спутника движутся по разным орбитам - соответствнно возникает растягивающая сила.
Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 21:01:23Если есть разворот вокруг Х, то это не орбитальная ориентация.Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой.
Цитата: thunder26 от 02.10.2021 03:53:15Очень даже, просто ориентируем относительно орбитальной системы координат другие оси аппарата. Имеем же право? Имеем. Хотя, если это и называть орбитальной ориентацией, то конечно нужно оговориться :)Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 21:01:23Если есть разворот вокруг Х, то это не орбитальная ориентация.Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой.
Цитата: cross-track от 01.10.2021 21:46:04Хватит и одного звездного датчика. Сейчас это универсальный прибор, а не то, что было в 80х. ИК-вертикаль можно использовать, но зачем, если есть звездные датчики? Сейчас подобного рода приборы используются крайне редко, поскольку есть более удобные. А счислять свою траекторию на борту при нынешних вычислительных возможностях - сущий пустяк.Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 20:58:21Ничего никто не выставляет, задавая скорость, аппарат просто на борту интегрирует уравнения орбитального движения (или решает аналитические соотношения, если точности достаточно), начальные условия закладываются с Земли. Таким образом он всегда знает как надо направлять свои оси, чтоб быть ориентированым в надир. Никакая скорость не выставляется, счисляется требуемая ориентация (которая однозначно определяется фазовым вектором или элементами орбиты, которые расчитаны на борту) в текущий момент времени, вот и все. Если аппарат на низкой орбите, там вообще ЖПС или ГЛОНАСС, ничего и интегрировать не надо.А инфракрасного датчика вертикали (датчика горизонта) не достаточно, чтобы сориентироваться в надир? Можно еще добавить звездный датчик, чтобы исключить вращение вокруг вертикальной оси.
Цитата: Наименьший квадрат от 02.10.2021 06:43:50Если оси аппарата меняют свое положение относительно орбитальной системы координат, то это уже не орбитальная ориентация.Цитата: thunder26 от 02.10.2021 03:53:15Очень даже, просто ориентируем относительно орбитальной системы координат другие оси аппарата. Имеем же право? Имеем. Хотя, если это и называть орбитальной ориентацией, то конечно нужно оговориться :)Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 21:01:23Если есть разворот вокруг Х, то это не орбитальная ориентация.Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой.
Цитата: PIN от 01.10.2021 13:45:53Если честно, то сильно сомневаюсь. Если конечно речь не идёт про миллионы лет. Тогда да, выставит.Цитата: Sellin от 01.10.2021 13:35:04и по-умолчанию спутник будет крутится как попало.Ну почему же, градиент гравитационный аппараты удачных форм выставлять может в довольно стабильное состояние после смерти.
Цитата: Sellin от 02.10.2021 10:53:14Если честно, то сильно сомневаюсь. Если конечно речь не идёт про миллионы лет. Тогда да, выставит.Торможение вращения естественно не гравитацией. А вот положение после него - уже да.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 14:47:53У EarthCARE zenit/nadir.Цитата: PIN от 01.10.2021 14:41:30На работе есть по Глобалстару и ЁрфКеир документы, надо глянуть ради интереса.Цитата: thunder26 от 01.10.2021 13:57:16У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...У них же в документациидля LEO аппаратов - nadir panel.
Цитата: PIN от 05.10.2021 10:23:28А откуда у вас по EC документация? Я не смотрел, правда, список подрядчиков, некогда. Если откроете Satellite Technical Description (XXXX.SY.00021) То в той части, которая относится к механической структуре аппарата, именно nadir panel (например ."..mounted on a support structure on nadir panel as can be seen in Figure..."), много разДокументация - это очень громко сказано. Есть определенный набор документов. Откуда? Ну как бы работа такая - быть в курсе чего в мире делается.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 03.11.2021 19:22:47Там с корабля на старте какая-то белая фигня отваливается...Это возможно то чем носовые сопла до старта закрыты
Цитата: avmich от 27.12.2021 02:45:34Первый контраргумент, приходящий в голову - отсутствие технологических цепочек, то есть, учиться делать ракету промышленности придётся заново. Хмм...
Цитата: ZOOR от 27.12.2021 15:51:23Ну, не завод, а МИК, способный сваривать баки 1 ступени. А если вторая ступень (третья ступень Н-1) не влазит в ЖД габарит, то и её баки тоже. И навешивать двигатели.Цитата: avmich от 27.12.2021 02:45:34Первый контраргумент, приходящий в голову - отсутствие технологических цепочек, то есть, учиться делать ракету промышленности придётся заново. Хмм...Завод на космодроме? Что-то я таких мыслей даже для СТК не наблюдаю у ЛПР.
Цитата: avmich от 27.12.2021 02:45:34Почему восстановление Н-11 на новых движках - РД-191 - плохая идея? Ракета вроде была дешёвой, испытанной, достаточно грузоподъёмной?..Цена - вопрос сложный. До испытаний дело не дошло.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Хорошая работа! Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/ (https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/)Прошло более полугода. Расширил и углУбил.
Цитата: C-300-2 от 19.01.2022 18:47:03Всё, зафурычил интернет.Спасибо! Хотя список, конечно, далеко не полный.
В таблице пока отсутствует Изар Аэроспэйс.
Как дойдут руки, хочу ещё внести строку "материал конструкции", т. к. у кого углепластик, у кого - люминь либо сталюга.
Ещё, м. б., появится строка "конструкция бака" - стрингерно-шпангоутная, выращенная ВААМом, фрезерованная (как у АБЛ-я).
Ну и на самом деле надо перепроверить строки с датами.
Цитата: C-300-2 от 19.01.2022 18:47:03САТРАПЫ.pdf (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;topic=4151.0;attach=18045);D ;D ;D
Цитата: Дмитрий В. от 19.01.2022 19:14:57Спасибо! Хотя список, конечно, далеко не полный.Разумеется, не полный!
Цитата: Георгий от 13.05.2022 17:19:56А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?https://ru.wikipedia.org/wiki/TR-106
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
ЦитироватьПресс-релиз от 9.02.2022
Aurora Propulsion Technologies объявляет о выпуске нового сверхкомпактного двигателя для предотвращения столкновенийВ связи с растущим риском столкновения спутников с космическим мусором Aurora выпускает новый двигатель размером со спичечный коробок, получивший обозначение ARM-C.Пало-Альто, Калифорния, США. 9 февраля 2022 г. — Aurora Propulsion Technologies, финская компания, занимающаяся устойчивым использованием космоса, объявила сегодня о новом подруливающем устройстве ARM-C. Один малогабаритный двигатель предназначен для маневров предотвращения столкновений космических аппаратов массой от 1 до 200 кг.
Новый модуль Aurora Resistojet или двигатель предотвращения столкновений ARM-C упаковывает полную систему двигателя в очень компактный корпус размером со спичечный коробок.
Модуль ARM-C для предотвращения столкновений представляет собой микромасштабную двигательную установку, использующую топливо на водной основе для обеспечения безопасности ваших спутников CubeSat и SmallSats. Это самый простой вариант семейства продуктов Aurora ARM. ARM-C генерирует тягу 1 мН по команде с помощью одного резитореактивного двигателя. Форм-фактор с одним подруливающим устройством предназначен для серийного производства, что делает систему доступной по цене и доступной для быстрой поставки со склада. ARM-C можно использовать в составе группы из 2-10 двигателей для повышенных требований к тяге в более крупных спутниках с одним двигателем, рассчитанным на спутник массой до 25 кг.
ARM-C будет доступен для заказа немедленно, поставки начнутся в четвертом квартале 2022 года. Продукт будет доступен в готовом виде с января 2023 года.
Генеральный директор Aurora Роопе Такала говорит: «Мы гордимся тем, что расширяем наше предложение в области экологически безопасных продуктов для космических операций, чтобы помочь нашим клиентам защитить себя от столкновений с космическим мусором. Чрезвычайно компактный размер и экономичная конструкция ARM-C устраняют все оправдания для производителей спутников, которые не включают в свои спутники возможность предотвращения столкновений».
Двигатель ARM-C для предотвращения столкновений укрепляет позиции Aurora Propulsion Technologies как лидера в области технологий для устойчивых космических операций. ARM-C дополняет портфолио компании по продуктам для спуска с орбиты, предназначенным для удаления устаревших космических аппаратов с орбиты и предотвращения дополнительного образования космического мусора. Двигатель предотвращения столкновений решает проблему защиты космического корабля от существующего космического мусора и риска столкновения и превращения в космический мусор.
Контакт:
Тимо Мустонен | +358 40 554 4410 | timo.mustonen@aurorapt.fi (timo.mustonen@aurorapt.fi?_x_tr_sl=en&_x_tr_tl=ru&_x_tr_hl=ru&_x_tr_pto=sc)
Изображения и видеоконтент:
https://aurorapt.fi/media/ (https://aurorapt-fi.translate.goog/media/?_x_tr_sl=en&_x_tr_tl=ru&_x_tr_hl=ru&_x_tr_pto=sc)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/127257.png)
Посетите нашу страницу продуктов, чтобы узнать больше о нашем семействе продуктов ARM и найти техническое описание ARM-C.
ЦитироватьПресс-релиз от 9.02.2022А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?
Aurora Propulsion Technologies объявляет о выпуске нового сверхкомпактного двигателя для предотвращения столкновений
Цитата: Бертикъ от 14.05.2022 14:14:19А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?Это было бы недопустимым решением. Никто ваш CubeSat к полёту не допустит, если там взрывчатые вещества (а твёрдое ракетное топливо к таковым относится) на борту.
Цитата: SONY от 14.05.2022 16:18:21Ну, разве что по этой причине.Цитата: Бертикъ от 14.05.2022 14:14:19А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?Это было бы недопустимым решением. Никто ваш CubeSat к полёту не допустит, если там взрывчатые вещества (а твёрдое ракетное топливо к таковым относится) на борту.
Здесь же у нас резистор и вода (наверное в смеси с каким-нибудь там глицерином чтобы не замерзала) - полная безопасность. Такой спутник допустят к полёту просто по гарантийному письму, что ничего опасного на борту нет.
Цитата: Бертикъ от 14.05.2022 14:14:19Цитата: undefinedПресс-релиз от 9.02.2022А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?
Aurora Propulsion Technologies объявляет о выпуске нового сверхкомпактного двигателя для предотвращения столкновений
Цитата: ZOOR от 14.05.2022 17:37:48МЛТ-0.125 спалить и импульс дыма через сопло Лаваля с УИ секунд 20А в чём отличие от того, что делают они? В том, что не воду резистором кипятим, а краску?..
Цитата: PIN от 15.05.2022 10:57:10Кстати, кто-нибудь в курсе, единственная российская компания в этом списке уже всё или надеется, что "Роскосмос поможет"?А Starwell где-то когда-то заявляли, что рассчитывают на помощь Роскосмоса или ещё что такое?..
Цитата: PIN от 15.05.2022 16:37:46На что рассчитывала Харлан, лучше прочитать в ее интервью, там всё прозрачноЯ видел её интервью только времён Avant Space, на счёт Starwell ничего не встречал. Не дадите ссылку?
Цитироватьдля существования нам нужен заказчик, а в России у нас его нет. Мы посещаем международные конференции, налаживаем контакты со стартапами, которые разрабатывают аппараты. Плюс, у нас развивается направление разработки подсистем. Европейцы начали приглашать нас на испытания систем управления в своих лабораториях. Также мы налаживаем торговые отношения с Китаем.
Цитата: SONY от 15.05.2022 16:56:55Я видел её интервью только времён Avant Space, на счёт Starwell ничего не встречал. Не дадите ссылку?Стартап можно назвать как угодно, можно запустить десяток (у Яны их сейчас 3) - Роскосмос один. И если раньше была хоть какая надежда найти жизнь за "пределами периметра". то теперь она похоронена на десятилетие в лучшем случае.
Цитата: PIN от 15.05.2022 17:54:43https://habr.com/ru/post/484364/Это всё устарело.
Цитата: PIN от 15.05.2022 17:54:43Стартап можно назвать как угодно, можно запустить десяток (у Яны их сейчас 3)
Цитата: PIN от 15.05.2022 17:54:43Роскосмос один. И если раньше была хоть какая надежда найти жизнь за "пределами периметра". то теперь она похоронена на десятилетие в лучшем случае.Роскосмос-то, может, и один, только вот им одним всё не ограничивается.
Цитата: SONY от 15.05.2022 18:15:17Внутри России двигатели нужны Спутниксу, например. Под их новую Палладу двигатели SWEP_UNI вполне подходят.Всё бы ничего, но вот только эти двигатели токсичные...
А "пределы периметра" не ограничиваются США и Европой. Ещё Avant Space планировал продавать свою продукцию в Китай. А уж сейчас с Китаем связи налаживать "сам бог велел". Индия тоже нуждается в двигателя для комических аппаратов. Да и вообще BRICS в целом - вполне себе рынок
Цитата: pro-jectt от 15.05.2022 23:19:59Всё бы ничего, но вот только эти двигатели токсичные...У них двигатель на иоде. Это не совсем уж инертный ксенон, конечно, но всё-таки токсичным его назвать никак не получится. Даже вообще-то полезен.
Цитата: SONY от 16.05.2022 01:04:01Они политически токсичные.Цитата: pro-jectt от 15.05.2022 23:19:59Всё бы ничего, но вот только эти двигатели токсичные...У них двигатель на иоде. Это не совсем уж инертный ксенон, конечно, но всё-таки токсичным его назвать никак не получится. Даже вообще-то полезен.
Цитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.Китаю на это немножко наплевать.
Цитата: SONY от 16.05.2022 01:13:10СогласенЦитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.Китаю на это немножко наплевать.
Цитата: SONY от 15.05.2022 18:15:17А "пределы периметра" не ограничиваются США и Европой. Ещё Avant Space планировал продавать свою продукцию в Китай. А уж сейчас с Китаем связи налаживать "сам бог велел". Индия тоже нуждается в двигателя для комических аппаратов. Да и вообще BRICS в целом - вполне себе рынок.Когда инженеры пишут такое, это нормально. Наив, идеализм и т.п.
Цитата: SONY от 16.05.2022 01:13:10Китаю, может, и наплевать, а вот китайским компаниям, которые могут попасть под санкции, - не наплевать.Цитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.Китаю на это немножко наплевать.
Цитата: pro-jectt от 16.05.2022 08:47:37Для решения данного вопроса давно существует система фирм прокладок,"однодневок,фирм с "дутой историей. ;DЦитата: SONY от 16.05.2022 01:13:10Китаю, может, и наплевать, а вот китайским компаниям, которые могут попасть под санкции, - не наплевать.Цитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.Китаю на это немножко наплевать.
Цитата: Дмитрий В. от 13.05.2022 17:45:27Спасибо. Но имелось в виду именно керосинки открытого цикла.Цитата: Георгий от 13.05.2022 17:19:56А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?https://ru.wikipedia.org/wiki/TR-106
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
Цитата: Георгий от 19.07.2022 12:20:55Подскажите пожалуйста была ли такая идея
поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.
Т.е. бак с керосином, расположенный выше бака окислителя (проще высококипящие, чтобы избежать сложностей термоизоляцией баков) - перекись и т.д. ) через направляющую передает давление на поршень в баке окислителя.
Проблемы - с неравномерностью давления.
Для топливного бака можно вытеснительную систему подачи делать, чтобы везде без насосов обойтись.
Также газ-вытеснитель использовать для добавления давления
Цитата: Георгий от 19.07.2022 12:20:55поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.Однако! :o
Цитата: Георгий от 25.05.2022 15:29:16Откуда инфа?Цитата: Дмитрий В. от 13.05.2022 17:45:27Спасибо. Но имелось в виду именно керосинки открытого цикла.Цитата: Георгий от 13.05.2022 17:19:56А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?https://ru.wikipedia.org/wiki/TR-106
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
Tr-107 закрытого
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.07.2022 16:31:06не отменяет недостатков вытеснительной подачи топлива, но при этом ещё более сложная.Использует бесплатную гравитацию.
Цитата: Штуцер от 20.07.2022 16:36:20Бак окислителя изнутри должен быть совершенно пуст, а стенки - лысы?Да, получается гладкий цилиндр изнутри. Без перегородок для гашения колебаний.
Цитата: Штуцер от 20.07.2022 16:36:20Бак горючего будет опускаться и общая длинна ракеты уменьшаться?очевидно надо бак горючего делать не несущим, а двигающимся по каким-то направляющим внутри несущего корпуса - соответственно корпус не укорачивается.
Цитата: Штуцер от 20.07.2022 16:36:20Что будет с несущей способностью корпуса?придется усилить корпус
Цитата: Плейшнер от 21.07.2022 09:55:56Откуда инфа?https://web.archive.org/web/20030316232147/http://www1.msfc.nasa.gov/NEWSROOM/background/facts/sli-mainengine.pdf
Цитата: Георгий от 21.07.2022 22:29:28Да, интересно, они пинтл-форсунку применили в газогенераторе,Цитата: Плейшнер от 21.07.2022 09:55:56Откуда инфа?https://web.archive.org/web/20030316232147/http://www1.msfc.nasa.gov/NEWSROOM/background/facts/sli-mainengine.pdf
TR107 Prototype Engine The kerosene-fueled TR107 is a reusable, staged combustion engine
Цитата: Георгий от 19.07.2022 12:20:55Подскажите пожалуйста была ли такая идея- Трубопровод подачи керосина будет телескопическим?
поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.
Т.е. бак с керосином, расположенный выше бака окислителя (проще высококипящие, чтобы избежать сложностей термоизоляцией баков) - перекись и т.д. ) через направляющую передает давление на поршень в баке окислителя.
Проблемы - с неравномерностью давления.
Для топливного бака можно вытеснительную систему подачи делать, чтобы везде без насосов обойтись.
Также газ-вытеснитель использовать для добавления давления
Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Спасибо!Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Говорят,что перекись немцы поставляют?Правда?Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?С учётом. Удельный импульс камеры сгорания выше.
Цитата: azvoz от 27.08.2022 22:05:42Выхлопные патрубки турбогаза с одного двигателя создают тягу 7 кН, что составляет менее 1% от тяги двигателя. Так что не уверен, что это на что-то сильно влияет.Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Спасибо!Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
Цитата: algol5720 от 27.08.2022 22:07:05Если даже и так, то исключительно из-за нашей ленности искать отечественного поставщика. Учитывая то, что перекись там с 1957 года, ее производство у нас - не проблема.Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Говорят,что перекись немцы поставляют?Правда?Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 22:42:37Согласен,но к хорошему привыкаешь...Цитата: algol5720 от 27.08.2022 22:07:05Если даже и так, то исключительно из-за нашей ленности искать отечественного поставщика. Учитывая то, что перекись там с 1957 года, ее производство у нас - не проблема.Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Говорят,что перекись немцы поставляют?Правда?Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: azvoz от 27.08.2022 22:05:42Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.УИ однозначно считается с учетом расхода перекиси.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
Цитата: fagot от 28.08.2022 06:36:33Сильно подозрительно.Цитата: azvoz от 27.08.2022 22:05:42Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.УИ однозначно считается с учетом расхода перекиси.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.Но всё равно больше, чем у Мерлина.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Чего удивляться? У Мерлина открытая схема.Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.Но всё равно больше, чем у Мерлина.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Цитата: mihalchuk от 28.08.2022 09:58:42Я бы и не удивлялся, если бы расход перекиси не учитывался при расчете заявленного УИ.Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Чего удивляться? У Мерлина открытая схема.Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.Но всё равно больше, чем у Мерлина.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Но всё равно больше, чем у Мерлина.Глушко всегда умел в полноту сгорания.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 10:17:31С чего вдруг трехкомпонентное? Перекись не проходит через камеры сгорания. Это обычное вспомогательное рабочее тело.Цитата: mihalchuk от 28.08.2022 09:58:42Я бы и не удивлялся, если бы расход перекиси не учитывался при расчете заявленного УИ.Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Чего удивляться? У Мерлина открытая схема.Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.Но всё равно больше, чем у Мерлина.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Но уважаемый Фагот уверяет, что расход перекиси учитывается.
Вот именно это мне кажется неверным.
По сути у РД-107 трех-компонентное топливо(кстати, еще один довод, что семерка сложна)
И 3й компонент(перекись) должен учитываться при подсчете УИ.
Цитата: Бертикъ от 28.08.2022 10:30:20С чего вдруг трехкомпонентное? Перекись не проходит через камеры сгорания. Это обычное вспомогательное рабочее тело.Тогда чисто перекисные движки (как у КК Союз) вообще ноль-компонентные по такой логике.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 10:46:24Отнюдь. Там это основное рабочее тело, назначение которого - создавать тягу. Здесь перекись - вспомогательное рабочее тело, главное назначение которого - крутить ТНА, а не создавать тягу.Цитата: Бертикъ от 28.08.2022 10:30:20С чего вдруг трехкомпонентное? Перекись не проходит через камеры сгорания. Это обычное вспомогательное рабочее тело.Тогда чисто перекисные движки (как у КК Союз) вообще ноль-компонентные по такой логике.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 08:25:19Как при низкой энергетике перекиси и давлении в 60 атм. ,В любом случае энергетика перекиси выше чем энергетика горючего выбрасываемого через турбину для охлаждения генераторного газа.
РД-107 умудряется заметно бить Мерлин(100 атм.) по вакуумному УИ = 320 против 311 ?
Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.Нет. БОльшая полнота сгорания за счёт того что горючее не используется для балластировки генератрного газа.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 10:17:31Я бы и не удивлялся, если бы расход перекиси не учитывался при расчете заявленного УИ.Расход перекиси учитывается обязательно. Удельный импульс камеры сгорания РД-107 существенно выше чем удельный импульс всего двигателя.
Но уважаемый Фагот уверяет, что расход перекиси учитывается.
Вот именно это мне кажется неверным.
Цитата: Старый от 28.08.2022 13:46:36Нет. БОльшая полнота сгорания за счёт того что горючее не используется для балластировки генератрного газа.Вам лучше строить теории про марсианский океан или на худой конец про динозавров.
Цитата: fagot от 28.08.2022 17:42:11Не. Про ЖРД у меня лучше получается. :PЦитата: Старый от 28.08.2022 13:46:36Нет. БОльшая полнота сгорания за счёт того что горючее не используется для балластировки генератрного газа.Вам лучше строить теории про марсианский океан или на худой конец про динозавров.
Цитата: Старый от 28.08.2022 17:47:04Не. Про ЖРД у меня лучше получается. :PУ вас хорошо получается в местах, где мало фактических данных, там наукообразные гипотенузы выглядят правдоподобно, ЖРД слишком хорошо изучены, чтобы строить на них подобные теории. Так вот всем известно, что энергетика турбогаза на основном компоненте типа керосина и уж тем более НДМГ выше, чем у газа из 82 % перекиси водорода, поэтому расход его на единицу мощности ТНА получается меньше, а УИ двигателя открытой схемы выше. Другое дело, что давление в Мерлине существенно больше, чем в РД-107, соответственно относительный расход топлива на привод ТНА больше, несмотря на его лучшую энергетику, а при меньшей степени расширения сопла это естественно снижает вакуумный УИ двигателя. Ну и полнота сгорания в основной камере даже при равной степени расширения у Мерлина так же хуже.
То что в открытой схеме баластировать турбинный газ высококипящим горючим это деньги на ветер известно всем. До такой степени что французы баластировали водой.
Цитата: fagot от 28.08.2022 18:57:24Так вот всем известно, что энергетика турбогаза на основном компоненте типа керосина и уж тем более НДМГ выше, чем у газа из 82 % перекиси водорода, поэтому расход его на единицу мощности ТНА получается меньше,Есть разница - расход керосина или перекиси? Если бы керосин не вылетел в трубу то он дал бы бОльший УИ.
Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?1) Учитывается в УИ двигателя
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: Старый от 28.08.2022 19:00:51Есть разница - расход керосина или перекиси? Если бы керосин не вылетел в трубу то он дал бы бОльший УИ.Конечно есть - керосина при равной мощности ТНА расходуется меньше, чем перекиси, и УИ двигателя открытой схемы с ГГ на керосине при одинаковых КС будет выше, чем с ГГ на 82 % перекиси.
Цитата: fagot от 29.08.2022 05:47:04Конечно есть - керосина при равной мощности ТНА расходуется меньше, чем перекиси,Интересно, сколько в цифрах? Керосин то расходуется не только на горение но и на охлаждение газа. И часть его превращается в высокомолекулярные соединения вплоть до сажи у которых работоспособность ниже чем у кислорода и водяного пара.
Цитата: Старый от 29.08.2022 06:16:42Интересно, сколько в цифрах? Керосин то расходуется не только на горение но и на охлаждение газа. И часть его превращается в высокомолекулярные соединения вплоть до сажи у которых работоспособность ниже чем у кислорода и водяного пара.На примере РД-107 и РД-111 удельный расход керосинового турбогаза на единицу мощности ТНА меньше примерно на 15 % http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf (http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf). Сажа вообще говоря низкомолекулярная, просто расширяться не может, и по массе ее немного.
Цитата: fagot от 29.08.2022 13:34:13Сажа вообще говоря низкомолекулярная, просто расширяться не может,Это её не спасает. :)
Цитата: Лог от 14.09.2022 21:10:44Не достаточно данных. Задача не корректна.Но решаема. Хотя и имеет бесконечное множество правильных решений, лежащих в диапазоне "от и до" с каким-то законом распределения.
Цитата: Дмитрий В. от 14.09.2022 22:30:03Квантовая неопределенность?Цитата: Лог от 14.09.2022 21:10:44Не достаточно данных. Задача не корректна.Но решаема. Хотя и имеет бесконечное множество правильных решений, лежащих в диапазоне "от и до" с каким-то законом распределения.
Цитата: Лог от 15.09.2022 13:51:15На том этапе, для которого поставил задачу большой, масса отсеков, остатков незабора и т.п - могут быть определены с какими-то матожиданиями и дисперсиями. На этапе предварительного проектирования они определяются с точностью плюс-минус 10%, на этапе выпуска КД - плюс-минус 3% или около того.Цитата: Дмитрий В. от 14.09.2022 22:30:03Квантовая неопределенность?Цитата: Лог от 14.09.2022 21:10:44Не достаточно данных. Задача не корректна.Но решаема. Хотя и имеет бесконечное множество правильных решений, лежащих в диапазоне "от и до" с каким-то законом распределения.
Цитата: Лог от 15.09.2022 15:56:33Но ведь габариты должны быть в условии.При такой размерности габариты сравнительно слабо влияют на относительные массы отсеков.
