Основная идея - использование единственной модели маршевого двигателя для каждой топливной пары.
Создается ненапряженный (до 5-7 МПа), скромной размерности (скажем, 50тс) дешевый двигатель.
Жизненный опыт подсказывает, что при тяге от десятков тонн и выше удельная масса двигателя остается практически постоянной и зависит скорее не от размерности двигателя, а от технологического уровня.
То есть сменяв несколько мощных двигателей на несколько десятков небольших в массе проиграем не сильно.
Скромная размерность и ненапряженность необходимы для снижения стоимости производства и, главное (!), для снижения тяжести посделствий аварийных ситуация до некоего уровня.
Суть идеи заключается в унификации маршевых двигателей,
исключению их взаимовлияния в случае нештатной работы,
исключению аварийных последствий для РН в случае отказа одного-нескольких двигателей.
То есть при проектировании РН в неё закладывается отказ вплоть до нескольких двигателей. Такая ситуация, ввиду малого относительного уменьшения тяги, практически не влияет на выполнение миссии.
Хотя... тут я ощутимо промахнулся с уровнем размерности.
50 тонный двигатель хорош для супертяжей, а для носителей размерности Союза тяга единичного движка, пожалуй, не должна превышать 10тс.
На чем действительно будет теряться масса - так это на креплении двигателей и на топливной сети (понятно что придется делать сборник и от него уже тащить трубопроводы ко всем горшкам).
А если объединить эту идею с унифицированным носителем - удельную стоимость единичной РН можно опустить до поистине неприличного уровня ))
Особенно если будет много пусков.
Гм... получается нечто вроде Ф-9 :(
AntiShestoper? :wink:
Удельная масса да. А вот стоимость от размера двигателя зависит нелинейно. На данный момент IMHO, оптимум находится в районе 100-300 тс тяги. Ниже двигателей много и они дорогие, выше двигатель слишком крупный и тоже дорогой из-за малой серийности.
Сейчас это так.
Но сейчас и потребность в двигателях малой размерности невелика.
А как извенится их удельная стоимость, если их поставить на поток и гнать тысячами и десятками тысяч в год?
Все равно будет выше. Условно говоря, тяга двигателя пропорциональна массе, а сложность - площади поверхности.
А что тут собственно нового? Н-1, ОТРАГ(ваще песня!), да и старый Брауновский проект... близко Фалькон с батареей 9 движков.
Другой вопрос - может ли современная техника достаточно оперативно (и достоверно) диагностировать неисправности, отключать неисправный и увеличивать тягу оставшихся двигателей.
Последнее тоже двигатели не удешевляет.
У приведенных примеров (кроме Н-1) относительная тяга единичного двигателя слишком велика. Но главное (!) - до сих пор ни для одной ракеты отказ единичного двигателя не является безопасным. Живучесть Н-1 оказалось радикально недостаточной, хотя количество двигателей позволяло не заметить потерю одного-двух.
ЦитироватьУ приведенных примеров (кроме Н-1) относительная тяга единичного двигателя слишком велика. Но главное (!) - до сих пор ни для одной ракеты отказ единичного двигателя не является безопасным. Живучесть Н-1 оказалось радикально недостаточной, хотя количество двигателей позволяло не заметить потерю одного-двух.
Ну, что такое ОТРАГ Вы видимо не посмотрели, это предельный случай такой концепции ;-)
По Н-1 - принято было считать, что решение вынужденное из-за того что Глушко не взялся делать 600-тонник а другие не могли. Но оказалось что Королёв и не ставил вопрос о более чем 150-тоннике...
У Королева это была вынужденная мера. Я уже устал повторять, что на тот момент в стране не существовало технологической возможности для производства не то что 600-тонного движка, но даже 300-тонного. Хотя, впрочем, довольно скоро это смогли преодолеть...
А идея с КОРДом была весьма неплохой и велись интенсивные доработки. Но после 4-го пуска Н-1 и известных решений никого это уже волновать не должно было. :(
Про ОТРАГ я знаю. Концепция не совсем такая.