Цитата: Дмитрий В. от 15.09.2022 21:00:45Я правильно понял? Это "Энергия" на метановых ускорителях?Цитата: Лог от 15.09.2022 15:56:33Но ведь габариты должны быть в условии.При такой размерности габариты сравнительно слабо влияют на относительные массы отсеков.
Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.Вроде уж точно не японский.
Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.Ответа не знаю.
Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.Круговую менее 100 миль, держали неделю.
Цитата: Штуцер от 17.09.2022 08:35:26Вот кстати.При текущей разнородной плотности Луны - точно нет.
А если бы Луна была шаром, мог ли спутник Луны иметь орбиту высотой , скажем, метр?
Цитата: Старый от 16.09.2022 18:39:24Напряги свою могучую память!Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.Вроде уж точно не японский.
Цитата: Дмитрий В. от 17.09.2022 15:03:57Уже вспормнил... :) Но чтото мне подсказывает что ещё были американские Эксплореры серии ADE и ещё чтото там.Цитата: Старый от 16.09.2022 18:39:24Напряги свою могучую память!Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.Вроде уж точно не японский.
Цитата: Штуцер от 17.09.2022 00:01:10Но в связи с этим вопрос по Луне.Нет, невозможен.
Возможен ИСЛ с круговой орбитой 1000 м?
Вроде возможен. А меньше?
Цитата: SONY от 17.09.2022 23:17:32Во-первых , если не круговая , а с перицентром в 1000м (да хоть метр)- то да , возможна такая орбита . Во-вторых - не возможна , так как Луна всё-таки вращается (хоть иЦитата: Штуцер от 17.09.2022 00:01:10Но в связи с этим вопрос по Луне.Нет, невозможен.
Возможен ИСЛ с круговой орбитой 1000 м?
Вроде возможен. А меньше?
Во-первых, на Луне есть горы высотой до 5500 м.
Во-вторых, неоднородности гравитационного поля Луны создают проблемы и для спутников на орбитах в 100 000 м: требуется регулярная коррекция двигателями.
Цитата: Iv-v от 18.09.2022 07:34:28А если бы не было атмосферы и гор?А Земля рядышком , будет всё раскачивать - плоскость орбиты ведь будет поворачиваться относительно Её (лунный месяц). А это потеря кинетической энергии в итоге . (периодические возмущающие силы). (хотя , хмм ...возможно и не прав - некуда энергии теряться . Это Луна , например в приливы теряет , а спутнику вроде и некуда , в ощутимых количествах (хотя теоретически и да )).
Цитата: OlegN от 18.09.2022 07:30:50Во-первых. Во-вторых. В-третьих.Прям-таки царь Соломон: все правы. Или эффективный манагер: да и нет не говорите. :P
Цитата: Владимир Юрченко от 18.09.2022 19:38:06Да не ... Просто нет однозначного ответа . Всего лишь ... Вы этого не понимаете ? Эффективный manager ? Ну да ... Вскрылся ( Знавали таких )...Цитата: OlegN от 18.09.2022 07:30:50Во-первых. Во-вторых. В-третьих.Прям-таки царь Соломон: все правы. Или эффективный манагер: да и нет не говорите. :P
Цитата: azvoz от 17.09.2022 12:11:44Не абсолютно. Но какой высоте земной она соответствует?Цитата: Штуцер от 17.09.2022 08:35:26Вот кстати.При текущей разнородной плотности Луны - точно нет.
А если бы Луна была шаром, мог ли спутник Луны иметь орбиту высотой , скажем, метр?
При однородной плотности - мог бы.
Но не особо долго - все таки атмосфера Луны не абсолютно нулевая.
Цитата: SONY от 20.09.2022 20:42:00NASA заявляет (https://nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/factsheet/moonfact.html), что "Surface pressure (night): 3 x 10-15 bar (2 x 10-12 torr)".Таким образом, если Луна - идеальный шар, то спутник мог летать сотни лет на высоте пару метров? Про приливные силы пока забудем. ))
NOAA заявляет (https://www.ngdc.noaa.gov/stp/space-weather/online-publications/miscellaneous/us-standard-atmosphere-1976/us-standard-atmosphere_st76-1562_noaa.pdf), что даже на высоте 1 000 000 м (т.е. 1000 км) давление на порядок выше (страница 73 по нумерации страниц, 88 по нумерации PDF).
Цитата: Штуцер от 21.09.2022 15:16:54Таким образом, если Луна - идеальный шар, то спутник мог летать сотни лет на высоте пару метров? Про приливные силы пока забудем. ))Если бы Луна была по форме идеальным шаром с идеальным сферически-симметричным распределением массы внутри и находилась в межзвёздном пространстве, вдали от любых других массивных тел, то сферический конь в вакууме мог бы неограниченно долго летать по орбите вокруг неё на высоте одного метра.
Цитата: SONY от 21.09.2022 16:09:29Так.Цитата: Штуцер от 21.09.2022 15:16:54Таким образом, если Луна - идеальный шар, то спутник мог летать сотни лет на высоте пару метров? Про приливные силы пока забудем. ))Если бы Луна была по форме идеальным шаром с идеальным сферически-симметричным распределением массы внутри и находилась в межзвёздном пространстве, вдали от любых других массивных тел, то сферический конь в вакууме мог бы неограниченно долго летать по орбите вокруг неё на высоте одного метра.
Цитата: Feol от 30.09.2022 11:55:13У него же больше атомная масса, чем даже у чистого углерода, не говоря про керосин, где разбавлено водородом.Компактнее хранение. Выше конструкционное совершенство.
Цитата: fagot от 30.09.2022 13:54:12У продуктов разложения керосина молекулярная масса будет выше, однако расход на завесу это единицы процентов и усложнение двигателя подводом дополнительного компонента к камере не оправдано.Криогенный компонент, выше теплоёмкость.
Цитата: Лог от 01.10.2022 09:57:43Компактнее хранение. Выше конструкционное совершенство.Отдельная ёмкость и система подачи охладителя добавляет компактности и конструктивного совершенства? Это гениально. Надо патентовать.
Цитата: Лог от 01.10.2022 09:57:43Выше конструкционное совершенство.Даже с конструктивным совершенством не все просто:
Цитата: Плейшнер от 01.10.2022 10:25:05Спасибо уважаемый Плейшнер. А, что за машина Голдберга?Цитата: Лог от 01.10.2022 09:57:43Выше конструкционное совершенство.Даже с конструктивным совершенством не все просто:
отдельные баки, насосы, регулирующая аппаратура.
А с производственно-технологическим совершенством
и с эксплуатационным совершенством так вообще полный швах.
Гениальность в простоте, а не в изобретении машин Голдберга 8)
Цитата: Лог от 01.10.2022 10:29:13А, что за машина Голдберга?Немного странно, что Вам лень искать. :)
Цитата: Лог от 01.10.2022 10:29:13А, что за машина Голдберга?Применительно к ракетостроению - РН Ангара. ;D
Цитата: fagot от 30.09.2022 13:54:12У продуктов разложения керосина молекулярная масса будет выше, однако расход на завесу это единицы процентов и усложнение двигателя подводом дополнительного компонента к камере не оправдано.На Р7 есть жидкий азот. Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.
Цитата: mihalchuk от 01.10.2022 23:56:08На Р7 есть жидкий азот. Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.Азот есть, а подвода его к камере нет.
Цитата: mihalchuk от 01.10.2022 23:56:08Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.Думается уже изучили, для НДМГ+АТ
Цитата: Плейшнер от 02.10.2022 06:36:57Возможно. Только я подзабыл, чем там делается завеса - амилом или гептилом?Цитата: mihalchuk от 01.10.2022 23:56:08Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.Думается уже изучили, для НДМГ+АТ
Цитата: fagot от 02.10.2022 11:34:32НДМГ естественно.Ну да. Только азот в продуктах разложения НДМГ и просто азот будут значительно отличаться по воздействию. В том смысле, что в первом случае будут идти химические реакции, нейтрализующие азотирование металла. Возможно, ничего страшного не будет, но исследование требуется. Хотя посмотрел в справочники, медь слабо взаимодействует с азотом до 1000 к (характерная температура на стенке).
Цитата: Старый от 02.10.2022 21:18:25Завеса из керосина помимо всего прочего чёрная и поэтому не пропускает излучение.При давлении в камере ниже 70 атм. керосин образует сажу на внутренней стороне камеры. Этот слой уменьшает тепловой поток в стенку примерно вдвое.
Цитата: Старый от 01.10.2022 11:47:51Применительно к Старому это нагромождение пустых сообщений ;DЦитата: Лог от 01.10.2022 10:29:13А, что за машина Голдберга?Применительно к ракетостроению - РН Ангара. ;D
Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?Обычное, с фрезерованными каналами.
Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Обычное, с фрезерованными каналами.Кстати, еще вопрос.
Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Посмотрел в Калуге. На сопле изнутри и снаружи подозрительные продольные углубления и снаружи сопло охвачено бандажами.Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?Обычное, с фрезерованными каналами.
Цитата: Штуцер от 04.10.2022 19:29:57Высота около 51 км, дальность не помнюЦитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Обычное, с фрезерованными каналами.Кстати, еще вопрос.
1 ступень у Энергии 6СЛ на какой высоте и дальности отделялось?
Цитата: Старый от 04.10.2022 19:46:18Бандажи потому что высотное сопло работает от земли, нагрузки большие.Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Посмотрел в Калуге. На сопле изнутри и снаружи подозрительные продольные углубления и снаружи сопло охвачено бандажами.Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?Обычное, с фрезерованными каналами.
Цитата: mihalchuk от 05.10.2022 00:04:36Бандажи потому что высотное сопло работает от земли, нагрузки большие.С чего бы это они больше?
Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Цитата: Лог от 05.10.2022 11:34:36Табуретка.Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Цитата: Александр Геннадьевич Шлядинский от 05.10.2022 11:41:31Часть блока Я?Цитата: Лог от 05.10.2022 11:34:36Табуретка.Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Цитата: Лог от 05.10.2022 11:44:26Часть пускового устройства какой-то ракеты, предположительно Р-9Цитата: Александр Геннадьевич Шлядинский от 05.10.2022 11:41:31Часть блока Ц?Цитата: Лог от 05.10.2022 11:34:36Табуретка.Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Цитата: Александр Геннадьевич Шлядинский от 05.10.2022 11:41:31типа того. )))Цитата: Лог от 05.10.2022 11:34:36Табуретка.Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Цитата: Старый от 05.10.2022 06:29:15На режиме перерасширения давление снаружи сопла больше, чем внутри. Выемки не такие, как на 0110?Цитата: mihalchuk от 05.10.2022 00:04:36Бандажи потому что высотное сопло работает от земли, нагрузки большие.С чего бы это они больше?
А продольные выемки?
Цитата: Feol от 05.10.2022 15:22:58Так и думал, что рёбра жёсткости. Чтобы не схлопнулось. Тоже казалось, когда первый раз увидел фото, что на 110 трубчатое сопло. Но у нас трубчатые, вроде, вообще никогда не делали?В России нет, а в СССР, вроде, КБЮ сделало какой-то движок с трубчатой камерой. По слухам, абсолютно не проверенным, с трубчатыми камерами экспериментировал завод Металлист-Самара в стародавние времена.
Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?Обычное, паяное.
Цитата: Дмитрий В. от 05.10.2022 15:32:19В России нет, а в СССР, вроде, КБЮ сделало какой-то движок с трубчатой камерой.Двигун 8Д612 орбитальной ступени от 8К69.
Цитата: fagot от 05.10.2022 14:24:45Выемки не такие, как на 0110?Нет. И главное - с обоих сторон.
Цитата: fagot от 05.10.2022 14:24:45На режиме перерасширения давление снаружи сопла больше, чем внутри.И на сколько больше и на каком участке?
Цитата: Feol от 05.10.2022 15:22:58Тоже казалось, когда первый раз увидел фото, что на 110 трубчатое сопло.На 110-м открытые гофры.
Цитата: Старый от 05.10.2022 16:23:15Нет. И главное - с обоих сторон.Скорее всего, проступили рёбра. такое бывает.
Цитата: Старый от 05.10.2022 16:24:55И на сколько большеПо памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.
Цитата: Старый от 05.10.2022 16:24:55на каком участке?Можно посчитать в программе термодинамического расчёта в каком сечении давление газов опускается до 1 атм. (всё, что ниже по потоку - давление меньше), но в 12-м часу ночи откровенно лень. :)
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35Скорее всего, проступили рёбра. такое бывает.В обе стороны? ??? ::)
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.Настолько приличное что рубашку внутри которой давление в сотни атмосфер нужно укреплять? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 05.10.2022 22:01:09В обе стороны? ??? ::)На 14Д14М - да. Лично осматривал в цехе.
Цитата: Старый от 05.10.2022 22:04:10Настолько приличное что рубашку внутри которой давление в сотни атмосфер нужно укреплять? ??? ::) :-[ :-\Видимо, да.
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.Опять же 0.4 атм это на самом срезе. Уже на небольшом расстоянии от него давление больше, а ещё дальше к критическому сечение сильно больше чем 1 атм. Ладно бы бандажом был укреплён срез, но мы видим бандажи по всему соплу.
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 22:27:47Видимо, да.Так может это срабатывает система качания двигателя?
Меня всегда прикалывало, как сопло SSME при запуске "колышется". Не знаю, какое слово подобрать. "Колеблется". Так что не смотря на, сопло не абсолютно жёсткое. :)
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 22:27:47Не знаю, какое слово подобрать.Дышит.
Цитата: Штуцер от 05.10.2022 22:33:22Дышит.О, спасибо))
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 22:41:39Вот здесь где-то на 4:25 видно, как оно дышит.Ага, вижу.
Цитата: Старый от 05.10.2022 22:04:10Рубашка работает на растяжение, а сопло в целом - на устойчивость оболочки.Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.Настолько приличное что рубашку внутри которой давление в сотни атмосфер нужно укреплять? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: fagot от 06.10.2022 03:27:27У РД-0120 степень расширения больше, чем у ССМЕ, так что давление на срезе еще пониже будет.Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.
Цитата: fagot от 06.10.2022 03:29:49Рубашка работает на растяжение, а сопло в целом - на устойчивость оболочкиЭто характерно какраз для трубчатого сопла когда внутренним давлением нагружена каждая отдельная трубка, а все вместе они нуждаются в укреплении чтобы трубки не оторвало одну от другой.
Цитата: C-300-2 от 06.10.2022 01:18:37Описание КС 11Д122 из книги "Прочность и ресурс ЖРД".Спасибо, прийму к сведению. Но всё рано на вид выглядит странно. :)
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:35:54Спасибо, прийму к сведению. Но всё рано на вид выглядит странно. :)А то! Конечно, странно. Точнее, необычно. Много ты знаешь ЖРД, работающих от земли с давлением на срезе 0,18 атм., как указывает ув. тов. Михальчук?
Цитата: Юрий Темников от 06.10.2022 07:40:50Блин!кто-нибудь,что нибудь знает?Там из-за пониженного давления происходит нарушение истекания газо и сильная дополнительная вибрация.Попадалась картинка.Вроде-как даже сопло оторвать может.Потому и дополнительная жёсткость требуется.При определённых условиях (порядка 0,2...0,3 МПа - по памяти; в зависимости ещё от ряда факторов, включая число Маха на срезе) в сопло может войти скачок уплотнения. В этой области у стенки газ затормозится, температура резко повысится, тепловой поток будет весьма значителен. И это приведёт к прогару стенки.
Цитата: Юрий Темников от 06.10.2022 07:40:50Вроде-как даже сопло оторвать может.Потому и дополнительная жёсткость требуется.Это если скачок не войдёт. Тогда сопло может смять "розочкой". Я не видел, мой коллега из КБХМ говорил, что видел своими глазами.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.Щяс, пожру и прикину, в каком сечении давление становится 1 атм.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:34:50Это характерно какраз для трубчатого сопла когда внутренним давлением нагружена каждая отдельная трубка, а все вместе они нуждаются в укреплении чтобы трубки не оторвало одну от другой.А уще про характерные размеры трубок вспомни, по сравнению с гофрами. Никто и никогда не делал трубчатое сопло с такими мелкими трубками.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.Не-а.
Цитироватьне может быть больше 1 атмосферы.Конгениально. Хотя при старте с Венеры - может. ;D
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.Отрицательный перепад начинается как раз примерно с места установки верхнего бандажа и его может быть вполне достаточно для деформации сопла.
Цитата: fagot от 06.10.2022 11:30:14его может быть вполне достаточно для деформации сопла.Тем более в условиях вибрации и различных колебаний.
Цитата: Штуцер от 06.10.2022 18:53:47Есть такая картаСпасибо!..
Цитата: C-300-2 от 06.10.2022 19:10:03а вдруг?)?Увы. ((
Цитата: Штуцер от 06.10.2022 20:29:27Увы. ((Всё равно спасибо! :D
Максимум то , что дается в "открыть в новом окне".
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.Одна атмосфера - это ого-го при сжатии.
Цитата: C-300-2 от 06.10.2022 20:01:07Старый, ты про это?.. Тут как раз отлично отпечатались каналы в сопле. (Это как раз 11Д122.)Не могу сказать. Я обратил внимание что рёбра какраз в концевой части сопла. Я поводил пальцем и они были ясно ощутимы. И главное что меня смутило - они видны и ясно ощутимы и на внешней стенке. Внутренняя ладно, медный слав, мягкий, при огневом испытании от давления и нагрева могла деформироваться. Но внешняя то стенка прочная, стальная. Как сквозь неё то рёбра пропечатались?
Цитата: Feol от 09.10.2022 19:22:48Может, при пайке вакуумируют внутренность каналов, а давление (атмосферное или искусственное избыточное) с обеих сторон (внешней и огневой стенки) сдавливает их. По идее, именно так пайка должна максимально скрепить внешнюю силовую оболочку с огневой стенкой.Если конструкция рассчитана на внутреннее давление в сотни атмосфер то как её может деформировать внешним давлением в 1 атм? К тому же на мой кривой глаз выдавило наружу плоские участки между рёбрами превратив каналы в некое подобие круглых трубок. Вобщем каналы раздуты внутренним давлением а не обжаты внешним, как мне кажется.
Цитата: Feol от 09.10.2022 19:22:48Может, при пайке вакуумируют внутренность каналов, а давление (атмосферное или искусственное избыточное) с обеих сторон (внешней и огневой стенки) сдавливает их. По идее, именно так пайка должна максимально скрепить внешнюю силовую оболочку с огневой стенкой.Так и делают.
Цитата: Старый от 09.10.2022 18:30:22Внутренняя ладно, медный слав, мягкий, при огневом испытании от давления и нагрева могла деформироваться. Но внешняя то стенка прочная, стальная. Как сквозь неё то рёбра пропечатались?В районе сверхзвука у 11Д122 и рубашка, и огневая стенка стальные.
Цитата: C-300-2 от 09.10.2022 20:58:00Внутренняя стенка из соображений теплопроводности должна быть тонкая, допускаю что она могла деформироваться. Но внешняя то как?Цитата: Старый от 09.10.2022 18:30:22Внутренняя ладно, медный слав, мягкий, при огневом испытании от давления и нагрева могла деформироваться. Но внешняя то стенка прочная, стальная. Как сквозь неё то рёбра пропечатались?В районе сверхзвука у 11Д122 и рубашка, и огневая стенка стальные.
п. С. досчитать - досчитал, всё выложить результаты расчёта забываю.
Цитата: Старый от 09.10.2022 21:13:54Внутренняя стенка из соображений теплопроводности должна быть тонкая, допускаю что она могла деформироваться. Но внешняя то как?А внешняя ближе к срезу тоже тонкая. Там главное - удержать давление от жидкости в каналах, а составляющая усилий от тяги уже незначительна. И так как материал внутренней стенки имеет прочность меньше, чем наружной из-за нагрева, то выходит, что там наружная и внутренняя стенки могут быть одной толщины.
Цитата: C-300-2 от 09.10.2022 23:23:24А внешняя ближе к срезу тоже тонкая. Там главное - удержать давление от жидкости в каналах, а составляющая усилий от тяги уже незначительна.Так давление в каналах по моему и создаёт основную нагрузку на оболочку.
Цитата: Старый от 09.10.2022 20:54:40К тому же на мой кривой глаз выдавило наружу плоские участки между рёбрами превратив каналы в некое подобие круглых трубок. Вобщем каналы раздуты внутренним давлением а не обжаты внешним, как мне кажется.Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь. В итоге те места, где находятся рёбра, деформировались минимально и кажутся выпуклыми.
Цитата: Старый от 09.10.2022 18:23:43Ладно, на срезе. Но почему бандажи чуть ли не до самого критического сечения?Отрицательный перепад начинается примерно с верхнего бандажа.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 01:37:58Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь.??? ::) :-[ :-\ Какое давление внутри каналов?
Цитата: Старый от 10.10.2022 07:01:41Не давление, а разница давлений. При пайке снаружи камеры, в печи, давление избыточное, а внутренность сборки вакуумирована. Вот эта разница давлений и прогибает стенки каналов вовнутрь.Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 01:37:58Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь.??? ::) :-[ :-\ Какое давление внутри каналов?
Цитата: mihalchuk от 10.10.2022 07:40:08Господа, вы подбираетесь к сведениям, за которые в нонешние времена могут и посадить! ;DШутки-шутками, а многие вещи я тут не пишу, ибо...
Цитата: Старый от 10.10.2022 07:01:41Какое давление внутри каналов?Какое бы ни было.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 11:50:25При пайке снаружи камеры, в печи, давление избыточное,ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.Да, вы правы. Поэтому выше я и писал, что определяющим является именно перепад давлений. :) Короче, говорим об одном несколько разными словами.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 13:11:27Старому приходится объяснять разными способами.Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.Да, вы правы. Поэтому выше я и писал, что определяющим является именно перепад давлений. :) Короче, говорим об одном несколько разными словами.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:04:43Это уже чтото с отменой законов физики.Цитата: Старый от 10.10.2022 07:01:41Какое давление внутри каналов?Какое бы ни было.
Каналы по наружным стенкам вдавлены вовнутрь.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 13:13:26Старому приходится объяснять разными способами.Тебе надо разобраться что и под каким давлением находится внутри каналов.
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:24:12И? :DЦитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:25:00Обязательно.Цитата: Штуцер от 10.10.2022 13:13:26Старому приходится объяснять разными способами.Тебе надо разобраться что и под каким давлением находится внутри каналов.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 01:37:58Совершенно точно.Цитата: Старый от 09.10.2022 20:54:40К тому же на мой кривой глаз выдавило наружу плоские участки между рёбрами превратив каналы в некое подобие круглых трубок. Вобщем каналы раздуты внутренним давлением а не обжаты внешним, как мне кажется.Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь. В итоге те места, где находятся рёбра, деформировались минимально и кажутся выпуклыми.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:39:45Совершенно точно.Вот здесь на 11Д43 чуть видна та ребристость. Причём она проявляется именно на четырёхсотой секции (вторая сверхзвуковая секция, последняя) - там, где металл уже тонкий. На первой секции (где цилиндр-дозвук-только-только начало сверхзвука), с самой толстой рубашкой (силовой стенкой) ребристости нет. На следующей секции (первая секция сверхзвука) она уже чуть проявляется на рубашке.
Вот сопло в разборе. Предположительно 11Д43
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:30:05И как же их может плющить внутрь?Цитата: Старый от 10.10.2022 14:24:12И? :DЦитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:39:45Каналы продавились и снаружи и внутри. В этой конструкции каналы фрезерованные.Так в какую сторону их деформировало? Наружу или внутрь?
Цитата: Старый от 10.10.2022 21:23:44Так в какую сторону их деформировало? Наружу или внутрь?Внутрь.
Цитата: Старый от 10.10.2022 21:21:45И как же их может плющить внутрь?Я это тут уже раза два или три объяснил.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 09:26:30В процессе пайки, чтоли?Цитата: Старый от 10.10.2022 21:21:45И как же их может плющить внутрь?Я это тут уже раза два или три объяснил.
Цитата: Старый от 11.10.2022 09:34:37В процессе пайки, чтоли?Ага.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 09:48:40Перепадом в 1 атмосферу? А потом перепадом в 200 атмосфер не раздуло обратно?Цитата: Старый от 11.10.2022 09:34:37В процессе пайки, чтоли?Ага.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 09:48:40Ура!Цитата: Старый от 11.10.2022 09:34:37В процессе пайки, чтоли?Ага.
Цитата: Старый от 10.10.2022 21:23:44Внутрь конструкции. Независимо, фрезерованные или гофрированные.Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:39:45Каналы продавились и снаружи и внутри. В этой конструкции каналы фрезерованные.Так в какую сторону их деформировало? Наружу или внутрь?
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 09:57:57Внутрь конструкции. Независимо, фрезерованные или гофрированные.Так как же перепадом в 1 атм деформировало каналы рассчитанные на перепад 200 атм, и почему при огневом испытании их не деформировало в обратную сторону?
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 09:56:39Ура!А что здесь ура-то? ;D
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:24:12Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?Цитата: Старый от 10.10.2022 14:25:00Тебе надо разобраться что и под каким давлением находится внутри каналов.
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 10:29:20Он сначала полагал, что каналы, как вены, вздуваются от рабочего давления 200 атмосфер компонента.Весь фикус в том, что после пайки узел (а КС состоит из нескольких узлов, обычно, двух-трёх) проходит гидроиспытание на прочность давлением 1,2...1,5 рабочего. И после этого каналы остаются вогнутыми. Так что давление охлаждающей жидкости в процессе КТИ уж тем более не сможет выдавить их наружу.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 10:58:12Весь фикус в том, что после пайки узел (а КС состоит из нескольких узлов, обычно, двух-трёх) проходит гидроиспытание на прочность давлением 1,2...1,5 рабочего. И после этого каналы остаются вогнутыми. Так что давление охлаждающей жидкости в процессе КТИ уж тем более не сможет выдавить их наружу.Давлением в обратном направлении по сравнению с рабочим? ??? ::) Не на разрыв пайки а на прижатие? :-[ :-\
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 10:58:12Весь фикус в том, что после пайки узел (а КС состоит из нескольких узлов, обычно, двух-трёх) проходит гидроиспытание на прочность давлением 1,2...1,5 рабочего. И после этого каналы остаются вогнутыми.Так это напрямую следует из сопромата, в котором Старый слаб.
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 11:19:17Так это напрямую следует из сопромата, в котором Старый слаб.Я, как заводчанин, рассуждаю больше практическими категориями. :) Можно узел и не пытать, а собрать сразу в КС и гидровать уже там. Но в таком случае, если узел бракованный, в бадью уйдёт вся КС разом. Поэтому пытают сначала узел, а потом уже и всю КС в сборе.