Я не ратую за столь суровую модульность - она не позволяет без перелива использовать весь запас топлива.
Основная часть моей концепции - некритичность отказа одного-нескольких двигателей для выполнения миссии. Для того и требуется чтобы размерность двигателя была малой а количество большим.
Чем эта концепция лучше концепции " один движок на ступень"? На аммиаке вполне можно создать мощный движок с УИ 285, при этом за счет намного лучших охлаждающих свойств и "сладкого" генераторного газа надежность и стоимость будут приемлимыми. А за счет использования индивидуального соединения в качестве топлива можно будет относительно(керосина) легко отработать 300+ т КС. Да, дросселироваться этот движок будет тоже хорошо.
ЦитироватьЧем эта концепция лучше концепции " один движок на ступень"?
Тем, что абсолютно надежных систем не бывает )
Любой двигатель, каким бы надежным он ни был, принципиально может отказать.
ЦитироватьНо главное (!) - до сих пор ни для одной ракеты отказ единичного двигателя не является безопасным.
С сайта Spacex:
Falcon 9 has nine Merlin engines clustered together. This vehicle will be capable of sustaining an engine failure at any point in flight and still successfully completing its mission. This actually results in an even higher level of reliability than a single engine stage.
ЦитироватьУ Королева это была вынужденная мера. Я уже устал повторять, что на тот момент в стране не существовало технологической возможности для производства не то что 600-тонного движка, но даже 300-тонного. Хотя, впрочем, довольно скоро это смогли преодолеть...
Устали повторять? Ню-ню... ;)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1484&highlight=%F0%E4270
http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm
RadioactiveRainbow - да, "всё уже было в этом мире"...
это неправильная концепция, точнее неполная.
ступень надо делать из двух блоков, ТНА, автоматику и движек нужно поместить в один блок, а баки и разьемы в другой. после отработки ступени первый блок отстрелить и спасать парашутом и сажать на штырь (амортизатор с ломом, чтобы вбился в грунт и нескользил), второй нет.
если после посадки можно будет пустить на запчасти и восстановить хотябы не мене 50 процентов всех агрегатов, хотябы еще на один-два старта, то стоимость вывода может снизиться в двое. движек стоит миллионы, и разбивать его неследует. тна и автоматика тоже дохрена. уже не советское время, чтобы такие вещи на свалку выбрасывать после первого раза.
эту практику надо менять. жратву, кислород воду и горючку можно возить на б/у движках, это не люди и дорогие спутники
ЦитироватьЦитироватьУ Королева это была вынужденная мера. Я уже устал повторять, что на тот момент в стране не существовало технологической возможности для производства не то что 600-тонного движка, но даже 300-тонного. Хотя, впрочем, довольно скоро это смогли преодолеть...
Устали повторять? Ню-ню... ;)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1484&highlight=%F0%E4270
http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm
Пример РД-270 -лишь подтверждает факт невозможности сделать 600-тонник в заданные сроки на имеющейся технологической базе. Двигатель явно не успевал к нужным срокам и так и не был доведен. К тому же он работал на АТ+НДМГ. Да и сам СП не видел перспектив применения ЖРД тягой 300-600 тс.
ЦитироватьFalcon 9 has nine Merlin engines clustered together. This vehicle will be capable of sustaining an engine failure at any point in flight and still successfully completing its mission. This actually results in an even higher level of reliability than a single engine stage.
Пока это ничем не подтвержденное заявление... Вот как откажет-посмотрим.
ЦитироватьДа и сам СП не видел перспектив применения ЖРД тягой 300-600 тс.
Вы это где прочитали? Если не секрет. :-) Нигде не встречал подобного утверждения.
ЦитироватьЦитироватьДа и сам СП не видел перспектив применения ЖРД тягой 300-600 тс.
Вы это где прочитали? Если не секрет. :-) Нигде не встречал подобного утверждения.
У Ветрова.