Да, а про опрессовку я и забыл. )
Цитата: Старый от 11.10.2022 11:04:33Давлением в обратном направлении по сравнению с рабочим? ??? ::) Не на разрыв пайки а на прижатие? :-[ :-\Разумеется, в том же.
Цитата: Старый от 11.10.2022 11:04:33Давлением в обратном направлении по сравнению с рабочим?При опрессовке - естественно в том же направлении, как и при работе.
Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо."Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм.Под трубчатыми понимаются камеры типа F-1 ?
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 13:03:53Вот это место интересное. Стык листов гофр. Получается, каналы внутри не сходятся:Это гофрированная проставка. А в ней всё не пойми как.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Спасибо за ответ.Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо."Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо."Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналамПайка идёт по вершинам рёбер огневой стенки к рубашке.
Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Можно ли где то об этом почитать?Технология выполнения паяных соединений. Ч. 2. Пайка камер сгорания и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей https://m.vk.com/wall-168889474_351
Цитата: Feol от 11.10.2022 17:36:03Мне кажется, что из-за колоссальной температуры при пайке металл размягчается и по этому каналы прогибаются под внешним давлением. А при штатной работе камеры+сопла эффективное охлаждение жидкостью компонента не допускает сильно высокой температуры и каналы обратно уже не деформируются.А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналам интуитивное представляется очень неочевидным и, вероятно, трудоемким процессом. Можно ли где то об этом почитать?Тут вопрос не трудоёмкости, а уровня технологий. Это более технологически тонкое и продвинутое производство, чем собирание сопла из трубок.
Цитата: mihalchuk от 11.10.2022 18:10:20Тут вопрос не трудоёмкости, а уровня технологий. Это более технологически тонкое и продвинутое производство, чем собирание сопла из трубок.Это ещё не известно. Главная проблема трубчатых сопел - они не держат высоких температур и давлений. Поэтому у SSME сопло трубчатое а камера и начальный участок сопла - фрезерованые.
Цитата: mihalchuk от 11.10.2022 18:10:20Погодите. Есть три технологии:Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналам интуитивное представляется очень неочевидным и, вероятно, трудоемким процессом. Можно ли где то об этом почитать?Тут вопрос не трудоёмкости, а уровня технологий. Это более технологически тонкое и продвинутое производство, чем собирание сопла из трубок.
Цитата: Старый от 11.10.2022 14:48:58А каналы фрезерует автомат с несколькими фрезами.Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо."Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 18:39:29Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные. Да и изготовление внешней стенки путём вытяжки та ещё проблема. Трубчатая камера гораздо проще и технологичней.Цитата: Старый от 11.10.2022 14:48:58А каналы фрезерует автомат с несколькими фрезами.Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо."Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: Feol от 11.10.2022 19:07:45По-моему, беда с обеспечением точной глубины каналов (толщины остаточной огневой стенки) может быть.Сколько я работал, с этим ни разу проблем не было :) Проблемы были в других областях. :)
Цитата: Feol от 11.10.2022 19:52:05Рассказывали байку в институте, что на Красмаше в какие-то там времена была проблема с фрезеровкой чего-то. Постоянно на какие-то датчики в оборудовании попадала стружка, из-за чего 80% шло в брак. Впрочем, допустимый коэффициент использования металла был такой, что и ладно бы. Но нашелся кто-то, кто устранил проблему, да так, что брак исчез вообще.Наверное, речь всё же не о фрезеровке каналов, а о нанесении вафельного фона на баки - там объём снимаемого металла весьма и весьма. :) Красмаш, как-никак.
Цитата: Старый от 11.10.2022 18:44:58Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные.Отнюдь. Штамповка требует весьма дорогостоящих штампов - раз. Два - штамповка является весьма капризной технологией, доведение определённых сложных деталей (а в ЖРД таких масса) до требований КД находится на грани между искусством и алхимией. И если по первому пункту я был только (к счастью!..) свидетелем, то по второму пришлось весьма активно поучаствовать в соответствующих работах.
Цитата: Старый от 11.10.2022 18:44:58Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные.Возможно, это так для массового производства.Когда работал на Бирюсе в студенчестве, на прессах "горшков" и крышек компрессоров холодильников в 55 цехе никто на вид особо ничем не парился. Еще штамповка была там какая-то рядом. Тоже самое. Только масло у них какое-то свое, реально скользкое, если сильно прижать палец и запах... невозможно объяснить, но что-то тошнотворное.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 23:38:21Отнюдь. Штамповка требует весьма дорогостоящих штампов - раз. Два - штамповка является весьма капризной технологией, доведение определённых сложных деталей (а в ЖРД таких масса) до требований КД находится на грани между искусством и алхимией. И если по первому пункту я был только (к счастью!..) свидетелем, то по второму пришлось весьма активно поучаствовать в соответствующих работах.Отец рассказывал по первому пункту :) Атом, где-то под Красноярском тоже ;) При комбинате был целый РМЗ - ремонтно-механический завод. Но, в основном, обработка металла резанием, комбинат же не производил реакторы, а эксплуатировал. Хватало. И вдруг случилась какая-то потребность в штамповке. Времена глубоко советские, атом не мирный, приоритет высокий. Стали обращаться на заводы и везде ответ один - сделаем с удовольствием, просто пришлите штампы............. А не то, что сделать, даже, как грамотно выступить заказчиком никто не знает, как............
Как раз с обработкой резанием на заводе не было проблем. По крайней мере, сходу не припомню.
Цитата: Старый от 11.10.2022 18:44:58Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам, либо к 3Д-печати. А ротационная вытяжка - вообще высокопроизводительная операция.Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 18:39:29Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные. Да и изготовление внешней стенки путём вытяжки та ещё проблема. Трубчатая камера гораздо проще и технологичней.Цитата: Старый от 11.10.2022 14:48:58А каналы фрезерует автомат с несколькими фрезами.Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо."Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 11:57:53Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам, либо к 3Д-печати. А ротационная вытяжка - вообще высокопроизводительная операция.У Мерлина то камера какой конструкции? А как делается? Неужели 3Д-печатью?
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 11:57:53Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерамДык повышается энергонапряжённость их двигателей. :) У никелевых трубок уже не хватает теплопроводности, приходится применять бронзовую стенку.
Цитата: Старый от 12.10.2022 12:00:09У Мерлина то камера какой конструкции? А как делается?Да, и какой же?
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:08:32Да, и какой же?А я не знаю. :( Поначалу вообще вроде было абляционное... ??? ::)
Цитата: Старый от 12.10.2022 13:09:49А я не знаю. :(А вопрос-то ведь интересный.
Цитата: Старый от 12.10.2022 13:09:49Поначалу вообще вроде было абляционное... ??? ::)Это да. :)
ЦитироватьMerlin 1D development was well underway by the time of the April 2011 announcement. Its explosively formed chamber dispensed with the tube-wall chamber construction of the Merlin 1Chttps://sma.nasa.gov/LaunchVehicle/assets/space-launch-report-falcon-9-data-sheet.pdf
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:16:30А вопрос-то ведь интересный.Ато! По внешнему виду вроде не трубчатая.
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:16:30Merlin 1D development was well underway by the time of the April 2011 announcement. Its explosively formed chamber dispensed with the tube-wall chamber construction of the Merlin 1CТак какая стала то? Вообще неохлаждаемая, чтоли? ??? ::)
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:27:04Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми.Ой. Как это? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 12.10.2022 12:00:09Паяно-сварная там камера. А от 3Д-печати Маск избавляется.Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 11:57:53Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам, либо к 3Д-печати. А ротационная вытяжка - вообще высокопроизводительная операция.У Мерлина то камера какой конструкции? А как делается? Неужели 3Д-печатью?
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:35:39А от 3Д-печати Маск избавляется.Как же так? :o
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:35:39А от 3Д-печати Маск избавляется.А она там была?..
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:39:14Он вообще избавляется, в теме про Суперхэви кто-то цитировал его пост на эту тему с месяц назад.Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:35:39А от 3Д-печати Маск избавляется.А она там была?..
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляетсяЧтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляется,Как же так? Что за ретроградство? >:(
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:41:35Он где-то в Рапторе применял, вроде быЦитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляетсяЧтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:42:25Он где-то в Рапторе применял, вроде быА, понял.
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 14:24:08Однако именно при пайке и формируется такая структура с вогнутыми каналами вследствие пластической деформации стенок.Не верю. :(
Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.На внешней стенке температуры при пайке гораздо выше, чем при работе двигателя, да и на внутренней выше.
Цитата: fagot от 12.10.2022 14:38:35А разве температуры на внутренней стенке при работе двигателя не близки к предельным?Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.На внешней стенке температуры при пайке гораздо выше, чем при работе двигателя, да и на внутренней выше.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:42:25ФГ SuperDraco похожа на напечатаннуюЦитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:41:35Он где-то в Рапторе применял, вроде быЦитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляетсяЧтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Цитата: Formatik от 12.10.2022 19:10:56Так у суперДрако и камера целиком, емнип, печатная.Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:42:25ФГ SuperDraco похожа на напечатаннуюЦитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:41:35Он где-то в Рапторе применял, вроде быЦитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляетсяЧтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Цитата: Штуцер от 12.10.2022 19:28:21Это ты нить потерял. С чего бы оно распаялось? Припаяно то к наружной стенке а не к внутренней.Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Цитата: Старый от 12.10.2022 19:38:36"На всякого мудреца довольно простоты!Главное не то куда и как припаяны трубки или запаяны каналы.Главное,что они охлаждают Обе стенки;сохраняя прочность наружной и предохраняя внутреннюю от расплавления,заодно не давая расплавиться припою.Цитата: Штуцер от 12.10.2022 19:28:21Это ты нить потерял. С чего бы оно распаялось? Припаяно то к наружной стенке а не к внутренней.Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Цитата: Старый от 12.10.2022 19:38:36Да хоть к заднице. Ты тогда укажи, о каких именно температурах говоришь? В какой точке?Цитата: Штуцер от 12.10.2022 19:28:21Это ты нить потерял. С чего бы оно распаялось? Припаяно то к наружной стенке а не к внутренней.Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Цитата: Штуцер от 12.10.2022 21:43:23Да хоть к заднице. Ты тогда укажи, о каких именно температурах говоришь? В какой точке?Во всех точках. И где пайка и огневой стенки. Если огневая стенка при работающем двигателе и давлении в канале в пару сотен атмосфер не прогибается то чего бы ей при пайке прогнуться?
Цитата: Старый от 12.10.2022 22:29:39При пайке температура выше. Во всех точках. При работе конструкция охлаждается.Цитата: Штуцер от 12.10.2022 21:43:23Да хоть к заднице. Ты тогда укажи, о каких именно температурах говоришь? В какой точке?Во всех точках. И где пайка и огневой стенки. Если огневая стенка при работающем двигателе и давлении в канале в пару сотен атмосфер не прогибается то чего бы ей при пайке прогнуться?
Цитата: Штуцер от 13.10.2022 05:00:28При пайке температура выше. Во всех точках. При работе конструкция охлаждается.При работе температура огневой стенки близка к предельной.
Цитата: Старый от 12.10.2022 22:29:39Во всех точках. И где пайка и огневой стенки. Если огневая стенка при работающем двигателе и давлении в канале в пару сотен атмосфер не прогибается то чего бы ей при пайке прогнуться?Потому, что совокупность условий при пайке - давление и температура - приводят к пластической деформации обеих стенок. По-моему, я это уже несколько раз объяснял.
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 13:51:45Потому, что совокупность условий при пайке - давление и температура - приводят к пластической деформации обеих стенок. По-моему, я это уже несколько раз объяснял.Вот это я както не заметил: почему огневая стенка деформируется при пайке но не деформируется при работе двигателя?
Цитата: Штуцер от 13.10.2022 21:40:46Потому что при работе температура огневой стенки существенно ниже.А уж силовой - подавно.
Цитата: Штуцер от 13.10.2022 21:40:46Потому что при работе температура огневой стенки существенно ниже.Не может такого быть. При работе её температура близка к предельной.
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 21:45:59А уж силовой - подавно.Силовой - ладно. Но силовая стенка на то и силовая чтобы не деформироваться от незначительных перепадов давления.
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:53:58Силовой - ладно. Но силовая стенка на то и силовая чтобы не деформироваться от незначительных перепадов давления.Температура силовой стенки при пайке - исключительно горячая, при работе на жидком водороде - тут всё понятно.
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55Не может такого быть.А оно есть. :)
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55При работе её температура близка к предельной.Отнюдь. На участке сверхзвукового сопла, где и проявляются деформации, она далека от предельной.
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55А если она существенно ниже чем при пайке то нафига такой тугоплавкий припой?Тот же, что и на участках, где требуется тугоплавкий. ::)
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 22:27:58Отнюдь. На участке сверхзвукового сопла, где и проявляются деформации, она далека от предельной.Вот же, блин, так и норовит поймать! ;D
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 22:27:58Тот же, что и на участках, где требуется тугоплавкий. ::)А почему там деформация не проявляется?
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55А если она существенно ниже чем при пайке то нафига такой тугоплавкий припой?Тугоплавкий припой - он не только тугоплавкий, но и прочный. Олово со свинцом, знаете ли, не самые прочные металлы...
Цитата: SONY от 13.10.2022 23:33:50Тугоплавкий припой - он не только тугоплавкий, но и прочный. Олово со свинцом, знаете ли, не самые прочные металлы...
Цитата: fagot от 14.10.2022 03:29:52Да и прочность теряется гораздо раньше, чем достигается температура плавления.Всё это очень хорошо, но каким же образом каналы которые при пайке деформируются внутрь потом при работе двигателя не деформируются наружу?
Цитата: Старый от 13.10.2022 22:46:17Ну а почему ж тогда на начальном участке сопла деформация не проявляется? Паяют же при одинковой температуре всю камеру?Конечно, при одинаковой. Там нагрев специально плавный.
Цитата: Старый от 13.10.2022 22:46:17Вот же, блин, так и норовит поймать! ;DДа почему поймать? Особенностей везде много, в ЖРД - тоже. Поэтому уточняю по возможности, что имею в виду.
Цитата: Старый от 14.10.2022 04:51:15Всё это очень хорошо, но каким же образом каналы которые при пайке деформируются внутрь потом при работе двигателя не деформируются наружу?Боюсь, что тут нет простого ответа. Ответом может быть расчёт напряжённо-деформированного состояния: при пайке и при работе на огне.
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 11:09:20Боюсь, что тут нет простого ответа. Ответом может быть расчёт напряжённо-деформированного состояния: при пайке и при работе на огне.Можно ответить проще. Через инженерную прикидку.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:01:07Можно ответить проще. Через инженерную прикидку.Да тут же ещё температура важна...
Медная трубка диаметром 3 мм и толщиной стенки 0.7 мм держит рабочее давление ....
Старый, как думаешь, сколько? :)
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 12:10:24Можно, конечно. посчитать, какие напряжения будут в стенке при известном перепаде давления и температуре.Бессмысленно тратить время. Практика показывает, что каналы не раздувает.
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 12:10:24Да тут же ещё температура важна...Да... помнится были лабораторки по этому вопросу... Думается, температура близка к температуре прокачиваемой жидкости. Не в два раза отличается.
Цитата: Старый от 14.10.2022 04:51:15каким же образом каналы которые при пайке деформируются внутрь потом при работе двигателя не деформируются наружу?;D Деформируясь вовнутрь каналы образуют арочную конструкцию, которая хорошо противостоит внутреннему давлению при работе.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:15:12Бессмысленно тратить время. Практика показывает, что каналы не раздувает.Я не к этому. Расчётом можно показать, что при работе на режиме напряжения не приводят к пластическим деформациям (поэтому их и не раздувает), а при пайке - таки приводят.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:15:12Да... помнится были лабораторки по этому вопросу... Думается, температура близка к температуре прокачиваемой жидкости. Не в два раза отличается.Смотря чего. Я тут везде уточняю, о какой конкретно стенке говорю. Скажем, температура силовой стенки (рубашки) да, с хорошей точностью равна температуре охлаждающей жидкости.
Цитата: Feol от 14.10.2022 17:29:56В огневой стенке градиент температуры должен быть колоссальный при работе, хоть и тонкая.И есть даже значения :) Температура огневой стенки со стороны потока газов, температура огневой стенки со стороны потока жидкости, температура силовой стенки (будем считать, температура на вершине ребра).
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:01:07Думаю что очень много. Примерно как труба диаметром метр и толщиной стенок 25 см. Орудийный ствол линкора.Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 11:09:20Боюсь, что тут нет простого ответа. Ответом может быть расчёт напряжённо-деформированного состояния: при пайке и при работе на огне.Можно ответить проще. Через инженерную прикидку.
Медная трубка диаметром 3 мм и толщиной стенки 0.7 мм держит рабочее давление ....
Старый, как думаешь, сколько? :)
Цитата: Feol от 14.10.2022 17:29:56В огневой стенке градиент температуры должен быть колоссальный при работе, хоть и тонкая.Нет там колоссального градиента. Есть пограничный слой и градиент в газе.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Нет там колоссального градиента."колоссальный" - не инженерное понятие. Это не упрёк ни вам, ни Феолу, просто замечание.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 21:01:34"колоссальный градиент" - не мой термин. ))Поэтому я особо оговорил: "это не упрёк ни вам ни Феолу". :)
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 21:01:34Клапанчуки - да - есть очень быстрые. И не только с пневмоуправлением, как в движках, но и электрические.Ох, чего там только не бывает (а бывает, поверьте, весьма многое!). Вообще, клапаны это, пожалуй, вторые по сложности в части механики изделия в области ЖРД.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 20:46:15"колоссальный" - не инженерное понятие.Это любимое слово Рогозина. 8)
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 21:08:10Ох, чего там только не бывает (а бывает, поверьте, весьма многое!). Вообще, клапаны это, пожалуй, вторые по сложности в части механики изделия в области ЖРД.А первые по сложности - ТНА?
Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?В погранслое с конвекцией хреново.
Цитата: fagot от 15.10.2022 05:33:48Нормально там с конвекцией. А с излучением что?Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?В погранслое с конвекцией хреново.
Цитата: Старый от 15.10.2022 07:56:45Нормально там с конвекцией. А с излучением что?Тепловой поток от излучения на порядок меньше.
Цитата: fagot от 15.10.2022 12:07:10И что у нас в сумме по теплопроводности, конвекции и излучению?Цитата: Старый от 15.10.2022 07:56:45Нормально там с конвекцией. А с излучением что?Тепловой поток от излучения на порядок меньше.
Цитата: Старый от 12.10.2022 13:29:28Потому что эта часть была в форме гиперболоида :-) Как башня Шухова.Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:27:04Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми.Ой. Как это? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:03:36Аааазвереть! Что только враги не придумают... :(Цитата: Старый от 12.10.2022 13:29:28Потому что эта часть была в форме гиперболоида :-) Как башня Шухова.Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:27:04Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми.Ой. Как это? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:09:45Так температура охладителя и температура огневой стенки это же вроде не одно и то же? ??? :-[ :-\Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
Цитата: Старый от 15.10.2022 17:27:24Так температура охладителя и температура огневой стенки это же вроде не одно и то же? ??? :-[ :-\Не одно и то же, но связано друг с другом. Поэтому предельная температура огневой стенки может определяться ограничениями по допустимой температуре охладителя, а не огнестойкостью или жаропрочностью самой стенки.
Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.Даже если и близка, все равно она ниже температуры пайки, особенно температура стенки со стороны жидкости.
Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27А что с ламинарностью и турбулентностью?Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
Цитата: Штуцер от 15.10.2022 18:30:10С ламинарностью вообще ничего. Одна турбулентность.Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27А что с ламинарностью и турбулентностью?Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.Если она будет близка предельной, при любых случайных или преднамеренных изменениях рабочих параметров стенка будет прогорать. Со всеми вытекающими.
Цитата: Штуцер от 15.10.2022 18:34:14Близка к предельной но не предельная. Отличается от предельной какраз на величину случайных или преднамеренных вариаций. :PЦитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.Если она будет близка предельной, при любых случайных или преднамеренных изменениях рабочих параметров стенка будет прогорать. Со всеми вытекающими.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 18:08:06Тогда для стенки возьмут более простой и дешовый материал.Цитата: Старый от 15.10.2022 17:27:24Так температура охладителя и температура огневой стенки это же вроде не одно и то же? ??? :-[ :-\Не одно и то же, но связано друг с другом. Поэтому предельная температура огневой стенки может определяться ограничениями по допустимой температуре охладителя, а не огнестойкостью или жаропрочностью самой стенки.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:09:45ЖРД с фазовым переходом. Насколько , я понимаю , там охладитель кипит!Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
Цитата: Лог от 15.10.2022 18:47:08В ЖРД - не кипит. А если используется охладитель в сверхкритическом состоянии (например, водород), то он не кипит, а переходит в газообразное состояние без кипения.Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:09:45Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.ЖРД с фазовым переходом. Насколько , я понимаю , там охладитель кипит!
Цитата: Дмитрий В. от 15.10.2022 19:08:19А вот вопрос по ЖРД с расширительным циклом (фазовым переходом), например, на ЖК-метане: можно ли в рубашке охлаждения найти место с подходящим давлением и температурой, откуда можно брать метан на наддув своего бака. Чтобы не использовать специальный теплобменник-испаритель.Существуют редукторы.
Цитата: Дмитрий В. от 15.10.2022 19:08:19А вот вопрос по ЖРД с расширительным циклом (фазовым переходом), например, на ЖК-метане: можно ли в рубашке охлаждения найти место с подходящим давлением и температурой, откуда можно брать метан на наддув своего бака. Чтобы не использовать специальный теплобменник-испаритель.Можно просто отбирать часть газа после турбины. Хотя технически и до турбины тоже можно.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 19:16:04Хотя технически и до турбины тоже можно.Перед тем как умереть в баке газ должен отработать на турбине!
Цитата: Старый от 15.10.2022 19:42:19И это должен быть гелийЦитата: Гость 22 от 15.10.2022 19:16:04Хотя технически и до турбины тоже можно.Перед тем как умереть в баке газ должен отработать на турбине!
Цитата: Лог от 15.10.2022 20:08:50через стенку канал криогенного азота.Гелия!
Цитата: Лог от 15.10.2022 20:08:50А, что если чередовать каналы в рубашке охлаждения, в критических участках. Каналы РГ, через стенку канал криогенного азота.Можно повысить теплосъёмность.
Цитата: Лог от 15.10.2022 20:12:01теплосъёмность.Теплосъёмкость. :P
Цитата: Старый от 15.10.2022 18:39:00Тогда для стенки возьмут более простой и дешовый материал.Так и делают обычно. Например, бронза БрХ0.8 - достаточно проста и дешева. Хотя кто-то может предпочесть более "крутой" NARloy-Z :-)
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 20:58:20Поставили быЦитата: Старый от 15.10.2022 18:39:00Тогда для стенки возьмут более простой и дешовый материал.Так и делают обычно. Например, бронза БрХ0.8 - достаточно проста и дешева. Хотя кто-то может предпочесть более "крутой" NARloy-Z :-)
Цитата: Старый от 15.10.2022 20:18:21КуперациюЦитата: Лог от 15.10.2022 20:12:01теплосъёмность.Теплосъёмкость. :P
Цитата: Старый от 15.10.2022 20:18:21Вам как генею виднееЦитата: Лог от 15.10.2022 20:12:01теплосъёмность.Теплосъёмкость. :P
Цитата: Старый от 15.10.2022 21:00:20Поставили быИ сталь тоже ставят :-)железякусталь.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 21:29:10И тоже гнётся при пайке? :-[ :-\Цитата: Старый от 15.10.2022 21:00:20Поставили быИ сталь тоже ставят :-)железякусталь.
Цитата: Лог от 15.10.2022 22:12:18Осоюливо при пайке стали к люминиюНегодяи из Красмаша умеют паять сталь к люминю. Или варить...
Цитата: Старый от 15.10.2022 21:36:27И тоже гнётся при пайке? :-[ :-\Что значит "тоже"? Допускается "оребрение" при пайке внешней силовой оболочки, которая обычно как раз стальная, но не из жаропрочной стали - её рабочие температуры намного ниже температуры в печи. "Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2448714
Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?Это значит, отклонение от теоретической поверхности более 0.1 мм.
Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32Это значит, что на практике допуски отличны от нуля :-)Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Цитата: Гость 22 от 16.10.2022 11:22:06Видать сильно отличны. Мне даже померещилось что это трубчатое сопло. :-[ :-\Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32Это значит, что на практике допуски отличны от нуля :-)Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Цитата: Гость 22 от 16.10.2022 11:22:06Именно так. Но допуск на то и допуск, чтобы допускать. ))Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32Это значит, что на практике допуски отличны от нуля :-)Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Цитата: Гость 22 от 16.10.2022 11:55:31(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/333603.jpg)Както подозрительно что этот текст акцентируется на гофрированных проставках и не упоминает фрезерованых стенок. Уж не является ли здесь наружная стенка чисто элементом гермоконтура а не силовой стенкой?
Цитата: Старый от 16.10.2022 12:08:08Както подозрительно что этот текст акцентируется на гофрированных проставках и не упоминает фрезерованых стенок. Уж не является ли здесь наружная стенка чисто элементом гермоконтура а не силовой стенкой?Без разницы, какая она - силовая или нет, для наружной стенки оребрение при пайке допускается. Во всяком случае - допуск на прогиб наружной стенки больше допуска на прогиб огневой стенки :-)
Цитата: Бертикъ от 16.10.2022 21:39:21Уважаемые коллеги. А вот такой вопрос - на наших ракетах-носителях когда-либо устанавливались системы аварийного подрыва? Или мы ограничивались системой АВД? Вопрос именно про РН, а не про КА.Насколько я в курсе не устанавливалась.
Цитата: Бертикъ от 16.10.2022 21:39:21Уважаемые коллеги. А вот такой вопрос - на наших ракетах-носителях когда-либо устанавливались системы аварийного подрыва? Или мы ограничивались системой АВД? Вопрос именно про РН, а не про КА.Не устанавливались. Места пустынные, зачем добивать матчасть?
Цитата: Штуцер от 16.10.2022 22:03:01Не устанавливались. Места пустынные, зачем добивать матчасть?Более весомый аргумент: если у нас поставить такую систему то она будет постоянно не срабатывать когда надо и срабатывать когда не надо.
Цитата: Штуцер от 16.10.2022 22:16:58Тут другой вопрос. Допустим на 30 секунде проходит АВД.Пиросредства фигня, вот топливо... Лучше чтоб это всё вместе с пиросредствами взорвалось и сгорело гдето в воздухе не долетая до земли.
На машине полно пиросредств, ПРД разделения.
Так и падает все?
Цитата: Штуцер от 16.10.2022 23:19:11Так Вы пишете про систему подрыва. Это и есть АПО.Термин АПО - то да.
Цитата: Feol от 16.10.2022 22:58:22ИМХО, система подрыва сама по себе их гарантированно не уничтожит. Или надо городить подрыв/штатное инициирование каждого пиросредства при аварии, или разбираться на земле. Мне кажется, в таком случае пусть уж лучше падает максимально кучно. По АВД без всякого подрыва. Заодно, чем меньше взрывчатки на борту, тем спокойнее.То есть, имхо, АПО - это лишняя взрывчатка на борту + радио-электронные системы. Само по себе небезопасное сочетание. И оно нисколько не упростит задачу деактивации пиросредств на земле, а, наоборот - увеличит радиус поиска из-за увеличения радиуса разлёта обломков.
Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?Сама по себе полнота сгорания ценности не имеет. Газ-газ обеспечивает максимальный УИ при сравнительно невысоких температурах в газогенераторах
Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?Повышение мощности ТНА и соответственно давления в камере сгорания. Одновременно меньше температуры и давления на турбине с окислительным газом.
Цитата: Feol от 18.10.2022 19:07:20А за счёт чего так получается? Что изменяется в процессах в основной камере?При чём тут камера? В газогенераторах меньше температура и давление так как в турбинах работают оба компонента.
Цитата: Дмитрий В. от 18.10.2022 19:04:51Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?Сама по себе полнота сгорания ценности не имеет. Газ-газ обеспечивает максимальный УИ при сравнительно невысоких температурах в газогенераторах
Цитата: Дмитрий В. от 18.10.2022 19:04:51Это-что, чисто технический показатель?Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?Сама по себе полнота сгорания ценности не имеет. Газ-газ обеспечивает максимальный УИ при сравнительно невысоких температурах в газогенераторах
Цитата: Старый от 18.10.2022 19:21:43А если, газификация компонента без срабатывания,на турбине?Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?Повышение мощности ТНА и соответственно давления в камере сгорания. Одновременно меньше температуры и давления на турбине с окислительным газом.
Цитата: Лог от 18.10.2022 19:29:01Это-что, чисто технический показатель?Температура в газогенераторах? Да.
Цитата: Лог от 18.10.2022 20:11:05А если, газификация компонента без срабатывания,на турбине?То это напрасное и пустое.
Цитата: Старый от 18.10.2022 19:22:54То есть, боремся не за газификацию обоих компонентов, а используем газификацию обоих компонентов, борясь за ТНА? Ну, может быть. Если так.Цитата: Feol от 18.10.2022 19:07:20А за счёт чего так получается? Что изменяется в процессах в основной камере?При чём тут камера? В газогенераторах меньше температура и давление так как в турбинах работают оба компонента.
Цитата: Feol от 18.10.2022 22:34:22То есть, боремся не за газификацию обоих компонентов, а используем газификацию обоих компонентов, борясь за ТНА?Не совсем. Поднимаем давление в КС одновременно не доводя ТНА до греха.
Цитата: Feol от 18.10.2022 23:22:11А что, если преподаватель на экзамене (ну, допустим ;) ) спросит - что тогда мешает поставить вместо одного перегруженного 2 одинаковых газогенератора и ТНА - на одном и том же компоненте?Мощность турбины определяется не только перепадом но и объёмом газа. Прямо пропорциональна объёму газа. Поэтому деля поток газа между несколькими ТНА ты ничего не меняешь.
Цитата: Feol от 18.10.2022 23:22:11Ведь повышение давления в камере сгорания потребует в любом случае повышать давление после турбины, иначе газ в камеру не пойдёт. От повышения вероятности возгорания из-за давления не избавляемся, а производительность набираем тем же самым удвоением ТНА, как и газ+газ. Что я отвечу ;)?Уменьшаешь перепад давления на турбине. И соответственно давление перед турбиной.
Цитата: Feol от 18.10.2022 23:22:11Нет... всё равно не понимаю :-\ Даже, если так. Двигателям не обучен :(Мощность ТНА пропорциональна расходу газа через турбину, соответственно газифицируя оба компонента, мы получаем максимально возможную мощность ТНА, которую можно использовать для повышения давления в КС, если же этого не требуется, можно снизить температуру газа.
А что, если преподаватель на экзамене (ну, допустим ;) ) спросит - что тогда мешает поставить вместо одного перегруженного 2 одинаковых газогенератора и ТНА - на одном и том же компоненте? Ведь повышение давления в камере сгорания потребует в любом случае повышать давление после турбины, иначе газ в камеру не пойдёт. От повышения вероятности возгорания из-за давления не избавляемся, а производительность набираем тем же самым удвоением ТНА, как и газ+газ. Что я отвечу ;)?
В РД-170 вроде 2 газогенератора, кстати.
Цитата: Feol от 19.10.2022 04:16:29Что мешает нам увеличить мощность ТНА, увеличив расход газа на турбину путём добавления бОльшего количества, например, горючего в окислитель, если мы, например, газифицируем окислитель в газогенераторе? Газа тогда должно стать больше. Будет просто (проблемный) рост температуры окислительно газа?Да.
Цитата: Старый от 15.10.2022 17:25:44Аааазвереть! Что только враги не придумают... :(Собственно, вот так оно выглядит.
Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :oНе думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :oА они считали что технологический кошмар это фрезеровать и паять или плющить трубки и опять паять. :)
Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Ну в принципе, под эту загогулину, действительно можно сделать хитрую планшайбу, и сверлить на токарном станке по принципу как сверлят стволы(хотя их больше куют сразу с каналом). Т.е. Вращать саму деталь. Тогда сверло самоцентрируется по оси вращения детали, и можно легко сверлить отверстия очень большой глубины.Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :oНе думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Цитата: Sellin от 16.11.2022 11:30:26Ну в принципе, под эту загогулину, действительно можно сделать хитрую планшайбу, и сверлить на токарном станке по принципу как сверлят стволы(хотя их больше куют сразу с каналом). Т.е. Вращать саму деталь. Тогда сверло самоцентрируется по оси вращения детали, и можно легко сверлить отверстия очень большой глубины.В реальности всё немного сложнее...
ЦитироватьСуществует теоретическая дискуссия относительно того, как нужно правильно сверлить: вращать заготовку и подавать сверло без вращения; вращать сверло и осуществлять контрвращение заготовки; либо не вращать заготовку совсем; либо всё-таки вращать, но с малыми скоростями. Как точить сверло: делать «спиральный» угол, или точить гранями, или использовать так называемую алмазную заточку. Какое масло лучше, в каком диапазоне температур масла допустимо сверление, какая должна быть чистота очистки масла и так далее. Каждый производитель будет иметь собственное мнение, которое он подкрепляет собственным опытом и доводами. Лично я получал отличные результаты при сверлении с контрвращением заготовки, при этом сверло вращается значительно быстрее заготовки; и предпочитаю «алмазную» заточку сверла.https://huntportal.ru/hunting/oruzhie-i-boepripasy/nareznoe-ognestrelnoe-oruzhie/proizvodstvo-nareznyix-stvolov
Обычно после глубокого сверления производят токарную обработку – задают внешний контур будущего ствола, беря за базу обработки просверлённое отверстие. Дело в том, что при глубоком сверлении есть так называемый межцентровой увод: выходное отверстие имеет отклонение от геометрического центра заготовки (стандартные допуски примерно 0,3 мм на 1 м), отверстие при этом совершенно прямое и ровное. Поэтому при оконтуривании ствол устанавливают в центрах и, поддерживая его люнетами, производят внешнюю токарную обработку.
Цитата: SONY от 16.11.2022 22:30:26В реальности большинство стволов куют. Читайте вашу ссылку до конца. Сверлят только высокоточку.Цитата: Sellin от 16.11.2022 11:30:26Ну в принципе, под эту загогулину, действительно можно сделать хитрую планшайбу, и сверлить на токарном станке по принципу как сверлят стволы(хотя их больше куют сразу с каналом). Т.е. Вращать саму деталь. Тогда сверло самоцентрируется по оси вращения детали, и можно легко сверлить отверстия очень большой глубины.В реальности всё немного сложнее...
Цитата: Sellin от 16.11.2022 23:44:46В реальности большинство стволов куют. Читайте вашу ссылку до конца. Сверлят только высокоточку.Сверлят всё. Первая операция при ковке - отрезать заготовку, вторая - просверлить. Лишь затем в неё сквозь просверленное отверстие вставляют оправку и вокруг неё куют.
Цитата: Sellin от 16.11.2022 23:44:46Если же речь про увод на 0.3мм на метр, то Лину для сопла этого более чем хватит.0,3 мм - это на специализированных станках для глубокого сверления со специализированными свёрлами и т.д.
Цитата: SONY от 17.11.2022 01:30:27Вы же предлагаете сверлить на обычном токарном станке...А там биения сверла не редко просто глазом видны.Мда.... При сверлении на токарном - сверло ВООБЩЕ не вращается. Биение у него глазом видно.
Цитата: Sellin от 17.11.2022 02:48:23Мда.... При сверлении на токарном - сверло ВООБЩЕ не вращается. Биение у него глазом видно.То, что сверло не вращается, никак не мешает ему уходить в сторону и сверлить не по центру, что со стороны видно как биение (именно потому, что вращается заготовка, а не сверло). Причём из-за того, что сверло не вращается, за него можно взяться во время сверления рукой и ощутить биения даже тогда, когда глазом их не видно.
Вобщем ваш уровень понятен, аминь.
Цитата: SONY от 17.11.2022 03:57:45Вот тут наглядно, как сверло может битьРукалицо. Гуглите, что такое биение, не позорьтесь.
Цитата: SONY от 17.11.2022 03:57:45Если станок не убит, то центровочное сверло по высоте точно соответствует центру патрона, в пределах допуска изготовителя конечно. По горизонтали же его можно сместить тонким поперечным перемещением задней бабки. Далее, микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон, в зависимости от требуемой точности. Посколько центровочное сверло жесткое, и фактически фреза, любые несоответствия выливаются в увеличение диаметра, не в уходе оси отверстия А за видео спасибо, такой фокус иногда полезен при большом количестве деталей, чтобы не дергать туда-сюда бабку и патрон в ней.Цитата: Sellin от 17.11.2022 02:48:23Мда.... При сверлении на токарном - сверло ВООБЩЕ не вращается. Биение у него глазом видно.То, что сверло не вращается, никак не мешает ему уходить в сторону и сверлить не по центру, что со стороны видно как биение (именно потому, что вращается заготовка, а не сверло). Причём из-за того, что сверло не вращается, за него можно взяться во время сверления рукой и ощутить биения даже тогда, когда глазом их не видно.
Вобщем ваш уровень понятен, аминь.
Вот тут наглядно, как сверло может бить:Да, автор делится "лайфхаком", как этого избежать, но он поможет избавится лишь от такого адового треша, какой нам в начале показывают, а от более мелких проблем - увы. Центровочные свёрла, если что, тоже далеко не всегда точно по центру сверлят.
Не от нечего делать изобрели специальные станки для глубокого сверления, где ОДНОВРЕМЕННО вращают и сверло, и заготовку, и не от нечего делать разработали специализированные свёрла для глубокого сверления, имеющие совершенно непохожую на обычные свёрла форму:
Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Посложнее, сверло нужно кривое, по образующей сопла. Я думаю тут электроэрозионная обработка. Рабочий стержень можно изогнуть как угодно.Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :oНе думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:17:13Образующая там - это прямая линия, как у любого гиперболоида.Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Посложнее, сверло нужно кривое, по образующей сопла. Я думаю тут электроэрозионная обработка. Рабочий стержень можно изогнуть как угодно.Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :oНе думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Цитата: Дмитрий В. от 18.11.2022 08:20:04Пригляделся - там нижняя часть напаяна, а наверху действительно гиперболоид, вы правы. Значит можно сверлить.Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:17:13Образующая там - это прямая линия, как у любого гиперболоида.Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Посложнее, сверло нужно кривое, по образующей сопла. Я думаю тут электроэрозионная обработка. Рабочий стержень можно изогнуть как угодно.Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :oНе думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:07:57Если станок не убит, то центровочное сверло по высоте точно соответствует центру патрона, в пределах допуска изготовителя конечно. По горизонтали же его можно сместить тонким поперечным перемещением задней бабки. Далее, микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон, в зависимости от требуемой точности.Это всё работает если у вас свой станок и свой толковый токарь.
ЦитироватьОсобенно много усилий пришлось потратить на центробежные форсунки для распыления горючего в камере.https://users.livejournal.com/---lin---/390684.html
...
В результате испытаний из многих десятков форсунок были выбраны семь.
...
Шнековый завихритель имеет много мелких деталей, и от того, насколько точно удается выдержать их размеры, зависит ширина зазоров, через которые будет течь и распыляться в камеру керосин. Диапазон возможных исходов — от «через форсунку жидкость вообще не течет» до «распыляется равномерно во все стороны». Идеальный исход — керосин распыляется тонким конусом вниз.
...
Поэтому получение идеальной форсунки зависит не только от мастерства и добросовестности изготовителя, но и от используемого оборудования и, наконец, мелкой моторики специалиста.
Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30Т.е. на тех производствах, где им детали делали, ни о каком "микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон" речи явно не шло: как получилось - так получилось, а вы уж надейтесь, что хоть что-то случайно получилось нужного размераВот именно это всегда и везде является самым сложным. Даже Маск об этом говорил своим "Не сложно сконструировать двигатель - производство вот что сложно". Поэтому когда я слышу нытье по этому поводу, то мысль только одна - люди занимаются не своим делом. Возможно они талантливые конструктора, но производство двигателей или ракет они сделать не смогут, т.к. явно не понимают как это работает.
Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30Не вижу связи между токарным станком и сварными швами. Если швы герметичные и геометрия в пределах допуска, то нет проблем. На вышеупомянутой фотографии вроде все в порядке. Форсунку можете показать?Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:07:57Если станок не убит, то центровочное сверло по высоте точно соответствует центру патрона, в пределах допуска изготовителя конечно. По горизонтали же его можно сместить тонким поперечным перемещением задней бабки. Далее, микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон, в зависимости от требуемой точности.Это всё работает если у вас свой станок и свой толковый токарь.
А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделали:
Цитата: Sellin от 18.11.2022 10:22:49Конкретная операция центровки - элементарная, известная любому токарю. Обычный цифровой или аналоговый микрометр, и через пару минут ваши оси совмещены. Зависит от станка конечно. На некоторых предел возможного - 1 - 5 сотых миллиметра.Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30Т.е. на тех производствах, где им детали делали, ни о каком "микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон" речи явно не шло: как получилось - так получилось, а вы уж надейтесь, что хоть что-то случайно получилось нужного размераВот именно это всегда и везде является самым сложным.
Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделалиТут ещё нужно посмотреть, как были разделаны кромки, имелись ли канавки или буртики вокруг патрубков. Может, лучше и невозможно было сварить.
Цитата: opinion от 18.11.2022 18:57:31Кроме того варили вручную, не на орбиталке. Так что если опрессовку выдержала, то для макета и нормально будет.Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделалиТут ещё нужно посмотреть, как были разделаны кромки, имелись ли канавки или буртики вокруг патрубков. Может, лучше и невозможно было сварить.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы. Например, если обычная шпилька с треугольной резьбой, использовалась как ходовой винт в каком-то механизме, вместо специального винта с трапецивидной резьбой или ШВП.
Попадалась кому- то такая резьба?
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.На старых комбайнах типа СКПР в соломосборнике. Но там диаметр сантиметров 30.
Попадалась кому- то такая резьба?
Цитата: Владимир Юрченко от 02.12.2022 21:53:29Там шнек.Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.На старых комбайнах типа СКПР в соломосборнике. Но там диаметр сантиметров 30.
Попадалась кому- то такая резьба?
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.Как зуборез-фрезеровщик четвертого разряда (свидетельство получал вместе с аттестатом после 11 класса) полагаю, что не только. Но нужна специальная фреза.
Попадалась кому- то такая резьба?
20221202_211745.jpg
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы.Это новые шпильки, куплены недавно вместе с душевым поддоном.
Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Это у вас там там что, ЧПУ станки на таких ходовых винтах?))) ЧПУ на ШВП по вертикали, по Х,У косозубые рейки.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 23:04:37Ту так-то если погуглить, то можно найти фото похожей гадости на сыромятых катанных шпильках из Леруа, например.Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы.Это новые шпильки, куплены недавно вместе с душевым поддоном.
Являются опорами.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 23:04:37И большая высота нарезов сделана чтобы служить опорой? ??? ::) :-[ :-\Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы.Это новые шпильки, куплены недавно вместе с душевым поддоном.
Являются опорами.
Цитата: Бертикъ от 03.12.2022 01:04:13Уменьшение угла резьбы со стандартных 60 гр. до 30 гр. снижает ее стоимость почти в два раза, но и во столько же уменьшает предельно допустимую нагрузку.Насчёт предельной нагрузки.
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 02:06:23Как известно, работают первые 3 витка резьбы.Нет, вовсе не только первые три.
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 02:06:23Гайки то обычные.Может это и сбивает с толку?
Цитата: SONY от 03.12.2022 02:19:24Такой винт, как на фото - это просто мусорСначала я тоже так подумал. А вы попробуйте такой винт сделать.
Цитата: SONY от 03.12.2022 02:19:24Первые три витка берут на себя более 70%Да понятно. ;D
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 10:27:17начала я тоже так подумал. А вы попробуйте такой винт сделать.И в чём проблема?.. Это же делает не токарь Вася, у которого проблема, что нет нужного стандартного резца, а огромный завод, который резьбу накатывает, и которому нет проблемы под массовый выпуск заготовить специальное оборудование. Благо накатывать на "пластилине", из которого делаются такие шпильки, можно что угодно.
Цитата: Sellin от 03.12.2022 02:34:16Я же говорю: это говношпильки самые дешманские. Не надо в них искать замысел.Там целый диспут - дешманская это резьба или специальная. ;D
Вот про них:
https://www.chipmaker.ru/topic/188125/
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/335918.jpg)
Цитата: Лог от 03.12.2022 22:41:12Резьба гайки на конус?Гайки обычные, метрические. И стальные и пластиковые. Фокус в том, что резьба стальной гайки не катается. ))
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 22:52:07"Не катается" объясните пожалуйста для школьника :-[ .Цитата: Лог от 03.12.2022 22:41:12Резьба гайки на конус?Гайки обычные, метрические. И стальные и пластиковые. Фокус в том, что резьба стальной гайки не катается. ))
Вот опора в сборе.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=27313;type=preview;file"]20221202_211745.jpg[/url]
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Цитата: nonconvex от 04.12.2022 07:44:35толщина стенок рояля не играет.При нарезке резьбы скорость резания такая же, как и при точении цилиндра?
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 23:08:31Просто эта гайка контрит пластиковую опору после выставления по уровню.Ага. Видимо это резьба для завинчивания в мягкий материал. Чтобы увеличить площадь соприкосновения и соответственно уменьшить удельное давление.
Цитата: Лог от 04.12.2022 00:02:56Накаткой в гайке резьбу не сделать?Цитата: Штуцер от 03.12.2022 22:52:07"Не катается" объясните пожалуйста для школьника :-[ .Цитата: Лог от 03.12.2022 22:41:12Резьба гайки на конус?Гайки обычные, метрические. И стальные и пластиковые. Фокус в том, что резьба стальной гайки не катается. ))
Вот опора в сборе.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 11:15:04Накаткой в гайке резьбу не сделать?
Цитата: nonconvex от 04.12.2022 07:44:35Похожие ребра делают накаткой на трубках для увеличения поверхности сброса тепла. Трубки применяются в радиаторах и кулерах.Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
20221202_211745.jpg (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=27313;type=preview;file)
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Я вам такую запросто нарежу на токарно-винторезном. Фасонный резец, режет в основании стержня, поэтому толщина стенок рояля не играет.
Цитата: SONY от 04.12.2022 14:20:18Так что это просто уничтожение прочности в угоду копеечной экономии металла.Это вполне возможно.
Цитата: SONY от 04.12.2022 14:20:18И продаётся это под видом метрической шпильки!Вот это вряд ли.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 14:50:48Да заедьте вы уже в Леруа сами, что-ли, если не верите двум участникам этого форума и треду из чипмейкера.ЦитироватьИ продаётся это под видом метрической шпильки!Вот это вряд ли.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 14:50:48Вот это вряд ли.Это - факт!
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 15:56:53Вы посмотрите на эту резьбу. Это не 30, не 20, и не 15.Она вообще не треугольная в данном конкретном случае. Дальнейшее развитие китайских технологий металлоэкономии в ущерб любым остаткам прочности.
Цитата: SONY от 04.12.2022 16:56:46А как такая резьба изготавливается с экономией стоимости и металла?Цитата: Штуцер от 04.12.2022 15:56:53Вы посмотрите на эту резьбу. Это не 30, не 20, и не 15.Она вообще не треугольная в данном конкретном случае. Дальнейшее развитие китайских технологий металлоэкономии в ущерб любым остаткам прочности.
Цитата: opinion от 04.12.2022 22:58:10А как такая резьба изготавливается с экономией стоимости и металла?Накаткой. С упрочнением витков.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 09:39:10Можно такую же, можно и поменьше, для упрощения. Есть приспособы для быстрого отвода резца и остановки шпинделя. Хотите накаткой - да на здоровье, можно и накаткой. Собственно многие шурупы по дереву и саморезы имеют такой же профиль , естественно что они катаные, для экономии металла.Цитата: nonconvex от 04.12.2022 07:44:35толщина стенок рояля не играет.При нарезке резьбы скорость резания такая же, как и при точении цилиндра?
В любом случае данная резьба - катаная.
Цитата: nonconvex от 05.12.2022 01:40:18естественно что они катаные, для экономии металла.Естественно катаные, для производительности. Они ещё и каленые.
Цитата: SONY от 31.12.2022 13:09:23Это из фильма "Гагарин: Первый в космосе". Так что как реквизиторы собрали - так оно и выглядит.Посмотрел. Да, похоже, что оно. Не кадр, но с места съемки.
Цитата: Бертикъ от 31.12.2022 13:59:55Не кадр, но с места съемки.Да, это снято на съёмочной площадке, а не кадр из фильма. В свойствах файла прописано, что это снято фотоаппаратом Canon EOS 5D Mark II. Его часто и для съёмок собственно кино использовали, но тогда разрешение всего Full HD (1920x1080), а тут - полное разрешения матрицы, т.е. это именно фотография, а не кадр из фильма.
Цитата: SONY от 04.12.2022 15:53:21Сходите в магазин с шаблоном метрической резьбы и приложите к шпилькам - всюду увидите, что угол куда меньше, чем 60 градусов. В лучшем случае будет 45 градусов, не редко - 35. Может уже и 30 делают. И на всём этом будет написано, что шпилька - метрическая!Ну так если миллиметры а не дюймы - то метрическая. А что резьба не треугольная а трапецеидальная или какая это - уже подробности.
Цитата: Дем от 19.01.2023 13:40:08А если резьбу сорвет не на гайке а на шпильке, так это ваши проблемы. Ибо.Цитата: SONY от 04.12.2022 15:53:21Сходите в магазин с шаблоном метрической резьбы и приложите к шпилькам - всюду увидите, что угол куда меньше, чем 60 градусов. В лучшем случае будет 45 градусов, не редко - 35. Может уже и 30 делают. И на всём этом будет написано, что шпилька - метрическая!Ну так если миллиметры а не дюймы - то метрическая. А что резьба не треугольная а трапецеидальная или какая это - уже подробности.
Просто к такой шпильке - нужна и соотвествующая гайка,а не просто шаг-диаметр тот же
Ну и вообще логично - сэкономить металл на шпильке но добавить на гайке. Ибо шпилька длинная а гайка короткая.
Цитата: nonconvex от 20.01.2023 01:51:31А если резьбу сорвет не на гайке а на шпильке, так это ваши проблемы.Так сколько резьбы надо рвать на гайке и сколько на шпильке?
Цитата: nonconvex от 20.01.2023 01:51:31А если резьбу сорвет не на гайке а на шпильке, так это ваши проблемы. Ибо.Даже такую резьбу сорвать может быть сложнее, чем порвать шпильку
Цитата: Дем от 20.01.2023 10:30:32Даже такую резьбу сорвать может быть сложнее, чем порвать шпилькуВыше уже давали ссылки на тесты - нет, не легче.
Цитата: SONY от 20.01.2023 10:57:33Тут же именно "слизывает" резьбу.Слизывает резьбу - если использовать гайку с обычной резьбой.
Цитата: Дем от 20.01.2023 17:19:53А если соответсвующую?А не поясните, что значит "соответствующую", если шпилька продается как метрическая, и никаких "неметрических" ответных деталей к ней не предусмотрено?
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 12:01:53А вот как выглядит метрическая гайка на такой резьбе:откель така хороша картинка?
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=28913;type=preview;file"]threads.jpg[/url]
Хорошим ключом ее и вручную можно сорвать.
Цитата: Штуцер от 20.01.2023 18:32:14Нашел в инете разрез резьбы да наложил на фото))Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 12:01:53А вот как выглядит метрическая гайка на такой резьбе:откель така хороша картинка?
Хорошим ключом ее и вручную можно сорвать.
Здесь есть один момент.
Такие витки работают на упругость и распределяют нагрузку между всеми витками гайки.
Метрическая гайка со шпилькой М12 выдержит тонну. в апорах поддона (с чего началось) - их 8. Достаточно расчетной нагрузке на такую неправильную шпильку 80 кг, чтобы все стояло норм. Поддон установил, все нормально стоит.
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 19:06:47Вы ведь слегка недооценили - даже М10 выдержит в среднем 3 т))ну, это навскидку. ))
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 19:06:47Дискуссию лично я продолжаю только в том ключе, что такую херню надо убирать с наших рынков,Завтра буду у армян на строительном, посмотрю, что за шпильки у них. ))
Цитата: Штуцер от 20.01.2023 19:23:51Аха, на разрыв от 2 до 7 т в зависимости от стали.Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 19:06:47Вы ведь слегка недооценили - даже М10 выдержит в среднем 3 т))ну, это навскидку. ))
Для М10 - это в статике и на разрушение?
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 20:49:03Причем предел на смятие резьбы и на прочность самой шпильки обычно близки для некрупных резьб.Это да.
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 18:19:07А не поясните, что значит "соответствующую", если шпилька продается как метрическая, и никаких "неметрических" ответных деталей к ней не предусмотрено?"Метрической резьбу называют потому, что все ее геометрические параметры измеряются в миллиметрах."