ВЫПИСКА ИЗ ПРОТОКОЛА СОВЕЩАНИЯ ГЛАВНЫХ КОНСТРУКТОРОВ ПО НОСИТЕЛЮ Н-1
[23 сентября 1960 г.]
С.П.Королев:
"...
3. Не согласен с предложением т. Гришина Л.А. о снижении на 10-15% удельной тяги двигателей в целях обеспечения надежности.
4. Не вижу перспектив в создании мощных (300-600 т) двигателей, но если они будут созданы, то мы обязательно используем их на любой стадии отработки носителя.
..."
И позже (правда уже в пику РД-270):
ДОКЛАДНАЯ ЗАПИСКА "О НЕЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ РАЗРАБОТКИ
ДВИГАТЕЛЕЙ НА АТ + НДМГ С ТЯГОЙ 600 т ДЛЯ ТЯЖЕЛЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ, ВЫВОДЯЩИХ НА ОРБИТУ ИСЗ ПОЛЕЗНЫЕ ГРУЗЫ ВЕСОМ 150-200 т" [1965 г.]
В той же записке Королев излагает концепцию применения связки ЖРД сравнительно небольшой тяги и приводит доводы в пользу такого выбора.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа и сам СП не видел перспектив применения ЖРД тягой 300-600 тс.
Вы это где прочитали? Если не секрет. :-) Нигде не встречал подобного утверждения.
У Ветрова.
ВЫПИСКА ИЗ ПРОТОКОЛА СОВЕЩАНИЯ ГЛАВНЫХ КОНСТРУКТОРОВ ПО НОСИТЕЛЮ Н-1
[23 сентября 1960 г.]
С.П.Королев:
"...
3. Не согласен с предложением т. Гришина Л.А. о снижении на 10-15% удельной тяги двигателей в целях обеспечения надежности.
4. Не вижу перспектив в создании мощных (300-600 т) двигателей, но если они будут созданы, то мы обязательно используем их на любой стадии отработки носителя.
..."
И позже (правда уже в пику РД-270):
ДОКЛАДНАЯ ЗАПИСКА "О НЕЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ РАЗРАБОТКИ
ДВИГАТЕЛЕЙ НА АТ + НДМГ С ТЯГОЙ 600 т ДЛЯ ТЯЖЕЛЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ, ВЫВОДЯЩИХ НА ОРБИТУ ИСЗ ПОЛЕЗНЫЕ ГРУЗЫ ВЕСОМ 150-200 т" [1965 г.]
В той же записке Королев излагает концепцию применения связки ЖРД сравнительно небольшой тяги и приводит доводы в пользу такого выбора.
Боялись неустойчивости горения на двигателях больших тяг.
Скорее трудностей технологического плана.
ЦитироватьСкорее трудностей технологического плана.
Здесь можно ознакомиться с доводами СП против 600-тонников:
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-07.html
(в конце страницы).
http://engine.aviaport.ru/issues/13/page04.html
ЦитироватьВладимир Орлов советник ОАО "СНТК им. Н.Д. Кузнецова"
ЖИЗНЬ ПРОБУЖДАЮТ В ПЛАМЕННОМ МОТОРЕ...
После закрытия в мае 1974 г. работ по ракетно-космическому комплексу Н1-ЛЗ (см. журнал "Двигатель" 2, 2000) среди некоторых научных сотрудников НИИ распространилось мнение, что С.П. Королевым неправильно была выбрана размерность ЖРД для блока первой ступени - 150 тс. Нужно было 600 тс или, в крайнем случае, 300 тс.
Чтобы показать, что все эти утверждения абсолютно не соответствуют действительному положению дел, необходимо вернуться в 1960 г к началу работы над комплексом Н1. В это время автор был начальником бригады перспективного отдела ОКБ завода № 276 (ныне ОАО "СНТК им. Н.Д. Кузнецова"). Этот отдел был подключен к проектированию ЖРД с 3 мая 1959 г. и начал с разработки двигателя для ракеты Р-9. Необходимо подчеркнуть, что именно СНТК им. Н.Д. Кузнецова (не ОКБ В.П. Глушко) начала делать двигатели для Р-9.
Дело в том, что В.П. Глушко не соглашался с требованиями С.П. Королева по двигателям. Сергей Павлович хотел, чтобы ракета Р-9 выносила на орбиту такой же полезный груз, как и ракета Р-7 (знаменитая "семерка", на которой до сих пор держится наша космонавтика), но при стартовой массе 80...90 т, т.е. в 1,5 раза меньше, чем у Р-7. Чтобы добиться этого двигатели, работающие на топливе жидкий кислород и керосин, должны быть созданы по замкнутой схеме. Глушко был в этот период противником топлива кислород и керосин и сторонником применения в ЖРД топливной пары: несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид. На этой почве произошел разрыв отношений между Королевым и Глушко, в результате чего Королев начал искать двигателистов, которые бы взялись за разработку нужных двигателей. Нужно заметить, что замкнутая схема существовала в то время лишь в теоретических исследованиях.
По совету А.Н. Туполева Сергей Павлович обратился к Николаю Дмитриевичу Кузнецову, который и согласился разрабатывать такой двигатель. На одном их первых совещаний в начале мая 1959 г. Н.Д. Кузнецов сказал так: "Мы понимаем, что предстоят трудности, но без преодоления трудностей мы вместе с Вами не сможем продвинуть вперед отечественную космонавтику". Эта фраза как нельзя лучше характеризует личность Н.Д. Кузнецова.
Таким образом, предположение Я. Голованова, сделанное в книге "Королев" о том, что Глушко, продолжив работу с двигателями для Р-9, сделал бы двигатели и для Н1 (сэкономив тем самым миллионы рублей и время), не соответствует действительности, т.к. Валентин Петрович в то время этими двигателями вообще не занимался. Кроме того, написать, что Н.Д. Кузнецов "боялся делать большие двигатели" мог только человек, совершенно не знавший Кузнецова. Николай Дмитриевич никогда не боялся трудностей, и размерность двигателей его никогда не смущала, тем более что в авиации он занимался двигателями такой большой размерности, которой не занималось ни одно авиадвигательное ОКБ в нашей стране.
В апреле 1960 г. при посещении нашего ОКБ С.П. Королев коротко рассказал о готовящемся постановлении по созданию ракетного комплекса Н1 и предложил нашему коллективу разработать ЖРД для первой, второй и третьей ступени. В первую очередь он считал необходимым определиться с выбором размерности двигателя для первой ступени, эскизно проработав три размерности 150, 300 и 600 тс на компонентах: жидкий кислород и керосин, по замкнутой схеме и при давлении в камере сгорания 150 кгс/см2. Сергей Павлович предупредил, что двигатели должны быть с одной камерой сгорания, так как 4-камерные (или 2-камерные) двигатели более громоздки, и разместить их в многодвигательной силовой установке блока первой ступени трудно, потребуется большой объем, а весь комплекс и так получается слишком большим. При этом мы должны были обеспечить первый пуск комплекса Н1 в конце 1965 г.
Проектирование было поручено отделу В.Д. Радченко, расчетами занималась бригада В.Н Орлова, конструкторской проработкой - бригада конструкторов, руководимая В.В. Татариновым.
Наиболее ярким примером использования авиационного опыта является проектирование турбонасосного агрегата (ТНА). Ракетчики поставили задачу обеспечить работу ТНА при очень низких, доходящих до 1,5 кгс/см2, давлениях на входе в насос окислителя. Это вынудило искать новые схемы ТНА, поскольку в практике создания ЖРД при таком низком давлении перед входом в насос окислителя традиционно устанавливали подкачивающий преднасос, а при такой схеме габариты, вес и обвязка двигателя существенно увеличивались. По предложению инженера А.И. Елизарова была выбрана двухкаскадная схема насоса окислителя ТНА по типу двухкаскадных схем авиационных ГТД.