Цитата: Дем от 21.01.2023 00:01:48"Метрической резьбу называют потому, что все ее геометрические параметры измеряются в миллиметрах."Вот только у буржуинских производителей свои стандарты... ISO - International Organization for Standardization, DIN - Deutsches Institut für Normung, EN - EuroNorm ... И что интересно - ГОСТ и все эти стандарты практически совпадают по техническим деталям, отличаются бюрократическими заморочками.
И это собственно единственное требование к метричности - что не в дюймах. Угол вершины в 60 градусов - не более чем традиция,.
...........................................
Зарубежным производителям ГОСТ не писан. Хотя все размеры в миллиметрах...
....
Цитата: Дем от 21.01.2023 00:01:48Угол вершины в 60 градусов - не более чем традиция, потому что их нарезать из прутка на токарном станке проще всего.Откуда вы всю эту хрень берете, неужели из головы?
Цитата: Владимир Шпирько от 21.01.2023 00:26:48Вот только у буржуинских производителей свои стандарты...Это не более чем рекомендации производителям... хочешь - делай как там сказано, не хочешь - делай не так... но тогда продажа твои проблемы.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 00:48:42Токарному станку пофиг как резать, какой резец поставите, такую и нарежет.Читаем историю, вспоминаем когда научились делать резцы сложной формы.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 00:48:42За навинчивание гайки с 60-градусной треугольной резьбой на шпильку с резьбой другого профиля нужно руки отрывать+100
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:02:30Вот только сделанное по-другому нельзя называть МЕТРИЧЕСКАЯ резьба, даже если все размеры в миллиметрах. Причем и за бугром тоже нельзя....ЦитироватьВот только у буржуинских производителей свои стандарты...Это не более чем рекомендации производителям... хочешь - делай как там сказано, не хочешь - делай не так... но тогда продажа твои проблемы.
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:02:30Читаем историю, вспоминаем когда научились делать резцы сложной формы.Примерно тогда же, когда изобрели наждак.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 01:18:32Примерно тогда же, когда изобрели наждак.Наждак не изобретали, это горная порода. ;D
Цитата: Владимир Шпирько от 21.01.2023 01:07:23Вот только сделанное по-другому нельзя называть МЕТРИЧЕСКАЯ резьбаА какая она, дюймовая? :o
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:22:18Так вы геолог? Тогда вопросов нет, у вас свои понятия.Цитата: nonconvex от 21.01.2023 01:18:32Примерно тогда же, когда изобрели наждак.Наждак не изобретали, это горная порода. ;D
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:22:18Упорная, трапецеидальная, параболическая.... или просто специальная.Цитата: nonconvex от 21.01.2023 01:18:32Примерно тогда же, когда изобрели наждак.Наждак не изобретали, это горная порода. ;DЦитата: Владимир Шпирько от 21.01.2023 01:07:23Вот только сделанное по-другому нельзя называть МЕТРИЧЕСКАЯ резьбаА какая она, дюймовая? :o
Цитата: Дем от 21.01.2023 00:01:48единственное требование к метричности - что не в дюймахОткрываем ГОСТ 8724-2002 и выясняем, что есть резьбы M2,2, M2,5, M3,5, M4,5 и прочие метрические, где размер указан с десятыми долями миллиметра (для совсем мелких резьб - и сотых, но их опустим). У резьб M2,2 и M2,5 шаг 0,45 мм, у резьбы M4,5 - 0,75 мм. M8 имеет шаг 1,25 мм, M12 - 1,75 мм. Короче говоря, шаг с сотыми миллиметра - норма для метрической резьбы. В таком случае, по вашей логике, может существовать резьба "M25,4" с шагом 2,54 мм и типа она будет метрической, а не дюймовой!
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 02:36:04Единственное что у них фиксировано - шаг, но никто не мешает сделать болт диаметром 39.77 и нарезать его с шагом ну скажем 0.5.Неа. "Специальная резьба – это резьба со стандартным профилем, но с отличающимися от стандартных диаметром или шагом". Иначе "M" на неё писать нельзя. Можно сделать болт Сп. M23x2,5 с 60 градусов профилем - он будет специальный и метрический. А если сделать болт 25,4x2,54 с профилем 55 градусов, то он, уж извините, никакой не M, он - BSF (British Standard Fine) и никак иначе. То, что мы записали его размеры в миллиметрах, никак этого факта не изменит.
Цитата: SONY от 21.01.2023 10:33:57P.S. 39,77 - это в пределах допуска на размер болта M40...С шагом 0.5 ? Это вряд ли!
Цитата: SONY от 21.01.2023 10:33:57Почитал ГОСТ 8724-81Цитата: nonconvex от 21.01.2023 02:36:04Единственное что у них фиксировано - шаг, но никто не мешает сделать болт диаметром 39.77 и нарезать его с шагом ну скажем 0.5.Неа. "Специальная резьба – это резьба со стандартным профилем, но с отличающимися от стандартных диаметром или шагом". Иначе "M" на неё писать нельзя. Можно сделать болт Сп. M23x2,5 с 60 градусов профилем - он будет специальный и метрический. А если сделать болт 25,4x2,54 с профилем 55 градусов, то он, уж извините, никакой не M, он - BSF (British Standard Fine) и никак иначе. То, что мы записали его размеры в миллиметрах, никак этого факта не изменит.
Цитировать1. Настоящий стандарт распространяется на метрические резьбы общего назначения с профилем по ГОСТ 9150-81 и устанавливает их диаметры в диапазоне от 0,25 до 600 мм и шаги от 0,075 до 6 мм.Вы правы, беру свои слова обратно.
Стандарт полностью соответствует СТ СЭВ 181-75.
2. Диаметры и шаги резьб должны соответствовать указанным в таблице.
Цитата: nonconvex от 22.01.2023 04:02:45Почитал ГОСТ 8724-81Так специальная резьба на то и специальная, что никакого ГОСТа на неё нет :-)
Цитата: Штуцер от 24.01.2023 19:02:55Это под какой пуск репетиция?Выбор вроде невелик...
Цитата: Штуцер от 24.01.2023 19:02:55Это под какой пуск репетиция?Уууу... как мощно оно попёрло...
Цитата: Лог от 27.01.2023 08:22:10Конкретный вопрос : про клиновоздушный двигатель. Если усилие струи передается соплу-большой площади. То как уменьшение площади может повлиять на эффективность?Никак. Площадь не при чем, важна масса и скорость истекающего рабочего тела. Геометрия служит лишь для обеспечения этих параметров.
Цитата: telekast от 27.01.2023 12:59:14важна масса и скорость истекающего рабочего тела. Геометрия служит лишь для обеспечения этих параметров.масса, скорость и направление.
Цитата: Дем от 27.01.2023 13:44:57Выделил в квоте. В сопле происходит преобразование давления и температуры в кинетическую энергию потока, это его основная задача. "Направление" это тс свойство по умолчанию. С "направлением" и "дырка" справится, худо-бедно. ;)Цитата: telekast от 27.01.2023 12:59:14важна масса и скорость истекающего рабочего тела. Геометрия служит лишь для обеспечения этих параметров.масса, скорость и направление.
Сопло - оно на 99% для последнего...
Цитата: telekast от 27.01.2023 13:52:26В сопле происходит преобразование давления и температуры в кинетическую энергию потока, это его основная задача. "Направление" это тс свойство по умолчанию. С "направлением" и "дырка" справится, худо-бедно. ;)Нет - если мы сделаем КС просто с дыркой без сопла - то из неё будет лететь во всю полусферу. При неизменной скорости/температуре газа.
Имху
Цитата: Дем от 27.01.2023 14:09:39"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся поток. В газодинамике не рассматриваются микроуровни, уровни каждой молекулы, рассматривпют поток газа. Собственно для двигателя то, что проичходит в газом за пределами среза слпла уже неиважно, он может лететь куда хочет, на двигатель это уже никакого влияния не оказывает. Потому задача сопла максисально "выжать скорость" из потока при прочих равных. Для этого и служит его геометрия.Цитата: telekast от 27.01.2023 13:52:26В сопле происходит преобразование давления и температуры в кинетическую энергию потока, это его основная задача. "Направление" это тс свойство по умолчанию. С "направлением" и "дырка" справится, худо-бедно. ;)Нет - если мы сделаем КС просто с дыркой без сопла - то из неё будет лететь во всю полусферу. При неизменной скорости/температуре газа.
Имху
А чем больше сопло - тем уже угол вылета.
Ну и тут надо помнить, что если мы берём кубометр газа со скоростью частиц ХХХХ м/с - то в случае хаотического движения температура дохрена, а в случае если все они летят строго в одну сторону - 0 К
Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18В газодинамике не рассматриваются микроуровни, уровни каждой молекулы, рассматривпют поток газа.Вопрос в том, насколько это правильно, особенно в вакууме.
Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся потокВот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Цитата: Дем от 27.01.2023 14:49:55Скорость молекул тут дело десятое, она не рассматривается, рачсматривается скорость потока(суммы молекул). И да, при охлаждении газа скорость движения молекул снижается. Физика, школьный курс. ;) А вот скорость потока растет в общем случае. Хоть в вакууме, хоть где.Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18В газодинамике не рассматриваются микроуровни, уровни каждой молекулы, рассматривпют поток газа.Вопрос в том, насколько это правильно, особенно в вакууме.
Сопло - не меняет скорость молекул, только направление их полёта. А газ при этом остывает...
Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 14:54:56Сорло нужно для преобразования давления и температуры в скорость потока. В вакууме газ будет расширятся теоритически бесконечно. А "выстраиванме" молеуул "в колонну по три" это Дудышевым отдает. ;)Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся потокВот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Цитата: telekast от 27.01.2023 15:05:06И да, при охлаждении газа скорость движения молекул снижается. Физика, школьный курс. ;)А вот внезапно не всегда. Для школы это слишком сложно ;)
Цитата: telekast от 27.01.2023 15:10:28тут не нужно имхов. Достаточно понимать физику.Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 14:54:56Сорло нужно для преобразования давления и температуры в скорость потока. В вакууме газ будет расширятся теоритически бесконечно. А "выстраиванме" молеуул "в колонну по три" это Дудышевым отдает. ;)Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся потокВот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Имху
Цитата: Дем от 27.01.2023 15:17:10собсна, школьный вариант МКТ, переходящей в термодинамику газов, просто не применим к "монохроматичной" струе газа в вакууме.Цитата: telekast от 27.01.2023 15:05:06И да, при охлаждении газа скорость движения молекул снижается. Физика, школьный курс. ;)А вот внезапно не всегда. Для школы это слишком сложно ;)
И чисто интуитивно - происходящее более понятно на уровне молекул.
Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 19:34:13Понимайте.Цитата: telekast от 27.01.2023 15:10:28тут не нужно имхов. Достаточно понимать физику.Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 14:54:56Сорло нужно для преобразования давления и температуры в скорость потока. В вакууме газ будет расширятся теоритически бесконечно. А "выстраиванме" молеуул "в колонну по три" это Дудышевым отдает. ;)Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся потокВот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Имху
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?Ведь изделие всё равно одноразовое.
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?А зачем вводить лишние сущности, если с проблемой успешно справляется охлаждение компонентами топлива?
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?В РДТТ используют.
Цитата: Штуцер от 16.02.2023 10:49:27Да действительно. :)Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?В РДТТ используют.
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
Цитата: SONY от 16.02.2023 13:21:22О! А там где? Извините не нашел. Можно выдержку?Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
Цитата: Лог от 16.02.2023 13:29:51Нижняя часть сопла:Цитата: SONY от 16.02.2023 13:21:22О! А там где? Извините не нашел. Можно выдержку?Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
Цитата: ratcustorb от 16.02.2023 13:54:41О!!! Блин спасибо!Цитата: Лог от 16.02.2023 13:29:51Нижняя часть сопла:Цитата: SONY от 16.02.2023 13:21:22О! А там где? Извините не нашел. Можно выдержку?Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=29894;type=preview;file"]Screenshot_2023-02-16-13-53-33-910_com.android.chrome.jpg[/url]
Цитата: Лог от 16.02.2023 15:34:02Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.А там всё ешё более-менее.
Цитата: Дем от 16.02.2023 17:49:40Это если в критическом сечении будет выгорать изоляция. И даже в этом случае можно избежать потери тяги увеличивая подачу топлива в КС. Тяга будет расти ;DЦитата: Лог от 16.02.2023 15:34:02Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.А там всё ешё более-менее.
А основная проблема - будет увеличиваться дырка из камеры в сопло и движок будет терять тягу.
Цитата: telekast от 16.02.2023 17:58:16И даже в этом случае можно избежать потери тяги увеличивая подачу топлива в КС. Тяга будет расти ;DМожно, само собой. Но нам максимальная тяга нужна в начале, а под конец лучще бы поменьше.
Цитата: telekast от 16.02.2023 17:58:16Это если в критическом сечении будет выгорать изоляция.Абляционная выгорает по самой своей сути работы. И именно тут она будет выгорать максимально быстро
Цитата: Дем от 17.02.2023 02:58:03Насколько я понял, в обсуждаемом двигателе абляционная применена лишь на сопле, в критическом сечении и КС нечему выгорать. Если же применить, то выгорать она будеттоже не максимальео быстро, давление и температура в критическом сечении меньше, чем в КС, но больше чем на сопле. А скорость потока наоборот выше чем в КС, но меньше чем на сопле. Может в критическом сечении не ставить абляционку, чтобы не заморачиваться учетом и компенсацией изменения сечечения. ::)Цитата: telekast от 16.02.2023 17:58:16Это если в критическом сечении будет выгорать изоляция.Абляционная выгорает по самой своей сути работы. И именно тут она будет выгорать максимально быстро
Цитата: telekast от 17.02.2023 08:11:22Насколько я понял, в обсуждаемом двигателе абляционная применена лишь на сопле, в критическом сечении и КС нечему выгорать.Так в реальных движках наоборот, в КС и критическом сечении максимальный нагрев.
Цитата: Дем от 17.02.2023 09:38:07Так в реальных движках наоборот, в КС и критическом сечении максимальный нагрев.Реальная логика обратная: если нагрев не сильный то и регенеративное охлаждение не нужно. Можно обойтись абляционным.
И уж если там не надо - в сопле тем более
Цитата: Старый от 17.02.2023 10:47:16Реальная логика обратная: если нагрев не сильный то и регенеративное охлаждение не нужно. Можно обойтись абляционным.А если нагрев даже в КС такой что и абляционное не нужно?
Цитата: telekast от 17.02.2023 08:11:22Насколько я понял, в обсуждаемом двигателе абляционная применена лишь на сопле, в критическом сечении и КС нечему выгорать. Если же применить, то выгорать она будеттоже не максимальео быстро, давление и температура в критическом сечении меньше, чем в КС, но больше чем на сопле. А скорость потока наоборот выше чем в КС, но меньше чем на сопле. Может в критическом сечении не ставить абляционку, чтобы не заморачиваться учетом и компенсацией изменения сечечения. ::)В критическом сечении удельные теплопотоки максимальны.
Цитата: Дем от 16.02.2023 17:49:40В кислороде выгорать будет как раз быстрее и все это добро полетит в турбину и форсунки КС.Цитата: Лог от 16.02.2023 15:34:02Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.А там всё ешё более-менее.
А основная проблема - будет увеличиваться дырка из камеры в сопло и движок будет терять тягу.
Цитата: Дем от 17.02.2023 14:33:22А если нагрев даже в КС такой что и абляционное не нужно?Это что и о чём?
Цитата: ratcustorb от 04.03.2023 21:39:16Сколько примерно весит двигательная установка (ДУ) с ЭРД на ксеноне вместе с системой подачи и хранения (СПХ) для какого-нибудь спутника на ГСО? И какую долю от массы всей ДУ составляет СПХ?
Цитата: ratcustorb от 04.03.2023 21:39:16Сколько примерно весит двигательная установка (ДУ) с ЭРД на ксеноне вместе с системой подачи и хранения (СПХ) для какого-нибудь спутника на ГСО? И какую долю от массы всей ДУ составляет СПХ?Сам спросил, сам нашёл))
Цитата: Serge V Iz от 04.03.2023 23:17:08Причем, сам по себе XIPS-25 -- это Ф25-сантиметровый цилиндрический горшок, весом, наверное, килограмм 10. )13,7 кг
Цитата: Бертикъ от 04.05.2023 01:12:00(эта бобышка, как я догадываюсь, установлена потом для имитации болта)?"Бобышка" судя по всему направляющий штырь.
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Узнал недавно, что индийская ракета GSLV Mk.3 стартует только на боковых ТТУ, а движки центральной (первой) ступени запускаются уже в полёте незадолго до отделения боковушек. Также на одном (не российском) сайте было указано, что таким образом стартуют и предыдущие версии GSLV - Mk.1 и Mk.2. Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.На GSLV неделимая связка из двух ЖСУ и центрального твердотопливного ускорителя. Они запускаются одновременно, при этом ЖСУ работают дольше твердотопливного центра.
Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.С подобным стартом они бы далеко не улетели...
Цитата: V.V. от 04.08.2023 08:35:14С подобным стартом они бы далеко не улетели...Хммм?.. У Титана-3 и -4 на самом деле двигуны LR87 запускаются незадолго до отделения ТТУ. Прометеу всё верно написал.
Цитата: Дмитрий В. от 04.08.2023 08:23:50На GSLV неделимая связка из двух ЖСУ и центрального твердотопливного ускорителя. Они запускаются одновременно, при этом ЖСУ работают дольше твердотопливного центра.Прометеу же специально уточнил - ГСЛВ Мк3. Там центральный блок с двумя Викасами и двумя ТТУ.
Цитата: Дмитрий В. от 04.08.2023 08:23:50На Mk.3 - два ТТУ на центральной ступени с двумя Викасами. На Mk.1 и Mk.2 - центральная ступень на ТТ с четырьмя ускорителями с одним Викасом на каждом.Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Узнал недавно, что индийская ракета GSLV Mk.3 стартует только на боковых ТТУ, а движки центральной (первой) ступени запускаются уже в полёте незадолго до отделения боковушек. Также на одном (не российском) сайте было указано, что таким образом стартуют и предыдущие версии GSLV - Mk.1 и Mk.2. Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.На GSLV неделимая связка из двух ЖСУ и центрального твердотопливного ускорителя. Они запускаются одновременно, при этом ЖСУ работают дольше твердотопливного центра.
Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?
Цитата: C-300-2 от 04.08.2023 08:55:17Вероятно, я что-то путаю, но на фото работает ДУ центрального блока?Цитата: V.V. от 04.08.2023 08:35:14С подобным стартом они бы далеко не улетели...Хммм?.. У Титана-3 и -4 на самом деле двигуны LR87 запускаются незадолго до отделения ТТУ. Прометеу всё верно написал.
Цитата: V.V. от 04.08.2023 08:35:14В англоязычных источниках пишут, что ТТУ этих Титанов (если они конечно поставлены) запускаются на старте, а двигатель центрального блока зажигается в полёте. Об этом даже в НК упоминается, к слову в статье про ту же GSLV Mk.3.Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.С подобным стартом они бы далеко не улетели...
Цитата: V.V. от 04.08.2023 09:39:11Вероятно, я что-то путаю, но на фото работает ДУ центрального блока?Отсвечивает отражённый свет от струй РДТТ + завихрения газов.
Цитата: C-300-2 от 04.08.2023 09:47:37При запуске GSLV Mk.3 тоже нечто похожее просматривается. Поэтому был сильно удивлён когда узнал, что Викасы при отрыве от старта ещё не работают.Цитата: V.V. от 04.08.2023 09:39:11Вероятно, я что-то путаю, но на фото работает ДУ центрального блока?Отсвечивает отражённый свет от струй РДТТ + завихрения газов.
Цитата: V.V. от 04.08.2023 09:52:27Да, был неправ, спасибо. Тяги двух ТТУ по 3.4 мегафунта "Титанам" вполне хватало.Оптическая иллюзия так сказать... Вот поэтому мне и стало интересно, какие ещё ракеты аналогичным образом стартуют.
Цитата: C-300-2 от 04.08.2023 10:09:42Вроде бы всё. Подумал - вдруг у Дельты-3 так же, но нет. В её юзерз гайд мануале чётко указано: РС-27А запускается на старте вместе с 6 ускорителями. И три запускаются на высоте.Сейчас на англоязычной Википедии с Гугл переводом прочитал, что у индийских PSLV-G и -XL четыре ускорителя запускаются на старте, а оставшиеся два - в полёте через 25 сек. после старта. Получается у ракет с большим кол-вом небольших боковых ТТУ, не все они сразу включаются при запуске ракеты.
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 10:15:22Сейчас на англоязычной Википедии с Гугл переводом прочитал, что у индийских PSLV-G и -XL четыре ускорителя запускаются на старте, а оставшиеся два - в полёте через 25 сек. после старта. Получается у ракет с большим кол-вом небольших боковых ТТУ, не все они сразу включаются при запуске ракеты.У Дельты-2 так же.
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?Нашлася ещё ASLV, йоговская.
ЦитироватьДвигатель РД0124 МС состоит из 2 блоков, расположенных на общей раме и теплозащите. В состав каждого из блоков входят 2 диагонально расположенные КС. Двигатель обеспечивает качание камер в 2-х плоскостях, а также работу при выключении одного из блоков.
Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44ничего незаметно. Или заметно?ЭМИ трудно скрыть будет ИМХО.
Цитата: ZOOR от 06.10.2023 12:45:17ЭМИ трудно скрыть будет ИМХО.Насколько я понимаю, ЭМИ возникает от электронов, выбитых рентгеном и гамма от атомов. Электроны двигаются в магнитном поле Земли, навиваясь на линии магнитного поля и от этого излучают. За Луной с атмосферой негусто, да и с магнитным полем тоже туго.
Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружияА смысл?.. Наоборот атомное оружие создают, чтобы показать: не лезь ко мне, а то будет плохо. Поэтому смысла скрывать сам факт испытаний нет.
Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44озможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружия?Облако испарившийся бомбы, в несколько тонн , расширившись, возможно станет видно как голова кометы. Рассеянным от Солнца, а может быть еще и само в ИК например.
Цитата: Serge V Iz от 14.10.2023 18:58:40А кому-нибудь приходилось сталкиваться с термопарами в смысле ГОСТ Р 8.585-2001 (https://meganorm.ru/Data2/1/4294815/4294815957.pdf) с поправкой 2003?а в каком диапазоне / для какого из полиномов не совпадает? я для первого полинома, -200 до 0 цельсиев, посмотрел - там все неплохо, дальше - поленился коэффициенты вводить (первый столбик - температура из таблицы, последний - из полинома)
Имеется самый ширпотребный тип термопары ТХА (K), имеется приведённая в докумете таблица 7 значений ТЭДС термопары этого типа и имеются приведённые в этом же документе коэффициенты многочлена t = сумма по i Ci×Ei для вычисления температуры по значению ТЭДС.
Так вот -- вычисленная многочленом температура сильно не соответствует номинальной статической характеристике из таблицы. Кто-нибудь знает, чтозатам происходит?
Цитата: DiZed от 14.10.2023 20:53:28а в каком диапазонеПрошу прощения.
Цитата: Serge V Iz от 14.10.2023 21:37:53почему-то в некоторых из показателей степени теряет знак минуса.ага, у меня из пдфки тоже криво выдиралось, пришлось вручную вводить
Цитата: Serge V Iz от 14.10.2023 18:58:40А кому-нибудь приходилось сталкиваться с термопарами в смысле ГОСТ Р 8.585-2001 (https://meganorm.ru/Data2/1/4294815/4294815957.pdf) с поправкой 2003?
Имеется самый ширпотребный тип термопары ТХА (K), имеется приведённая в докумете таблица 7 значений ТЭДС термопары этого типа и имеются приведённые в этом же документе коэффициенты многочлена t = сумма по i Ci×Ei для вычисления температуры по значению ТЭДС.
Так вот -- вычисленная многочленом температура сильно не соответствует номинальной статической характеристике из таблицы. Кто-нибудь знает, чтозатам происходит?
Цитата: Lunatik-k от 16.10.2023 22:40:13просто для протоколирования процесса, управляемого нагревателя нет.
Цитата: Serge V Iz от 18.10.2023 05:31:48Цитата: Lunatik-k от 16.10.2023 22:40:13просто для протоколирования процесса, управляемого нагревателя нет.
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 17:36:54Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.Вам бы Старого :)
ЗЫ. Прошу пардону, если не в ту тему вопрос. Новенький я тут.
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29на наклонение 46 ступени ракет падают в Китай.Ага. Спасибо.
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29нафиг 46 градусов, если собственную территорию не захватывает?
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29Вам бы Старого
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 17:36:54Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.Сильно подозреваю, что это была проложенная трасса для стрельбы на Куру.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 19:55:14Сильно подозреваю, что это была проложенная трасса для стрельбы на Куру.Абсолютно.
Цитата: Плейшнер от 18.10.2023 20:04:51Азимут пуска для попадания в полигон Кура.В книге "Военно-космические силы", том 1, прямо говорится, что первый спутник пускали по оборудованной трассе. А ПС вышел как раз на наклонение 65 градусов. Значит, и "Восток" пускали на 65 градусов по этой же причине. Ну и прикидка по Гугл Ёрсу даёт то же самое.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:22:19Ради интереса сейчас залез в "Первый пилотируемый полёт", но там этого нет.
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 17:36:54Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.Вероятно, чтобы отделяемые части упали в отработанные районы падения. Для РН Союз так тоже делают
ЗЫ. Прошу пардону, если не в ту тему вопрос. Новенький я тут.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:22:19Ну и прикидка по Гугл Ёрсу даёт то же самое.Коллеги, справедливости ради. Прикидка по Гугл Ёрсу (трасса полёта с Байконура на Куру) даёт наклонение 63 градуса. Я когда это увидел, посчитал 2 градуса вещью несущественной.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:52:37В чём тут хитрость?.. Конечно, величина небольшая и всё же.Думается, азимут пуска одинаков.
Цитата: DiZed от 18.10.2023 21:04:49но прикидка по глобусу не учитывает вращение земли, и кура должна бы за время полета уплыть вперед из-под трассы 63, т.е наклонение на куру должно быть еще меньше?А если разница долгот Байконура и Куры больше 90 градусов ?
Цитата: Плейшнер от 18.10.2023 21:20:25!!! - чортова геометрия на сфере.. и вроде даже 90 градусов надо отсчитывать не от долготы байконура, а от долготы точки пересечения восходящей ветви этого витка орбиты с экваторомЦитата: DiZed от 18.10.2023 21:04:49но прикидка по глобусу не учитывает вращение земли, и кура должна бы за время полета уплыть вперед из-под трассы 63, т.е наклонение на куру должно быть еще меньше?А если разница долгот Байконура и Куры больше 90 градусов ?
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 19:45:44И что вам не нравится в сферической тригонометрии?Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29на наклонение 46 ступени ракет падают в Китай.Ага. Спасибо.
Тем не менее с наклонением 51,6 ступени падают на Алтае, а не в Китае. С наклонением же 65 они падают уже в Томской области.
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 20:27:10Тем не менее орбита "Востока-1" проходила как раз над Камчаткой. :)Похоже, всё дело в оборудованной к тому моменту трассе для стрельбы по Куре.
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 23:32:17И что вам не нравится в сферической тригонометрии?
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 07:29:23Всё нравится, но для непопадания в Китай достаточно наклонения 52 градусаТак эта трасса попросту не была оборудована на тот момент.
Цитата: C-300-2 от 19.10.2023 08:14:31Так эта трасса попросту не была оборудована на тот момент.
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 08:41:17Похоже и есть настоящая причина. Спасибо.Пока что не за что.
Цитата: Вован от 18.10.2023 20:32:32Вероятно, чтобы отделяемые части упали в отработанные районы падения. Для РН Союз так тоже делаютНе только в районах падения причина.
Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 18:10:50Ракета Гагарина, например, управлялась по радиокомандной системе
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 18:49:46А вот ракета Спутника, например, управлялась автономной системой.Ох, сомневаюсь... У 8К71 было радиокомандное наведение, 8К71ПС готовили из штатной ракеты.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:52:37трасса пуска на 63 градуса как раз проходит над Курой, а вот трасса пусков на 65 градусов проходит километров 300 севернее Куры.
Цитата: C-300-2 от 19.10.2023 09:07:52А с учётом появившейся (у меня) некой неясности с разницей в два градуса - тем более.На картинке трасса (красная линия) проведена до точки встречи (20 минут полета "добавили" 5 град долготы к координатам полигона Кура).
Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 20:42:4420 минут полета "добавили" 5 град долготы к координатам полигона КураВооон оно чего. Это из-за вращения Земли, верно?
Цитата: C-300-2 от 19.10.2023 20:53:45Да. Это графическое решение, и вроде всё правильноЦитата: Плейшнер от 19.10.2023 20:42:4420 минут полета "добавили" 5 град долготы к координатам полигона КураВооон оно чего. Это из-за вращения Земли, верно?
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 20:16:11Однако НИП системы "Заря", созданной как раз к гагаринскому полёту, находится прилично южнее Куры ("Заря-3" в Елизово на Камчатке). Значит доставали и оттуда."Зона видимости" той "Зари" была примерно 1500-2000 км. Так что лапоть влево, лапоть вправо (точнее выше-ниже) ... те ~400 км, что между Ключами (НИП-7, Кура) и Елизово (НИП-6, где стояла "Заря-3") - вполне в рамочках. А сопровождать аппарат, когда он идёт не переходя через зенит относительно земной станции - гораздо проще ( антенны на земных станциях Зари были достаточно узконаправленные, установленные на лафетах зенитных прожекторов, и крутили их вслед за аппратом, кстати, вручную) .
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 20:16:11находится прилично южнее Куры ("Заря-3" в Елизово на Камчатке). Значит доставали и оттуда.
Цитата: mik73 от 19.10.2023 21:12:03А сопровождать аппарат, когда он идёт не переходя через зенит относительно земной станции - гораздо прощеТут возможно был еще такой эффект: (см. картинку выше)
Цитата: mik73 от 19.10.2023 21:12:03те ~400 км, что между Ключами (НИП-7, Кура) и Елизово (НИП-6, где стояла "Заря-3") - вполне в рамочках.От Елизово до Куры километров 500. А трасса ещё километров на 300 севернее. Хорошо так набегает.
Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 21:23:58Тут возможно был еще такой эффект: (см. картинку выше)Спасибо за науку. Я, как жрдист, таких вещей не знаю :)
МБР летит по баллистической траектории высотой 1000 км или около того.
Космическая ракета летит по более пологой траектории, а значит быстрее достигает Камчатки.
Соответственно Камчатка успевает "повернуться" на меньший угол, а так как азимут пуска не изменился, то трасса космической ракеты оказывается действительно севернее Куры
Цитата: C-300-2 от 20.10.2023 08:15:26Спасибо за науку. Я, как жрдист, таких вещей не знаю :)Пустяки.
Цитата: Serge V Iz от 19.10.2023 19:05:41тяжёлую радиоаппаратуру и всякие несущие её конструкции поснималиПишут что на 7 тонн так облегчили.
Цитата: Serge V Iz от 26.10.2023 10:33:23Ближайшее по смыслу, видимо, будет ИСО 29845 п. 3.2.29 structure diagram?Спасибо! Заодно качнул этот ИСО.
Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.Вероятно, наоборот, не выдержит. Тут пишут (http://library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf), что мощность там уже толком повышать некуда. Кроме того, всё это сейчас вращается относительно медленно, а при таком форсировании рискует добраться до критической частоты вращения ротора. Проще как раз ТНА-то и переделать. )
Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05это , пожалуй, попроще, чем нк-33 реанимировать
Цитата: ZOOR от 13.11.2023 17:42:06Проще просто выдать ТЗ на ЭП "ЖРД открытой схемы с штифтовой форсункой"Но гораздо сложнее выдать ТЗ на что-то экономически обоснованное.
Цитата: Serge V Iz от 13.11.2023 17:35:41Тогда уж брать тна от рд-111.Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.Вероятно, наоборот, не выдержит. Тут пишут (http://library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf), что мощность там уже толком повышать некуда. Кроме того, всё это сейчас вращается относительно медленно, а при таком форсировании рискует добраться до критической частоты вращения ротора. Проще как раз ТНА-то и переделать. )
Цитата: C-300-2 от 06.10.2023 13:46:01Возможно ли существующими технологиями обнаружить надповерхностные испытания (или применение) атомного оружия населением экзопланет? Используя эту информацию для обнаружения этого самого населения экзопланет?Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружияА смысл?.. Наоборот атомное оружие создают, чтобы показать: не лезь ко мне, а то будет плохо. Поэтому смысла скрывать сам факт испытаний нет.
Если и пытаются что-то скрыть, то это мощность изделия.
Цитата: Feol от 18.11.2023 17:54:56Если применение, то информация окажется несколько запоздавшей.Цитата: C-300-2 от 06.10.2023 13:46:01Возможно ли существующими технологиями обнаружить надповерхностные испытания (или применение) атомного оружия населением экзопланет? Используя эту информацию для обнаружения этого самого населения экзопланет?Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружияА смысл?.. Наоборот атомное оружие создают, чтобы показать: не лезь ко мне, а то будет плохо. Поэтому смысла скрывать сам факт испытаний нет.
Если и пытаются что-то скрыть, то это мощность изделия.
Цитата: Feol от 18.11.2023 17:54:56Возможно ли существующими технологиями обнаружить надповерхностные испытания (или применение) атомного оружия населением экзопланет? Используя эту информацию для обнаружения этого самого населения экзопланет?Интересная и красивая мысль! Надо её обдумать.
Цитата: Serge V Iz от 13.11.2023 17:35:41Или сократить число камер до двух форсированных, при старом ТНА.Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.Вероятно, наоборот, не выдержит. Тут пишут (http://library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf), что мощность там уже толком повышать некуда. Кроме того, всё это сейчас вращается относительно медленно, а при таком форсировании рискует добраться до критической частоты вращения ротора. Проще как раз ТНА-то и переделать. )
Цитата: Serge V Iz от 08.12.2023 13:39:35Допустим, первая турбина (с воздушным винтом) при этом совершает работу по прокачиванию воздуха, причем воздуху, перекачиваемому винтом, в среднем, сообщается скорость 100 м/с. Это значит, что устройство развивает "полезную" мощность 0.1 ГВт.Нет условия задачи нельзя менять.
Допустим также, что вторая турбина подаёт, из своих же собственных запасов топлива, в камеру сгорания и сопло, где продуктам сгорания сообщается, в среднем, скорость 2500 м/с. Это значит, что устройство развивает "полезную" мощность 2.5 ГВт.
Мощность они получают расходуя энергию топлива.
--
Посчитал для 100 тс тяги. Сам не знаю почему взял столько. )
?
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Какая турбина проработает дольше?Задача не имеет решения, т.к. не содержит необходимых для этого сведений.
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод одной турбины, через редуктор крутит винт. Тяга 1000 кГс.При одинаковой тяге винт может потреблять самую разную мощность. Различие - порядки.
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод второй, крутит насосы РД. Тяга РД 1000 кГс. Компоненты топлива РД не ограничены.При одинаковой тяге ЖРД может иметь самое разное давление в камере сгорания и самый разный расход топлива, а значит и потребляемую насосами мощность.
Цитата: SONY от 08.12.2023 15:51:00Про винт мимо. Про ЖРД по условию расход не берется во внимание.Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Какая турбина проработает дольше?Задача не имеет решения, т.к. не содержит необходимых для этого сведений.
А именно:Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод одной турбины, через редуктор крутит винт. Тяга 1000 кГс.При одинаковой тяге винт может потреблять самую разную мощность. Различие - порядки.Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод второй, крутит насосы РД. Тяга РД 1000 кГс. Компоненты топлива РД не ограничены.При одинаковой тяге ЖРД может иметь самое разное давление в камере сгорания и самый разный расход топлива, а значит и потребляемую насосами мощность.
Либо вы указываете конкретные параметры винта и ЖРД, либо может быть любой ответ: дольше проработает первая, дольше проработает вторая, проработают одинаково.
Цитата: C-300-2 от 09.12.2023 00:56:48Коллеги, а почему орбиту Тундра назвали в честь Тундры?.. Ведь 14Ф142 летают на орбитах с периодом в половину звёздных суток, как и Молнии. Ничего не пойму...А вроде бы у Тундры период в полные сутки. Поэтому трасса в виде восьмерки, а не циклоиды, как у Молнии.
Цитата: Лог от 09.12.2023 00:02:20Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.Нет, SONY как раз не докапывается, а говорит о некорректно поставленной задаче.
Цитата: Бертикъ от 09.12.2023 01:12:59А вроде бы у Тундры период в полные суткиИ я так думал. Но копнул и вот, пожалте:
Цитата: C-300-2 от 09.12.2023 00:56:48Коллеги, а почему орбиту Тундра назвали в честь Тундры?.. Ведь 14Ф142 летают на орбитах с периодом в половину звёздных суток, как и Молнии. Ничего не пойму...Название орбиты "Тундра" было сильно раньше спутника.
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38Винт диаметром 12м? Разве такие бывают?Цитата: Лог от 09.12.2023 00:02:20Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.Нет, SONY как раз не докапывается, а говорит о некорректно поставленной задаче.
Например, возьмем винт
При его ометаемой площади 1 м2 (D~1.2м) для получения тяги 1000кГс к нему нужно подводить мощность более 1400 кВт.
А вот для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт.
Теперь ЖРД
Если давление в КС - 100 атм, то без учета кпд насосов, для их привода нужна мощность >30 кВт,
а вот если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт.
Ну и обратно пропорционально этим мощностям будет время работы турбин.
Вот и выбирайте нужный Вам ответ.
Цитата: Лог от 09.12.2023 09:30:06Вы же не указали ограничения в размерах или в типе винта. Например у среднего вертолета винт такого диаметра. Бывают и больше, например у победителей конкурса HPH лопасти винта были метров под 30.Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38Винт диаметром 12м? Разве такие бывают?Цитата: Лог от 09.12.2023 00:02:20Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.Нет, SONY как раз не докапывается, а говорит о некорректно поставленной задаче.
Например, возьмем винт
При его ометаемой площади 1 м2 (D~1.2м) для получения тяги 1000кГс к нему нужно подводить мощность более 1400 кВт.
А вот для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт.
Теперь ЖРД
Если давление в КС - 100 атм, то без учета кпд насосов, для их привода нужна мощность >30 кВт,
а вот если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт.
Ну и обратно пропорционально этим мощностям будет время работы турбин.
Вот и выбирайте нужный Вам ответ.
Цитата: Iv-v от 09.12.2023 08:19:14Название орбиты "Тундра" было сильно раньше спутника.;D ;D ;D Вот те нате!
Цитата: Лог от 10.12.2023 11:21:19Хер с ним диаметр винта 12 м. Давление в камере РД 1000 кгс. Какая турбина проработает дольше?Та, что крутит воздушный винт.
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВтТ.е. для подачи в камеру сгорания топлива потребуется более чем вдвое больше мощности турбины, чем для вращения винта.
Цитата: A.E от 10.12.2023 09:02:15А если название орбиты не связано с названием спутника ::)Не понял. Какая связь названия орбиты и фильма?..
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Tundra_(1936_film) (https://en.m.wikipedia.org/wiki/Tundra_(1936_film))
Цитата: C-300-2 от 11.12.2023 12:14:19Какая связь названия орбиты и фильма?..М.б никакая.
Цитата: A.E от 11.12.2023 14:08:27Тут вопрос откуда есть пошла орбита сея :) Ежели из Америк, то русский спутник не виновник, ибо слово сие они ведали ранее. Ежели из СССР, то название спутника Тундра (на орбите Молния) могло быть как Операция Ы - чтобы никто не догадался © :)Кабы не оказалось так, что сначала на орбиту запустили спутники, а только потом орбите дали имя :)
Цитата: A.E от 11.12.2023 14:41:15У меня не получилось найти сведений о первом упоминании орбиты Тундра. Поэтому я и приплёл сюда кино :-[Во всей это истории начинаешь задаваться вопросом: почему думали, что 14Ф142 полетит на орбиту с периодом 1 звёздные сутки?.. Чьи-то домыслы или какой-то анализ...
Цитата: C-300-2 от 11.12.2023 15:34:13Из публикации Модификация орбиты "Тундра" для обслуживания территории России и анализ ее устойчивости (https://istina.msu.ru/media/publications/article/d08/753/6936907/tundra_article_2014.pdf)Цитата: A.E от 11.12.2023 14:41:15У меня не получилось найти сведений о первом упоминании орбиты Тундра. Поэтому я и приплёл сюда кино :-[Во всей это истории начинаешь задаваться вопросом: почему думали, что 14Ф142 полетит на орбиту с периодом 1 звёздные сутки?.. Чьи-то домыслы или какой-то анализ...
Цитата: SONY от 10.12.2023 15:43:09Ваша правда) Так-же правда, то-что SONY. Существо не существующее. Хе!) Какой стремный коламбур)Цитата: Лог от 10.12.2023 11:21:19Хер с ним диаметр винта 12 м. Давление в камере РД 1000 кгс. Какая турбина проработает дольше?Та, что крутит воздушный винт.
Вам же выше уже написали:Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВтЦитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВтТ.е. для подачи в камеру сгорания топлива потребуется более чем вдвое больше мощности турбины, чем для вращения винта.
Правда, справедливости ради, двигателей на 1000 атмосфер не существует (в отличие от винтов диаметром 12 метров), так что вариант нереалистичный.
Цитата: Лог от 15.12.2023 16:01:38Ваша правда) Так-же правда, то-что SONY. Существо не существующее.От 6 декабря: https://blackhole.su/index.php?msg=2602580
Цитата: Старый от 15.12.2023 19:12:19Старый, ты почти что гений! Т.к. в условиях задачи такого ограничения нет, то ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высот. Т.е для такого ЖРД турбина вообще не нужна. И расход для привода турбины будет нулевой. Т.е. это единственное однозначное решение. Если же просто снижать давление в КС приближая его к атмосферному, то, действительно, мощность ТНА будет падать, но никто не запрещал неограниченно увеличивать диаметр винта, что тоже будет приводить к уменьшению мощности турбины.Цитата: Лог от 15.12.2023 16:01:38Ваша правда) Так-же правда, то-что SONY. Существо не существующее.От 6 декабря: https://blackhole.su/index.php?msg=2602580
Цитата: AlexNB от 16.12.2023 02:11:56ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высотВ невесомости космоса нет никакого перепада высот :-)
Цитата: SONY от 16.12.2023 02:14:44Это Вы зря усложняете.Цитата: AlexNB от 16.12.2023 02:11:56ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высотВ невесомости космоса нет никакого перепада высот :-)
Цитата: AlexNB от 16.12.2023 02:11:56Т.к. в условиях задачи такого ограничения нет, то ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высот.Какой перепад высот необходим, чтобы обеспечить давление 1000 атм ?
Цитата: DiZed от 16.12.2023 10:51:05перепад высот потребует того же насоса, который совершает ту же работу, поднимая топливо на высоту перепада, только до запуска двигателя а не во время.Работа та же, а вот мощность насоса м.б. от 0 до бесконечности, в зависимости от затраченного на работу времени
Цитата: Плейшнер от 16.12.2023 11:34:10Работа та же, а вот мощность насоса м.б. от 0 до бесконечности, в зависимости от затраченного на работу времениестественно, но так же естественно пересчитать время-мощность на соответствующие времени работы обслуживаемого агрегата
Цитата: DiZed от 16.12.2023 10:51:05перепад высот потребуетВам бы политикой заняться. )))того женасоса, который совершает ту же работу, поднимая топливо на высоту перепада, только до запуска двигателя а не во время.
идея "задачки", насколько я понимаю, в том, что реактивная тяга (у пропеллера она тоже реактивная) связана с требуемой мощностью через массу и скорость истекающего потока; причем тяга - функция от импульса, первой степени скорости потока, а мощность - функция от квадрата скорости. поэтому для винта при уменьшении скорости потока но соответствующем увеличении его (потока) массы, пропорциональной площади ометаемой винтом, получаем линейное снижение требуемой для той же тяги мощности. а для ракетного двигателя - ее трагическое увеличение пропорциональное удельному импульсу. если скорости потока от винта и из ракетного сопла соотносятся как 1:100 - так же будут соотноситься и требуемые для равной тяги мощности, поэтому если у ракетного двигателя насос потребляет всего 1% - то только он должен быть той же мощности, что турбина равной по тяге турбиновинтовой установки. а фотонный двигатель с той же тягой будет иметь в ~100 000 раз большую тепловую мощность чем химический ракетный..
и да, задачка в т ч. про кпд, который, будучи исчисляем для системы "аппарат-реактивный двигатель/движитель" в целом, равен нулю на старте (всю энергию уносит поток) и приближается к 1 по мере того как скорость движения аппарата приближается к скорости истечения (скорость/энергия потока в неподвижной системе координат приближается к 0). вот только при этом для двигателей, использующих в качестве рабочего тела внешнюю среду, снижается передаваемый ей импульс и соответственно тяга..
Цитата: Лог от 17.12.2023 15:27:57Я в свою очередь, неправильно сформулировал. Постараюсь чётче. Винт с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. РД с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. И вин ; и насосы питающие РД- имеют привод от турбины. Турбины работают на компонентах топлива: ЖК, керосин. Установки работают при внешнем атмосферном давлении 1атм. . Компоненты камеры РД: ЖК, керосин. И они не ограничены. Топливо турбин ограничено, и равно.Опять неправильно.Турбины при такой постановке вопроса не могут быть одинаковыми.Для работы ЖРД такой тяги нужна мощность на порядок меньшая.А при равной мощности,если таковая же тратится на работу насосов ЖРД обе турбины будут работать одинаковое время.Вы пытаетесь сравнивать несравнимые вещи. Работу ВМГ ,(винтомоторной группы) цельного движителя ,с работой отдельной части другого движителя-ЖРД.
Цитата: Лог от 17.12.2023 15:30:52Турбины не идентичны
Цитата: Юрий Темников от 17.12.2023 18:44:43Для работы ЖРД такой тяги нужна мощность на порядок меньшая.А при равной мощности,если таковая же тратится на работу насосов ЖРД обе турбины будут работать одинаковое времяЦитата: Лог от 17.12.2023 15:27:57Я в свою очередь, неправильно сформулировал. Постараюсь чётче. Винт с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. РД с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. И вин ; и насосы питающие РД- имеют привод от турбины. Турбины работают на компонентах топлива: ЖК, керосин. Установки работают при внешнем атмосферном давлении 1атм. . Компоненты камеры РД: ЖК, керосин. И они не ограничены. Топливо турбин ограничено, и равно.Опять неправильно.Турбины при такой постановке вопроса не могут быть одинаковыми.Для работы ЖРД такой тяги нужна мощность на порядок меньшая.А при равной мощности,если таковая же тратится на работу насосов ЖРД обе турбины будут работать одинаковое время.Вы пытаетесь сравнивать несравнимые вещи. Работу ВМГ ,(винтомоторной группы) цельного движителя ,с работой отдельной части другого движителя-ЖРД.
Цитата: Лог от 17.12.2023 19:08:48Разъясните я не понялЖАЛЬ! Нельзя сравнивать часть и целое.
Цитата: Serge V Iz от 17.12.2023 19:52:59А что делать, когда через турбину ЖРД проходит полный поток одного из компонентов (в т.ч. и та часть, которой предстоит потом гореть в камере сгорания)? С одной стороны, запасенная в этой части энергия не расходуется, но с другой -- эта часть принимает непосредственное участие в работе турбины как рабочее тело.Но в турбинах ТВД/ТВВД много балласта. В виде атмосферного азота. И это сказывается на эффективности турбины. ИМХО
Проще взять любую понравившуюся пару из большого ТВД/ТВВД и небольшого ЖРД, выяснить мощности их турбоагрегатов и отнести к их реальной тяге. И считать, что в данной конкретной паре победил тот или другой.
Цитата: Лог от 18.12.2023 09:22:43ИМХО надо брать турбину, небольшого ЖРД. Узнать её мошьность. Насадить на её вал, подходящий винт. Выйдти на наиболее эффективный режим. Замерять время. Тягу. Расход. То-же самое проделать, с ЖРД. ? ИМХО (без винта) )))С точностью до наоборот и давным давно. Называется V-2. Вальтер Тиль - для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды еще Первой Мировой Войны. На валу этой турбины, как раз и был гребной ВИНТ.
Цитата: Владимир Шпирько от 18.12.2023 23:41:03для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 09:27:30вроде одно не противоречит другому; перекисная турбина - привод ТНА, раскручивающий собственно насосЦитата: Владимир Шпирько от 18.12.2023 23:41:03для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды
Это точно? А то читал что ТНА по запросу Фон Брауна сделали "на основе" пожарного насоса.
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 09:41:51Это обычно? И почему так?пои входе со второй космической вроде да, все, аполлоны тоже входили с двойным погружением- вначале по касательной цепляют атмосферу, гасят часть скорости, потом выныривают - и входят повторно, чтоб распределить тепловые нагрузки на большее время торможения
Цитата: DiZed от 19.12.2023 11:06:40вроде одно не противоречит другому
Цитата: DiZed от 19.12.2023 11:15:47пои входе со второй космической
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 09:27:30Турбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валу, при этом турбина работает на парогазе, а центробежный насос качает воду, или топливо... У турбины и насоса разные прототипы.Цитата: Владимир Шпирько от 18.12.2023 23:41:03для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды
Это точно? А то читал что ТНА по запросу Фон Брауна сделали "на основе" пожарного насоса.
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Турбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валуВообще, турбонасос - это отдельное понятие. ТНА как правило состоит из турбины и турбонасоса, но могут быть варианты, например с электроприводом.
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:03:02Лет сорок я об этом не задумывался.... как расшифровать. Но вот википедия это если бhttps://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%BE%D0%BD%D0%B0%D1%81%D0%BE%D1%81%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%B3%D1%80%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%82ыстро -Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Турбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валуВообще, турбонасос - это отдельное понятие. ТНА как правило состоит из турбины и турбонасоса, но могут быть варианты, например с электроприводом.
А можно и как "топливно-" расшифровать...
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасосТурбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Турби́на (фр. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D1%80%D0%B0%D0%BD%D1%86%D1%83%D0%B7%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA) turbine от лат. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D0%B0%D1%82%D0%B8%D0%BD%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA) turbo — вихрь (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%B8%D1%85%D1%80%D1%8C), вращение (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D1%80%D0%B0%D1%89%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5)) — устройство с непрерывным рабочим процессом и с вращательным движением рабочего элемента[1] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%B8%D0%BD%D0%B0#cite_note-1), на котором происходит преобразование кинетической энергии (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B8%D0%BD%D0%B5%D1%82%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B8%D1%8F) и/или внутренней энергии (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BD%D1%83%D1%82%D1%80%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D1%8F%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B8%D1%8F) рабочего тела (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%B0%D0%B1%D0%BE%D1%87%D0%B5%D0%B5_%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%BE) (пара (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D0%B0%D1%80), газа (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B0%D0%B7), воды (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B4%D0%B0)) в механическую работу (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B5%D1%85%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D1%80%D0%B0%D0%B1%D0%BE%D1%82%D0%B0) на валу (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%B0%D0%BB). Это опять из Вики. Но могу и найти ссылки на другие более авторитетные источники.Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасосТурбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:25:32Насос это и есть турбина наоборотНасос - он может быть любой, поршневой, струйный итд.
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:30:42И в любом случае смотрите на преобразование энергии.Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:25:32Насос это и есть турбина наоборотНасос - он может быть любой, поршневой, струйный итд.
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасосТурбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Вы можете представить привод пожарного насоса с использованием перекиси водорода?""...В то время построить такой насос казалось почти невозможным, тем более, что он должен был выполнять ряд функций: подавать компоненты топлива, одним из которых являлся сжиженный газ, под давлением порядка 21 атм и перекачивать более 190 литров топлива в секунду. Кроме того, ему следовало быть достаточно простым по конструкции и очень легким, а в довершение всего насос должен был запускаться на полную мощность в течение очень короткого (6 секунд) промежутка времени. Когда фон Браун излагал эти требования персоналу завода, выпускающего насосы, он ожидал возражений и споров. Однако оказалось, что требуемый насос напоминает один из видов центробежного пожарного насоса..."
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 17:30:01НАСОС, а привод этого насоса? Какой?. Не уж то турбина на перекиси водорода?Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Вы можете представить привод пожарного насоса с использованием перекиси водорода?""...В то время построить такой насос казалось почти невозможным, тем более, что он должен был выполнять ряд функций: подавать компоненты топлива, одним из которых являлся сжиженный газ, под давлением порядка 21 атм и перекачивать более 190 литров топлива в секунду. Кроме того, ему следовало быть достаточно простым по конструкции и очень легким, а в довершение всего насос должен был запускаться на полную мощность в течение очень короткого (6 секунд) промежутка времени. Когда фон Браун излагал эти требования персоналу завода, выпускающего насосы, он ожидал возражений и споров. Однако оказалось, что требуемый насос напоминает один из видов центробежного пожарного насоса..."
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 17:37:45а привод этого насоса? Какой?
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 17:46:45По вопросу первенства согласен....Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 17:37:45а привод этого насоса? Какой?
Без понятия. Но для создания ТНА Фон Браун обратился к "пожарной" фирме. Конкретно к "Klein, Schanzlin & Becker". Не к торпедостроителям.
ЗЫ. И вот ещё: якобы первый ТНА сделал всё таки не Фон Браун, а Роберт Годдард. Чем он вдохновлялся - я не в курсе. Может и торпедами.
Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 17:13:14Полность с Вами согласен.Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасосТурбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Насос качает, турбина приводит его в действие.
ЦитироватьЛет сорок я об этом не задумывался.... как расшифровать. Но вот википедия это если бhttps://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%BE%D0%BD%D0%B0%D1%81%D0%BE%D1%81%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%B3%D1%80%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%82ыстро (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%BE%D0%BD%D0%B0%D1%81%D0%BE%D1%81%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%B3%D1%80%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%82%D1%8B%D1%81%D1%82%D1%80%D0%BE) -ЦитироватьТурбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валуВообще, турбонасос - это отдельное понятие. ТНА как правило состоит из турбины и турбонасоса, но могут быть варианты, например с электроприводом.
А можно и как "топливно-" расшифровать...
Цитата: Feol от 19.12.2023 17:59:57Возможно, пожарные могли [помочь] создать насосы горючего и/или окислителя.Видимо, в то время пожарные имели наибольшие компетенции в создании жидкостных насосов.
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 18:05:36А по поводу привода остался при своем мнении.
Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 18:09:14Видимо, в то время пожарные имели наибольшие компетенции в создании жидкостных насосов.
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 18:54:44Ну строго говоря фирма "Klein, Schanzlin & Becker" - не пожарные. Это известный производитель самых разных насосов, в том числе и пожарных насосов, наработки по которым использовали при выполнении заказа Фон Брауна.Нефтяники тоже не сами, но они заказывают и проплачивают
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 18:54:44Выше вы справедливо говорили что ТНА это турбина (привод)+насос.Ответ очень прост - он крутил вал с гребным винтом. Высокая мощность на короткое время.
И на ваш вопрос чем приводился тот пожарный насос, можно зеркально спросить - а что собственно качал тот торпедный привод на перекиси? :)
Цитата: DiZed от 20.12.2023 01:35:08речь о том, что ракетный ТНА имеет двух предтеч - пожарный насос и перекисную турбину
Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении (1), и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением (2).
1. Будет ли это работать?
Цитата: Serge V Iz от 26.12.2023 07:36:50Можно и по другому - немецкий сумрачный гений и здесь отметился - проект V-3 "фау-3", он же "насос высокого давления". Длиноствольная пушка с дополнительными каморами. Доп.каморы располагались вдоль ствола и заряды в них инициировались в момент прохождения снаряда.Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении (1), и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением (2).
1. Будет ли это работать?
Будет работать одно из (1) или (2). Процесс в КС, по мере удаления поршня, будет сообщать энергию не только поршню, но и ускоренно нарастающему объему сжатого газа между поршнем и КС.
Чем сильнее можно пренебречь последней, тем более близко можно подобраться к одновременному выполнению требований.
Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 17:13:14Оффтоп в этой ветке , ну и ладно . Всё и так и не так . Вот у меня в конторе делают турбонасосы . Турбомолекулярные насосы . Вакуумные . До 10^-5 Па. Так там турбину "двигатель крутит" , и она откачивает . Понятно , что это другое (с) , но всё же - не нужно обобщать (с).Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасосТурбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Насос качает, турбина приводит его в действие.
Цитата: OlegN от 26.12.2023 21:02:02Да это совсем или не совсем другое - это просто словотворчество. В теории тепловых машин - турбина это двигатель. И вот лопаточное колесо - подвижный узел этого двигателя тоже стали называть турбиной. Отсюда и все противоречия.Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 17:13:14Оффтоп в этой ветке , ну и ладно . Всё и так и не так . Вот у меня в конторе делают турбонасосы . Турбомолекулярные насосы . Вакуумные . До 10^-5 Па. Так там турбину "двигатель крутит" , и она откачивает . Понятно , что это другое (с) , но всё же - не нужно обобщать (с).Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасосТурбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Насос качает, турбина приводит его в действие.
Цитата: Владимир Шпирько от 26.12.2023 01:25:14Нужно получить 25м/с на длине разгона поршня в, допустим, 3м.Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Самый главный вопрос - КАКОЕ? УСКОРЕНИЕ надо обеспечить? И как следствие какую скорость получить?
1. В приведенном примере - в немецкой противотанковой пушке - отсутствует сопло с критическим сечением. Да оно и не нужно при давлении противодействия (на срезе сопла) 500 атм.
2. Если газ (продукты горения) будет расширяться при постоянном давлении, то очевидно КПД такого процесса будет низкий. При выходе пробки из канала ствола, в стволе останется сжатый газ, с таким же! давлением, и этот газ просто выйдет из канала со сверхзвуковой скоростью, но никакой работы по разгону он не произведет.
Цитата: Serge V Iz от 26.12.2023 07:36:50Собственно, и вопрос, как такую штуковину под разгон полезной нагрузки заданной массы до заданной скорости на известной длине хода поршня посчитать... КПД процесса не столь важен, хотя, конечно, хотелось бы максимальный.Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении (1), и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением (2).
1. Будет ли это работать?
Будет работать одно из (1) или (2). Процесс в КС, по мере удаления поршня, будет сообщать энергию не только поршню, но и ускоренно нарастающему объему сжатого газа между поршнем и КС.
Чем сильнее можно пренебречь последней, тем более близко можно подобраться к одновременному выполнению требований.
Цитата: Stak от 29.12.2023 21:20:33...
Собственно, и вопрос, как такую штуковину под разгон полезной нагрузки заданной массы до заданной скорости на известной длине хода поршня посчитать... КПД процесса не столь важен, хотя, конечно, хотелось бы максимальный.
Цитата: Serge V Iz от 29.12.2023 22:17:30В схеме , аналогичной "картофельной пушке" - для ствола в 3м при диаметре 0.1 камера сгорания понадобится с 200л бочку размером, это не очень подходит по массогабариту. Тем более, что ствол не до конца герметичный, от поршня через щель выводится водило, с уплотнением этой щели лентой, проходящей через поршень, аналогично паровым катапультам авианосцев.Цитата: Stak от 29.12.2023 21:20:33...
Собственно, и вопрос, как такую штуковину под разгон полезной нагрузки заданной массы до заданной скорости на известной длине хода поршня посчитать... КПД процесса не столь важен, хотя, конечно, хотелось бы максимальный.
М.б., проще взять за основу схему картофельной пушки? Камера сгорания там сильно больше по объему, чем ствол, влияние перемещения метаемого снаряда, соответственно, невелико. ("КПД" в его естественном понимании, соответственно, тоже невелик.) Но, зато, можно приблизительно оценить давление по количеству горючего и теплоте его сгорания.
Цитата: Stak от 29.12.2023 21:16:08Ну на таких скоростях и ускорении 10g, можно обойтись вообще без огнестрела. На одной пневматике. Правда не известна еще и разгоняемая масса.Цитата: Владимир Шпирько от 26.12.2023 01:25:14Нужно получить 25м/с на длине разгона поршня в, допустим, 3м.Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Самый главный вопрос - КАКОЕ? УСКОРЕНИЕ надо обеспечить? И как следствие какую скорость получить?
1. В приведенном примере - в немецкой противотанковой пушке - отсутствует сопло с критическим сечением. Да оно и не нужно при давлении противодействия (на срезе сопла) 500 атм.
2. Если газ (продукты горения) будет расширяться при постоянном давлении, то очевидно КПД такого процесса будет низкий. При выходе пробки из канала ствола, в стволе останется сжатый газ, с таким же! давлением, и этот газ просто выйдет из канала со сверхзвуковой скоростью, но никакой работы по разгону он не произведет.
Лучше бы конечно длину разгона поменьше, но тут ограничение по допустимой перегрузке на запускаемое изделие (это катапульта, если что).
Цитата: Stak от 30.12.2023 20:43:27это не очень подходит по массогабариту.Тогда придется озадачиться хоть немного, но управляемым источником рабочего давления.
Цитата: Serge V Iz от 31.12.2023 14:41:41Так время работы не более 0,3с... то набор клапанов не нужен. Тем более, что промышленные не подойдут, только специальные. Один ресивер, один клапан одно сопло - давление в ресивере раз в 10 выше рабочего. Клапан открывается одновременно с пуском. Скорость перетока газа определяется сечением сопла и не регулируется. Объемный расход чуть больше необходимого на начальном участке, но ниже чем на конечном - в среднем должно компенсировать падение давления.Цитата: Stak от 30.12.2023 20:43:27это не очень подходит по массогабариту.Тогда придется озадачиться хоть немного, но управляемым источником рабочего давления.
Ну, например, простым набором газовых клапанов, последовательно открываемых программно-временным устройством.
Цитата: Elemag от 31.12.2023 21:35:28У меня вопрос - какие были мобилные терминали спутники Стрела в 60-70 годых? Где можно почитат для них в нете?Думаю, что про них можно почитать только в библиотеках КГБ и ГРУ ;)
Цитата: МБР от 02.01.2024 06:10:07Не нашел данных по давлению в камере сгорания шаттловского (или СЛС) бустера SRB. ...Среднее давление в 5-сегментом бустере около 626 фунт-сила на кв. дюйм.
Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
И вообще, на любой орбите.
Цитата: Schwalbe от 03.01.2024 01:58:41М.б. Радио-РОСТО (РС-15)?Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
И вообще, на любой орбите.
Цитата: ratcustorb от 03.01.2024 14:01:29Он действующий? Не может быть!Цитата: Schwalbe от 03.01.2024 01:58:41М.б. Радио-РОСТО (РС-15)?Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
И вообще, на любой орбите.
Рокот-К 26 декабря 1994.
Цитата: Плейшнер от 03.01.2024 20:09:37В том году читал, что его маяк вроде ещё работал на солнечной стороне.Цитата: ratcustorb от 03.01.2024 14:01:29Он действующий? Не может быть!Цитата: Schwalbe от 03.01.2024 01:58:41М.б. Радио-РОСТО (РС-15)?Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
И вообще, на любой орбите.
Рокот-К 26 декабря 1994.
Цитата: ratcustorb от 03.01.2024 20:21:28В том году читал, что его маяк вроде ещё работал на солнечной стороне.Ух ты! Да хоть бы и маяк
Цитата: Плейшнер от 03.01.2024 20:09:37Он действующий?RADIO ROSTO (23439 / 94085A)
Цитата: Лог от 04.01.2024 02:59:00Почему не сделали перестыковку апполона манипулятором?Может потому, что подобные технологии изобрели "немного" позже полёта Аполлона?..
Цитата: SONY от 04.01.2024 06:19:16А ТКС? Технологии были.Цитата: Лог от 04.01.2024 02:59:00Почему не сделали перестыковку апполона манипулятором?Может потому, что подобные технологии изобрели "немного" позже полёта Аполлона?..
Цитата: Олег от 04.01.2024 00:27:48Это ж древняя "Стрела-1". Без двигателя.Цитата: Плейшнер от 03.01.2024 20:09:37Он действующий?RADIO ROSTO (23439 / 94085A)
По орбите по крайней ничего нельзя сказать.
Цитата: Лог от 10.01.2024 09:57:52А можно, по грунту поднятом, при ударе КА. Провести спектральный анализ?Частично можно. Излучает только нагретый газ. А от пыли можно получить только отраженный спектр Солнца. А нагретый газ - может быть уже результатом разложения первоначального вещества.
Цитата: ratcustorb от 25.02.2024 12:11:51Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?В первом случае имитируется масса, во втором - вес! ;D ;D ;D
Цитата: ratcustorb от 25.02.2024 12:11:51Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?Думаю, что в первом случае имитируются и моменты инерции относительно трех осей - т.е. не просто "100 кг", но и точное распределение этих килограмм по объему макета.
Цитата: ratcustorb от 25.02.2024 12:11:51Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?Не нашел в ГОСТах определения ни того, ни другого. Скорее всего обзывают кто во что горазд
Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2024 12:30:36В первом случае имитируется масса, во втором - вес! ;D ;D ;Dкак помнится по школе вес это масса "на земле", отсюда гвм это для этапа земля - орбита, гмм - для этапа в космосе
Цитата: simple от 26.02.2024 18:52:52как помнится по школе вес это масса "на земле"Вес это вектор, масса - скаляр
Цитата: simple от 26.02.2024 18:52:52Ну, так-то, "вес" - это сила, а "масса" - мера инерции. "А в остальном всё верно"Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2024 12:30:36В первом случае имитируется масса, во втором - вес! ;D ;D ;Dкак помнится по школе вес это масса "на земле", отсюда гвм это для этапа земля - орбита, гмм - для этапа в космосе
Цитата: Feol от 27.02.2024 14:54:05В школьном учебнике было написано так: Масса - это мера инертности тела. Вес - это сила, которая действует со стороны тела на опору или подвес.Да, и такое вполне может быть.
Имхо, ГММ это исправленное название ГВМ. ГВМ кому-то тоже резал уши и решили исправить ;)
ЦитироватьЧто будет делать тягач на Байконуре?? ? ?
Тягач, который поедет на Байконур, — это огромная 18,5-метровая махина на аккумуляторной батарее и рельсовом ходу. В «Механике» говорят, что она должна будет транспортировать ракеты к стартовому комплексу. Грузоподъемность это позволяет — тягач способен перевозить грузы весом до 700 тонн (это сравнимо с массой примерно 538 автомобилей Lada Vesta).
Грузить ракету на тягач не будут — ее разместят на специальной тележке, а затем прицепят к тягачу. Но на тягаче поедет установка, которая будет охлаждать ракету, — выступит своеобразным климат-контролем.
Цитата: Штуцер от 27.02.2024 20:00:31? ? ?Электровоз аккумуляторный?
Цитата: Штуцер от 27.02.2024 20:00:31? ? ?Очень витиевато расписан тяговый агрегат установщика для комплекса "Союз-5".
Цитата: Плейшнер от 27.02.2024 20:22:50например 11Т186 безискровойНу и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=42823;type=preview;file"]электровоз11Т186.JPG[/url]
Цитата: Штуцер от 28.02.2024 10:01:43Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?А не пишут что новый.
Цитата: Плейшнер от 28.02.2024 10:55:54А не пишут что новыйЭто новый.
Цитата: Штуцер от 28.02.2024 10:01:43Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?Тот уже не годится. Слишком давно был изготовлен и по конфигурации не подходит. Ракета "Союз-5" совсем по другому лежит на своём новом установщике.
Цитата: Туман Андромедов от 28.02.2024 15:09:40А Союз-5 то будет? ))Цитата: Штуцер от 28.02.2024 10:01:43Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?Тот уже не годится. Слишком давно был изготовлен и по конфигурации не подходит. Ракета "Союз-5" совсем по другому лежит на своём новом установщике.
Цитата: Штуцер от 28.02.2024 15:14:04Морского стартаНа "Морском старте" установщик самоходный. Там ехать-то всего 40 метров.
Цитата: Feol от 05.03.2024 16:14:50Удивило значение разброса тяги 7.5% маршевого двигателя Бриза, которое приведено в методичке "СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАЗГОННЫМ БЛОКОМ" 2010 г., стр. 69:Итак, разбросы подтверждаю.
"возможность значительных отклонений начальной массы РБ и установившегося уровня тяги МД от расчетных значений (соответственно ± 200 кг и ±7,5 %)"
https://www.mokb-mars.ru/wp-content/uploads/2018/04/SURB-2.pdf (https://www.mokb-mars.ru/wp-content/uploads/2018/04/SURB-2.pdf)
ЦитироватьДля обеспечения в двигателях 14Д30.0-0 и 14Д30.0-01 (прим. С-300-2: а также С5.92 в соответствии с [2]) поддержания соотношения компонентов топлива в диапазоне не более +/-2% система регулирования поднастраивается в процессе КТИ по реальным параметрам двигателя. С этой целью по линии горючего камеры сгорания установлен дроссель с электроприводом. В стендовые магистрали на входе в двигатель устанавливаются турбинные датчики расходов для определения величин расходов. Сигнал с турбинных датчиков расхода подаётся в стендовую систему управления, которая выдаёт команду на вращение электропривода. если замеренное соотношение компонентов топлива отличается от заданного. При вращении электропривода дросселем изменяется гидравлическое сопротивление линии питания камеры компонентом топлива до тех пор, пока соотношение компонентов топлива в двигателе не станет равным заданному. Гидравлическое сопротивление изменяется в пределах 2-10 кгс/см. кв. После проведения поднастройки вал дросселя стопорится, а электропривод снимается с дросселя в целях экономии массы двигателя. Дальнейшее поддержание соотношения компонентов топлива осуществляется двигательной системой автоматически.Т. е. что уникального в этой схеме настройки?.. Иногда ЖРД имеют двухстадийную настройку, где первая - это настройка по результатам автономных модельных испытаний агрегатов ЖРД, вторая - по результатам ОСИ. (Иногда настройка только по результатам модельных испытаний агрегатов ЖРД.) Здесь же настройка ведётся в непосредственно в процессе КТИ, а наличие расходомеров и системы управления стенда обеспечивает регулировку настройки двигателя на номинальное значение Км за счёт наличия обратной связи.
...
Созданная двигательная система регулирования соотношения компонентов топлива двигателя, поднастраиваемая при КТИ по реальным параметрам двигателя и обеспечивающая поддержание соотношения компонентов топлива в диапазоне не более +/-2% при длительной работе двигателя (до 3200 с), не имеет аналогов в отечественном и зарубежном двигателестроении.
Цитата: Serge V Iz от 05.03.2024 19:45:41в "больших" двигателях в автоматике тоже нет обратной связи по давлению КСНу чичаз, нет!..
Цитата: Serge V Iz от 05.03.2024 19:45:41да и нет в ней необходимостиНу чичаз!
Цитата: Serge V Iz от 05.03.2024 19:45:41в "больших" двигателях в автоматике тоже нет обратной связи по давлению КСКлассика - РД-107, цитируется с лпре.де (что-то сайт не открывается):
ЦитироватьДля улучшения процесса регулирования в систему РКС введена обратная связь по давлению в КС, осуществляемая с помощью прецизионного датчика давления 26.
ЦитироватьК агрегатам системы управления, регулирования и контроля режима двигателя относятся: регулятор 14 расхода "Г" в газогенераторе - исполнительный орган системы регулирования двигателя по тяге в системе РКС, датчик обратной связи 17.Точно такие же датчики были, например, на 11Д43 и теперь есть на 14Д14М.
...
При работе двигателя регулятор совместно с датчиком обратной связи 17, установленным на камере, обеспечивает устойчивую работу двигателя на заданном режиме, а также изменение режима работы двигателя (тяги) по команде от системы РКС ракеты.
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42Тогда получается, что есть и входной сигнал на двигатель - поддать или подпридержать тягу?Да, от той самой системы управления. :)
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42Не дросселирование, как я понимаю, его на Союзах и Протоне нет.Почему, есть. И там и там есть форсирование/дросселирование - то самое "поддать либо попридержать тягу", просто в небольших пределах. Я уж не помню, сколько, на вскидку, по порядку величины это где-то +/-5% от номинала.
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42В каких-то небольших пределах, видимо.Ага, именно.
Цитата: C-300-2 от 06.03.2024 00:34:05Лпре.де только у меня не работает?..У меня работает, только грузится долго.
Цитата: C-300-2 от 06.03.2024 00:34:05Лпре.де только у меня не работает?.Перестал работать в связке хром-касперский.(по моему опыту).
Цитата: C-300-2 от 05.03.2024 23:00:04Классика - РД-107если посмотреть внимательней то возникает подозрение что это скорее исключение
Цитата: simple от 06.03.2024 18:13:40если посмотреть внимательней то возникает подозрение что это скорее исключениеКуда смотреть-то? Я ж выше привёл примеры других изделий - 8Д44, 11Д43, 14Д14М. Вместе с 14Д21/22 - это одни из самых массовых двигунов отечественной космонавтики. Так что никакое не исключение.
Цитата: vlad7308 от 06.03.2024 20:40:26Управление тягой на хорошей РН должно быть на всех ступенях. И для много- и для одно-двигательной ДУ. И оно и есть.Отсутствие обратной связи по давлению в камере (использование всяких тонких настроек дросселей при испытаниях, а это не что иное как система управления разомкнутого типа) это следствие отсутствия у нас электронных систем управления двигателем на основе ЦВМ.
"Педаль в пол, пока не кончится бензин" - это для очень специфичных случаев.
Цитата: C-300-2 от 06.03.2024 00:34:05исполнительный орган системы регулирования двигателя по тяге в системе РКС
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42получается, что есть и входной сигнал на двигатель, только не как дальше по тексту, а "поддерживай вот эту вот величину тяги". )
Цитата: Feol от 06.03.2024 19:11:12Во-первых, сразу после отрыва возникнет кренящий момент, парирование которого отклонением суммарного вектора тяги (поворот основных двигателей, их сопел, рулевых двигателей, сопел, не суть) приведёт к заносу хвоста ракеты и к возможному выходу за пределы газоотвода, что чревато повреждением старта.На время подъёма все эти тонкости блокируются.
Цитата: Штуцер от 06.03.2024 21:34:19На время подъёма все эти тонкости блокируются.Если заблокировать управление - ракета и перевернуться может
Цитата: Дем от 07.03.2024 14:26:05Если заблокировать управление - ракета и перевернуться можетУчите матчасть.
Цитата: Штуцер от 07.03.2024 14:45:20Учите матчасть.Штууууцер, ну, что вы так невежливо... Человек искренне же интересуется.
Цитата: Дем от 07.03.2024 14:26:05Если заблокировать управление - ракета и перевернуться можетДем, если интересно, могу поискать статью про динамику пуска Зенита с Морского старта (из журнала энергии). Там описываются различные ограничения на отклонения камер - чтобы например факелом чего не пожечь. В каждом конкретном случае ограничения различные, но в общем они есть. Думаю, именно это имел в виду Штуцер во фразе про "блокировку управления".
Цитата: C-300-2 от 07.03.2024 20:42:34Штууууцер, ну, что вы так невежливо... Человек искренне же интересуется.Чего не вежливо - то. На "Вы", добрый совет. ;)
Цитата: Штуцер от 07.03.2024 20:51:59Распинаться не охота, будет много критиканства и спасибо не скажут.Это даааа, всё желание отвечать отбивает...
Цитата: Feol от 04.03.2024 20:57:23Оффтоп... да. Тема про РДТТ, вопрос про ЖРД. Но любопытно стало сравнить ;)М, вот кстати.
Температура компонентов тоже может отличаться и может влиять, если несколько жидкостных блоков.
Цитата: C-300-2 от 07.03.2024 21:03:00Другой понятный пример - атмосферное давление.Интересно. Мне, честно говоря, непонятно, каким образом?
Цитата: Штуцер от 07.03.2024 21:29:10Ведь все чувствительные элементы двигательной установки меряют относительное давление.Штуцер, видимо, я плохо (или не очень явно) объяснил, что "приведение к номинальным условиям" - это процедура, осуществляемая по результатам ОСИ. А на стенде тяга ЖРД измеряется (не всегда, но как правило) непосредственно.
Цитата: C-300-2 от 07.03.2024 21:45:29случайные факторы приведут к большим разбросам тяги во время ОСИ,Это, в целом понятно.
Цитата: amster от 11.03.2024 05:38:12У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?Рд-108
Цитата: Штуцер от 11.03.2024 08:39:11У Мэрлина-1Д на ФХ - 27 наверно поболее...Цитата: amster от 11.03.2024 05:38:12У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?Рд-108
Цитата: algol5720 от 11.03.2024 09:04:51У Мэрлина-1Д на ФХ - 27 наверно поболее...И у Мерлина и у Раптора 1-1.
Цитата: Штуцер от 11.03.2024 08:39:11Я имел ввиду только основные - рулевые не в счётЦитата: amster от 11.03.2024 05:38:12У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?Рд-108
Цитата: amster от 11.03.2024 10:04:45Я имел ввиду только основные - рулевые не в счётКак не в счет? Перечитайте исходный вопрос.
Цитата: Штуцер от 11.03.2024 11:04:21Перечитайте моё уточнение - "имел ввиду" значит "подразумевалось",Цитата: amster от 11.03.2024 10:04:45Я имел ввиду только основные - рулевые не в счётКак не в счет? Перечитайте исходный вопрос.
Еще раз. И у Мерлинов и у рапторов на один двигатель приходится ОДНА камера. 1-1.
Цитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
Цитата: amster от 12.03.2024 16:58:481000-тонный РД-175 4-хкамерныйЦитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Вы уверены в своих размышлениях?Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Вы уверены в своих размышлениях?Как он спускаться будет?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос...
Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Так у него на скоростях более 2М лобовое стекло разогревается до 250С. И при ДО! входа в плотные холодные слои атмосферы - ему надо надо некоторое время лететь "медленно", что бы остудить остекление - может лопнуть.Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Вы уверены в своих размышлениях?Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Цитата: amster от 11.03.2024 12:43:48На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗЦитата: Штуцер от 11.03.2024 11:04:21Перечитайте моё уточнение - "имел ввиду" значит "подразумевалось",Цитата: amster от 11.03.2024 10:04:45Я имел ввиду только основные - рулевые не в счётКак не в счет? Перечитайте исходный вопрос.
Еще раз. И у Мерлинов и у рапторов на один двигатель приходится ОДНА камера. 1-1.
и это достаточно очевидно.
И зачем Вы пишете мне про Мерлин и Раптор?
Попутали меня с algol5720?
Итак, уточненная (хотя и так было ясно) формулировка вопроса:
" У какого реально летавшего ЖРД
было максимальное количество основных камер сгорания? "
Летали ли 5ти-камерные движки? 6ти-камерные?
Или хотя бы доводились до железа?
Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗТам не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД. Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 02:30:35Ну да - на этом фото хорошо видно что там 4е 2х камерных блока.Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗТам не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД. Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 02:30:35Вы наверное имели ввиду РД-261 - вот он состоит из 3х блоков 2х-камерных РД-250.Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗТам не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД.
Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Цитата: amster от 13.03.2024 07:16:36А РД-216 - это 2 блока 2х-камерных РД-215.Так же как РД-0124МС это не 4х камерный движок,
Цитата: amster от 13.03.2024 07:16:36Вы наверное имели ввиду РД-261 - вот он состоит из 3х блоков 2х-камерных РД-250.Да, сорри, )) память подвела. Я имел в виду другой движок, но не РД-261, а его схемного "дедушку" - РД-218 (3хРД-217).
А РД-216 - это 2 блока 2х-камерных РД-215.
Цитата: amster от 13.03.2024 07:06:53Знатокам виднее, конечно, но разделение двигателей на четыре пары блоков было сделано для их использования для управления по всем осям. А ТНА у них был один (точнее, два ТНА на все 8 камер). В этом можно убедиться, посмотрев материалы на сайте (В этот день... №1-17 (21-30 июня) - Беседы о ракетных двигателях) - там приведена схема РН, и два ТНА расположены вдоль центральной оси (увы, ПГС РД не нашел, но предполагаю, что один ТНА был для горючего, а второй - для окислителя (уникального, между прочим - перекиси водорода).Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 02:30:35Ну да - на этом фото хорошо видно что там 4е 2х камерных блока.Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗТам не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД. Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/356616.jpg
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/356616.jpg)
Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 11:06:38два ТНА расположены вдоль центральной оси (увы, ПГС РД не нашел, но предполагаю, что один ТНА был для горючего, а второй - для окислителя (уникального, между прочим - перекиси водорода).Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.
ЦитироватьЖРД состоит из 8 камер, 4 пароrазогенераторов (2 малых и 2 больших), 2 ТНА,Т.е. каждый ТНА качал и О и Г.
масляного бака, агрегатов и систем управления работой и др . ТНА - трёхвальный, с центробежными насосами окислителя и горючего, осевой одноступенчатой активной турбиной и редуктором.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 11:35:43Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.Поищите в сборниках ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ, там может быть. Мне сейчас некогда - работа есть работа. Если вечером вспомню, то там поищу.
Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 22:14:56Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Вы уверены в своих размышлениях?Как он спускаться будет?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос...
Цитата: Владимир Шпирько от 13.03.2024 00:09:11Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Так у него на скоростях более 2М лобовое стекло разогревается до 250С. И при ДО! входа в плотные холодные слои атмосферы - ему надо надо некоторое время лететь "медленно", что бы остудить остекление - может лопнуть.Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Вы уверены в своих размышлениях?Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Другими словами - с помощью ТТУ можно и закинуть повыше, а вот как безаварийно вернуться.... это вопрос.
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:Только догадка: время, в течение которого РДТТ работает на расчетной тяге, т.е. без начального и конечного временных участков.
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:47:50Кстати, у вас случайно нет доступа к сборнику Труды НПО Энергомаш им. академика Глушко?Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 11:35:43Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.Поищите в сборниках ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ, там может быть. Мне сейчас некогда - работа есть работа. Если вечером вспомню, то там поищу.
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:47:50Спасибо, но для меня этот вопрос не критичен, чтобы тратить уйму времени на поиск редких сборников))Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 11:35:43Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.Поищите в сборниках ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ, там может быть. Мне сейчас некогда - работа есть работа. Если вечером вспомню, то там поищу.
Цитата: Дмитрий В. от 12.03.2024 20:43:08У сугубо гипотетического РД-175 одного установившегося варианта конструкции нет,Цитата: amster от 12.03.2024 16:58:481000-тонный РД-175 4-хкамерныйЦитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 13:45:33Скорее, это время достижения расчетной тяги. ИзЦитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:Только догадка: время, в течение которого РДТТ работает на расчетной тяге, т.е. без начального и конечного временных участков.
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:Не очень понятное определение. Impulse bit определяется как интеграл силы тяги по времени.
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
ЦитироватьThe thrust centroid (time to center of thrust)скорее всего это можно представить как
ЦитироватьThruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)т.е. до точки 2 прошло 10,4 мс, а после - 9,3 мс
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 17:22:46Да, исходя из:Это вполне может быть. Только на вашем рисунке прямоугольник должен быть меньшей высоты, чтобы площадь синего прямоугольника была равна площади под красной кривой, что отражает равенство полных импульсов.ЦитироватьThe thrust centroid (time to center of thrust)скорее всего это можно представить как
thrust.jpg (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=43230;type=preview;file)
где 1 - центр идеального профиля тяги
а 2 - центр реальной тяги (The thrust centroid)
ЗЫ: и именно так на результате испытаний:ЦитироватьThruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)т.е. до точки 2 прошло 10,4 мс, а после - 9,3 мс
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
Цитата: cross-track от 13.03.2024 18:35:45Да, конечно))) И профиль реальной тяги утрирован.Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 17:22:46Да, исходя из:Это вполне может быть. Только на вашем рисунке прямоугольник должен быть меньшей высоты, чтобы площадь синего прямоугольника была равна площади под красной кривой, что отражает равенство полных импульсов.ЦитироватьThe thrust centroid (time to center of thrust)скорее всего это можно представить как
thrust.jpg (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=43230;type=preview;file)
где 1 - центр идеального профиля тяги
а 2 - центр реальной тяги (The thrust centroid)
ЗЫ: и именно так на результате испытаний:ЦитироватьThruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)т.е. до точки 2 прошло 10,4 мс, а после - 9,3 мс
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
Цитата: opinion от 13.03.2024 16:55:21А вы не можете привести пример нахождения centroid time? На оси времени есть 2 заданные точки - моменты включения и выключения тяги. Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:Не очень понятное определение. Impulse bit определяется как интеграл силы тяги по времени.
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Похоже, что centroid time - это момент, в который нужно приложить весь impulse bit целиком, чтобы получится такой же результат, как при реальной работе двигателя, когда это всё размазано по времени.
Цитата: cross-track от 13.03.2024 21:25:00Я ж говорю, определение непонятное. Что значит "the same effect"? Я без понятия.Цитата: opinion от 13.03.2024 16:55:21А вы не можете привести пример нахождения centroid time? На оси времени есть 2 заданные точки - моменты включения и выключения тяги. Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:Не очень понятное определение. Impulse bit определяется как интеграл силы тяги по времени.
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Похоже, что centroid time - это момент, в который нужно приложить весь impulse bit целиком, чтобы получится такой же результат, как при реальной работе двигателя, когда это всё размазано по времени.
Если бы ставилась задача найти "среднюю тягу" на временном промежутке, то можно было воспользоваться теоремой о среднем для вычисления интеграла impulse bit, и тогда легко определить "среднюю тягу" на заданном временном промежутке. А вот найти "среднюю точку на интервале времени" у меня не получается.
Цитата: Георгий от 13.03.2024 12:50:16Ну у МиГа-25 и так планер из нержавейки... парашют тоже есть, используется правда при пробеге на полосе. А плитки испортят аэродинамику так, что и на 20 км не поднимется....Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 22:14:56Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Вы уверены в своих размышлениях?Как он спускаться будет?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос...Цитата: Владимир Шпирько от 13.03.2024 00:09:11Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Так у него на скоростях более 2М лобовое стекло разогревается до 250С. И при ДО! входа в плотные холодные слои атмосферы - ему надо надо некоторое время лететь "медленно", что бы остудить остекление - может лопнуть.Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Вы уверены в своих размышлениях?Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Другими словами - с помощью ТТУ можно и закинуть повыше, а вот как безаварийно вернуться.... это вопрос.
да что угодно - хоть небольшой тормозной парашют,
а может выпуск механизации крыла поможет.
Возможно даже первые запуски беспилотные, чтобы не запечь пилота.
Или переделка всего носа на титан или нержавейку с убиранием фонаря, затем при необходимости с плитками.
Цитата: cross-track от 13.03.2024 21:25:00Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?Вот как мне кажется.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 23:30:44Я тоже думал про половину площади кривой, точнее, про половину площади подынтегральной функции int/F(t)dt/. Но меня смущает название thrust centroid time. Может, речь идет о своеобразном "центре тяжести временнОго импульса" (или "центре масс временнОго импульса")? Тогда его можно найти, если подинтегральное выражение умножить на t, проинтегрировать int/t*F(t)dt/ , и результат разделить на impulse bit. Вся процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении.Цитата: cross-track от 13.03.2024 21:25:00Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?Вот как мне кажется.
Экспериментально можно зарегистрировать красную кривую на моем рисунке выше (например, с помощью пьезодатчиков). А затем подсчитать площадь под ней, т.е. impulse bit. И половина от этой площади нам и даст графически положение точки 2, т.е. thrust centroid time. ИМХО
Цитата: cross-track от 14.03.2024 00:48:23Может, речь идет о своеобразном "центре тяжести временнОго импульса" (или "центре масс временнОго импульса")? Тогда его можно найти, если подинтегральное выражение умножить на t, проинтегрировать int/t*F(t)dt/ , и результат разделить на impulse bit. Вся процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении.Так ведь вроде половина "площади" это и есть положение на оси времени "ц.м." всей площади? Разве нет?
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 14:36:32Спасибо, но для меня этот вопрос не критичен, чтобы тратить уйму времени на поиск редких сборников))Ох, понимаю. Для меня история ЖРД - это увлечение, связанное с образованием и работой. :)
Но если вспомните и найдете, то с исторической т.з. инфа была бы весьма и весьма интересна.
Цитата: C-300-2 от 14.03.2024 08:23:24В обчем, нашлося! 1967 ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМНу, вот теперь вопрос можно считать закрытым - это связка из двух 4-камерных ЖРД! Спасибо!
Цитата: Бертикъ от 14.03.2024 01:15:50Для идеального прямоугольного профиля тяги - да, половина "площади" это и есть положение на оси времени "ц.м." всей площади.Цитата: cross-track от 14.03.2024 00:48:23Может, речь идет о своеобразном "центре тяжести временнОго импульса" (или "центре масс временнОго импульса")? Тогда его можно найти, если подинтегральное выражение умножить на t, проинтегрировать int/t*F(t)dt/ , и результат разделить на impulse bit. Вся процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении.Так ведь вроде половина "площади" это и есть положение на оси времени "ц.м." всей площади? Разве нет?
Цитата: Serge V Iz от 14.03.2024 06:30:31В исходном определении нужно уточнить какой именно эффект имеют ввиду в same effect. А то, может, там подразумевают изменение скорости, и тогда, у тела переменной массы, интеграл будет ещё чуть-чуть более громоздким. )Impulse bit находится как интеграл тяги (силы) по времени. Измеряя профиль тяги находят значение этого интеграла (как площадь подынтегральной функции), и это значение определяется лишь профилем силы как неким интегральным параметром, который включает в себя и возможное изменение массы объекта. Или вы имеете в виду особенности измерения Impulse bit на статическом стенде?
Цитата: fagot от 13.03.2024 14:15:22Кстати, у вас случайно нет доступа к сборнику Труды НПО Энергомаш им. академика Глушко?Понимаете... Нет. Если вам нужна какая-то конкретная статья, напишите мне, я не обещаю, но постараюсь её достать.
Цитата: cross-track от 14.03.2024 09:58:04В общем случае - нет. При нахождении ц.м. тела приравнивают не площади, а моменты. Например, если стержень состоит из двух частей А и В одинаковой массы но разной плотности, и часть А составляет 90% длины стержня, а часть В, соответственно, оставшиеся 10% длины стержня, то точка ц.м. не будет находиться в месте контакта частей А и В, хотя массы частей стержня слева и справа от нее равны.Так ведь мы рассматриваем "ц.м." площади под графиком, а не ц.м. реального тела (я специально взял цм в кавычки). А площадь под графиком имеет равномерную "плотность" и "толщину")) Т.е. "масса" до точки 2 равна массе после точки 2. Т.е. "центр масс" площади лежит на пунктире, опущенном из точки 2.
Цитата: Бертикъ от 14.03.2024 11:46:29Выше я писал про аналогию:Цитата: cross-track от 14.03.2024 09:58:04В общем случае - нет. При нахождении ц.м. тела приравнивают не площади, а моменты. Например, если стержень состоит из двух частей А и В одинаковой массы но разной плотности, и часть А составляет 90% длины стержня, а часть В, соответственно, оставшиеся 10% длины стержня, то точка ц.м. не будет находиться в месте контакта частей А и В, хотя массы частей стержня слева и справа от нее равны.Так ведь мы рассматриваем "ц.м." площади под графиком, а не ц.м. реального тела (я специально взял цм в кавычки). А площадь под графиком имеет равномерную "плотность" и "толщину")) Т.е. "масса" до точки 2 равна массе после точки 2. Т.е. "центр масс" площади лежит на пунктире, опущенном из точки 2.
Цитата: C-300-2 от 14.03.2024 10:46:10Понимаете... Нет. Если вам нужна какая-то конкретная статья, напишите мне, я не обещаю, но постараюсь её достать.Да, ищу вот такую статью: Ромасенко Е.Н., Толстиков Л.А. Бустерные турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш // Труды НПО Энергомаш. - М. 2004. - № 22. - С. 100-117
Цитата: fagot от 14.03.2024 13:50:59Да, ищу вот такую статью: Ромасенко Е.Н., Толстиков Л.А. Бустерные турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш // Труды НПО Энергомаш. - М. 2004. - № 22. - С. 100-117Поищу. не обещаю, что выйдет найти - выпуск довольно старый :( Скажем, на елибрари его нет :(
Цитата: amster от 13.03.2024 14:41:37Единственный опубликованный проект РД-175 демонстрирует нам ЖРД с 4-мя камерами и двумя последовательными ТНА. И всё это в габаритах РД-170/171.Цитата: Дмитрий В. от 12.03.2024 20:43:08У сугубо гипотетического РД-175 одного установившегося варианта конструкции нет,Цитата: amster от 12.03.2024 16:58:481000-тонный РД-175 4-хкамерныйЦитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
а один из рассматриваемых вариантов был 5и-камерный.
Цитата: Лог от 14.03.2024 20:42:06Поидее через плазму можнопробиться.Можно если иметь достаточно мощный передатчик.
Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Предположим мы в облоке. Выдаём сигнал по радиоканалу, в определенный сектор. "плазма" реагирует и это можно как-то регистрировать. Мое ИМХОЦитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:13:58И всё же. Возможен ли газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газа?дык коптит он. Керосиновый сладкий газ.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:13:58И всё же. Возможен ли газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газа?Керосин - углеводород СН3-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН3. А неполярные связи С-С гораздо прочнее связей С-Н, которые сильно поляризованны. Поэтому первыми рвутся именно С-Н, т.е при недостатке кислорода первым выгорает водород, с образованием воды. А на окисление углерода просто не хватает кислорода - поэтому и образуется сажа=аморфный углерод. Сажа (углерод) при требуемых температурах - твердое в-во, и => не совершает работу, как газ, при расширении и тупо забивает все каналы.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием?Не в давлении, а в химии.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Ведь в том же F1 работалоВ F1 не было
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:13:58газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газаF1 был открытой схемы. Ну как мерлин примерно.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием? Из-за него начинается образование опасной сажи? Ведь в том же F1 работало, но там отработанный газ выбрасывался практически (в части давления) в атмосферу.Я пока вижу разницу только в этом.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:19:47Почему это работает в открытых схемах и не должно работать в схеме с дожиганием?Перепад давления на турбине в схеме с дожиганием 1,7-2,2
Цитата: Лог от 14.03.2024 23:49:50Там критериальный закон - если частота радиоволн ниже ленгмюровской частоты плазмы, то волны отражаются, а если выше, то волны спокойно проходят через плазму. Только дело в том, что порядок ленгмюровской частоты - десятки ГГц и выше.Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:27:47Я пока вижу разницу только в этом.Главная проблема в том, что в замкнутой схеме всю эту сажу надо пропихнуть через форсунки в камеру сгорания, а в открытой - не надо.
То есть, открытой схеме газ после турбины выбрасывается в атмосферу с небольшим давлением, а в схеме с дожиганием он после турбины ещё должен иметь немалое давление, позволяющее поступать в основную камеру. А до турбины ещё больше, чтобы на ней был нужный перепад. От давления что-то начинает твориться с сажей/керосином?
Цитата: fagot от 15.03.2024 06:57:43Главная проблема в том, что в замкнутой схеме всю эту сажу надо пропихнуть через форсунки в камеру сгорания,Но форсунки то газовые.
Цитата: fagot от 15.03.2024 09:08:44Это не мешает им засоряться.Причем даже небольшой слой сажи на внутренней стенке форсунки должен резко ухудшить ее охлаждение
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием?Проблема в том, что в "сладком" газе много копоти (сажи и смол). Которую в открытой схеме просто сбрасывают в мировой пространство, а закрытой - ей надо попасть в двигатель, чтобы догореть. А по дороге туда она (копототь) будет откладываться на чём попало, от трубопроводов до форсунок. И забивать их.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:27:47От давления что-то начинает твориться с сажей/керосином?Так после отрыва водорода мы получаем цепочки =С=С=С=С=С=С=С= - которые с удовольствием полимеризуются.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:19:47Всё верно. Но газогенератор же там есть. Генерит действительно жуткую копоть, которая догорает только потом, в атмосферном кислороде1. Коптить можно по-разному. Копоти от стехиометрического керосинового ГГ должно быть на порядки меньше, чем от сладкого.
Цитата: Feol от 15.03.2024 14:26:08Но работает.Вы забыли п.1
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 14:15:11Копоти от стехиометрического керосинового ГГ должно быть на порядки меньше, чем от сладкого
Цитата: fagot от 15.03.2024 17:22:04А где используется стехиометрический керосиновый ГГ? Такого никакая турбина не выдержит.я предполагаю (не уверен), везде, где дожигания нет. Иначе дополнительные изрядные потери УИ.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08Чтобы выдержала турбина, можно охлаждать либо турбину, либо поток газа из ГГ. Я не знаю, как именно это устроено. Газ охлаждать тяжело, так что наверно турбину...Чтобы ничего не охлаждать, поступают проще - просто не нагревают газ в ГГ выше определенного предела.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08Иначе дополнительные изрядные потери УИ.Изрядными потерями я бы не назвал
Цитата: Feol от 15.03.2024 14:26:08Ну, не совсем наружу. Всё же, вдувается в закритическую часть сопла. Длинный коллектор, какие-то форсунки там всё же есть. Может быть, что относительно грубые, конечно.Сажа на внутренних стенках камеры сгорания даже полезна.
Цитата: Плейшнер от 15.03.2024 19:51:04в ГГ подают в избытке либо горючее либо окислитель, (добавлено) даже в открытой схемеЭто точно, или Вы так думаете?
Цитата: Feol от 15.03.2024 21:10:18Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого.Такое примерно соотношение для двигателей с дожиганием.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 21:34:50Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.В этом суть потерь УИ.
Трудно в это поверить.
Цитата: Плейшнер от 15.03.2024 21:42:55потери УИ не было быесли часть продуктов истекает с низкой скоростью - вроде как имеют место быть потери рабочего тела
Цитата: DiZed от 15.03.2024 22:00:44В закрытой схеме они завуалированы. Газ там тоже срабатывается на турбине. Если бы этого не было, скорость истечения была бы вышеЦитата: Плейшнер от 15.03.2024 21:42:55потери УИ не было быесли часть продуктов истекает с низкой скоростью - вроде как имеют место быть потери рабочего тела
Цитата: DiZed от 15.03.2024 22:11:36вроде как если мы отделяем часть газа и его теплосодержание/энергию переносим на остаток - то скорость и соответственно импульс добавляется как корень квадратный от этой энергии, т.е. таки в итоге получим дефицит импульсаЯ не чувствую себя уверенно в этой области, чтобы что-то доказывать.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08я предполагаю (не уверен), везде, где дожигания нет. Иначе дополнительные изрядные потери УИ.В двигателях без дожигания точно такие же соотношения компонентов и температура газа на турбине, как и в двигателях с дожиганием, материалы турбины ведь примерно одинаковы, разве что сладкий газ позволяет на пару-тройку сотен градусов повысить температуру. Разница только в перепаде давления на турбине - в открытой схеме он более чем на порядок больше, чем в замкнутой, за счет чего расход топлива на привод турбины сравнительно невелик, но разумеется потери УИ будут, это же принципиальное свойство и недостаток открытой схемы.
Нет?
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08Чтобы выдержала турбина, можно охлаждать либо турбину, либо поток газа из ГГ. Я не знаю, как именно это устроено. Газ охлаждать тяжело, так что наверно турбину...Даже в авиационных турбинах с охлаждаемыми лопатками температура газа что-то порядка 1250 градусов цельсия, но в ЖРД при стехиометрии она в два с лишним раза больше, так что заморачиваться с охлаждением вряд ли имеет смысл. Охлаждать газ можно только топливом, идущим в КС, тоже та еще задачка, поэтому никто так не делает.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 21:34:50Зачем ждать, это классика со времен Фау-2.Цитата: Feol от 15.03.2024 21:10:18Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого.Такое примерно соотношение для двигателей с дожиганием.
Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.
Трудно в это поверить.
Давайте все таки дождемся, что скажет С-300. Он сюда заходит довольно часто.
Цитата: fagot от 16.03.2024 06:11:05У V-2 /A-4(фау-2) турбина на перекиси - парогаз вообще около 800С. А для охлаждения КС - разбавляли! спирт.Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 21:34:50Зачем ждать, это классика со времен Фау-2.Цитата: Feol от 15.03.2024 21:10:18Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого.Такое примерно соотношение для двигателей с дожиганием.
Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.
Трудно в это поверить.
Давайте все таки дождемся, что скажет С-300. Он сюда заходит довольно часто.
Цитата: fagot от 16.03.2024 06:08:38В двигателях без дожигания точно такие же соотношения компонентов и температура газа на турбине, как и в двигателях с дожиганием,Ок, спасибо за объяснения.
Цитата: vlad7308 от 16.03.2024 14:12:58ЗЫ а в кислом ГГ с дожиганием газифицируется сколько примерно процентов окислителя?Весь, на то он и с дожиганием. Но в открытой схеме кислых ГГ не делают, кроме перекисных, т.к. с ними потери УИ выше.
Цитата: fagot от 16.03.2024 14:23:06Это значит, что весь окислитель проходит через ГГ?ЦитироватьЗЫ а в кислом ГГ с дожиганием газифицируется сколько примерно процентов окислителя?Весь, на то он и с дожиганием
Цитата: fagot от 16.03.2024 15:48:15Конечнохммм
Цитата: fagot от 16.03.2024 18:06:01Зачем предполагать, когда есть реальные данные. Перепад давления на турбине двигателя открытой схемы в 15-20 раз больше, чем в замкнутой, соответственно и газа на ее привод требуется в разы меньше.я к сожалению не умею рассчитывать турбины и насосы. Понятно, что мощность нужна меньше, но насколько, я не могу даже прикинуть.
Цитата: DiZed от 16.03.2024 11:48:21стартовая масса бустера, для всей системы предполагается 6000 тонн
Цитата: vlad7308 от 16.03.2024 19:31:10я к сожалению не умею рассчитывать турбины и насосы. Понятно, что мощность нужна меньше, но насколько, я не могу даже прикинуть.Так я не против, можно, например, почитать книгу Добровольского Жидкостные ракетные двигатели, там все доступно описано с формулами. Принципы энергобаланса универсальны - потребная мощность насосов должна равняться располагаемой мощности турбины, а последняя определяется по сути кинетической энергией струи газов, получаемой в сопловом аппарате турбины, которая, как и при истечении газа через КС, зависит от температуры, молекулярной массы и степени расширения газа и его расхода. У керосинового газа, кстати, работоспособность заметно выше, чем у кислородного, благодаря чему в открытой схеме его требуется меньше.
ЗЫ для ясности. Я не спорю. Я пытаюсь сам для себя разобраться с энергобалансом открытой схемы.
Цитата: Бертикъ от 15.03.2024 06:52:16Даже отраженная волна оставит след. Будет какое-то событие. Или нет)Цитата: Лог от 14.03.2024 23:49:50Там критериальный закон - если частота радиоволн ниже ленгмюровской частоты плазмы, то волны отражаются, а если выше, то волны спокойно проходят через плазму. Только дело в том, что порядок ленгмюровской частоты - десятки ГГц и выше.Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: Лог от 17.03.2024 09:10:28Если бы было сколь-нибудь значительное, то проблему давно бы решили.Цитата: Бертикъ от 15.03.2024 06:52:16Даже отраженная волна оставит след. Будет какое-то событие. Или нет)Цитата: Лог от 14.03.2024 23:49:50Там критериальный закон - если частота радиоволн ниже ленгмюровской частоты плазмы, то волны отражаются, а если выше, то волны спокойно проходят через плазму. Только дело в том, что порядок ленгмюровской частоты - десятки ГГц и выше.Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 11:14:16[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=44800;type=preview;file"]IMG_20240419_082957.jpg[/url]Ближе к концу активного участка траектории 1-й ступени.
Подскажите, а на каком участке полёта нагревается до таких температур?
Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 11:14:16Подскажите, а на каком участке полёта нагревается до таких температур?Возможно, связано с точкой MaxQ ::)
Цитата: A.E от 20.04.2024 12:22:42Возможно, связано с точкой MaxQ ::)Получается нет:
Цитата: Дмитрий В. от 20.04.2024 11:52:21Ближе к концу активного участка траектории 1-й ступени.На MaxQ скорость всего ~450 м/с (~1600 км/ч).
Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 12:45:57Получается нет:Ну да. Наверное, в MaxQ максимальна интенсивность нагрева
Цитата: A.E от 20.04.2024 13:36:32Скорее всего нет:Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 12:45:57Получается нет:Ну да. Наверное, в MaxQ максимальна интенсивность нагрева
Цитата: A.E от 20.04.2024 13:36:32Ну да. Наверное, в MaxQ максимальна интенсивность нагревав MaxQ - максимален импульс набегающего потока.
Цитата: Дем от 21.04.2024 07:24:12в MaxQ - максимален импульс набегающего потока
Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/358090.webp)
ЦитироватьWhere q is the dynamic pressure, ρ is the local air density and v is the rocket's velocity (or air's velocity in opposite direction).MaxQ тоже от квадрата
Цитата: cross-track от 21.04.2024 10:08:50Схематически пояснено, как влияет скорость и плотность на разных участках полета.Показано, что после MaxQ снижение плотности влияет больше, чем увеличение скорости
Цитата: A.E от 21.04.2024 15:36:58Да, у плотности 3 стрелки вниз, а у скорости 2 вверх.Цитата: cross-track от 21.04.2024 10:08:50Схематически пояснено, как влияет скорость и плотность на разных участках полета.Показано, что после MaxQ снижение плотности влияет больше, чем увеличение скорости
Цитата: A.E от 21.04.2024 09:13:08MaxQ тоже от квадратаДа, импульс - линейно, воздействие - квадрат
Цитата: Дем от 22.04.2024 06:53:32Энергия потока - квадрат, нагрев - куб? Или ещё больше?Ага, куб - полтора ;) Вы от чего считаете?