Традиционно применявшиеся в ЖРД клапаны управления были заменены прямоточными дифференциальными клапанами. Это повысило суммарную надежность и позволило почти в 2 раза уменьшить вес клапанов.
Используя большой теоретический и экспериментальный багаж расчетов на прочность ГТД, разработчики существенно упростили конструкцию головки камеры сгорания совместно с газоводом, отказавшись от традиционных головок ЖРД с множеством сварных перегородок. С помощью выбранной схемы и авиационных принципов конструирования ТНА удалось существенно, по сравнению с традиционными ЖРД, упростить компоновку и обвязку двигателя. Она поражает отечественных и зарубежных специалистов, видевших двигатель НК-33 на выставках.
В результате применения авиационного подхода к проектированию ЖРД на двигателе НК-33 был получен рекордный для ЖРД с тягой 150 тс удельный вес 8,1 кг/тс (отношение сухой массы двигателя к максимальной тяге). Такого удельного веса в этом классе тяги нет ни у одного двигателя в мире.
Уже в процессе проектирования, когда определились основные размеры узлов и агрегатов двигателей, возник вопрос, на каком оборудовании можно будет изготовлять детали для двигателей, рассчитанных на 300 и 600 тс. Быстро выяснилось, что ни на нашем заводе, ни на авиационных заводах Самарского (тогда Куйбышевского) региона подобного оборудования нет. К концу сентября 1960 г. эскизные проекты всех трех двигателей первой ступени были закончены. Николай Дмитриевич через день приходил в отдел, обсуждая проект. Когда Кузнецов сообщил, что проекты закончены, Сергей Павлович приехал их смотреть. Решение по выбору размерности двигателя в этот приезд С.П. Королева не было принято, так как вопрос об оборудовании для изготовления двигателей с тягой 300 и 600 тс оставался открытым.
Когда чертежи 600-тонника, выполненные на огромных листах в масштабе 1:1, с большим трудом были расстелены на полу большого кабинета Николая Дмитриевича, все были поражены. Представьте себе двигатель высотой около 9 м, с диаметром сопла камеры сгорания около 4 м! Как и на чем штамповать и обрабатывать корпуса насосов из алюминиевых сплавов, имевших диаметр до 1,2 м; где, в каких печах отливать по выплавляемым моделям крыльчатки центробежных насосов и колеса турбин? Не только на эти, но и на многие другие вопросы ответов не было. Николай Дмитриевич организовал группу технологов, поручив ей срочно выехать в НИИ, на заводы станкостроительной, металлургической промышленности для поиска ответов на все эти вопросы и уточнения, когда и где можно получить необходимое оборудование. Возглавлять эту работу поручили В.Н. Орлову.
К середине декабря 1960 г. все стало ясно, что в предлагаемые сроки до 1965 г. всерьез можно рассматривать создание двигателя только на 150 тс, хотя вопрос о получении заготовки для бронзовой рубашки камеры сгорания и сопла, а также оборудования для фрезерования каналов охлаждения даже этого двигателя оставался неясным.
В феврале 1961 г. Королев был у нас в ОКБ, но окончательное решение по выбору размерности на этой встрече принято не было. Сергей Павлович сказал, что о закупке оборудования из капиталистических стран нужно вести переговоры "на большом верху", но получить его в короткие сроки маловероятно, так как напрямую в нашу страну его не продадут, нужно будет это делать через третьи страны, что займет не меньше двух лет. В конце совещания С.П. Королев отметил, что на сегодня единственная реальность - это двигатель с тягой 150 тс.
В апреле 1962 г. начальником ОКБ назначили В.Н. Орлова (автора статьи - прим. редакции) и поручили ему организовать проектирование двигателя 11Д51 тягой 150 тс для блока первой ступени комплекса Н1 и к 31.07.62 г. сдать чертежи на производство завода.
Кстати, необходимо отметить, что оборудование для формирования сопла с выходным диаметром 2,5 м и фрезерованием каналов охлаждения для двигателей второй ступени 11Д52 было готово только в начале 1965 г. Сам двигатель 11Д52 представлял собой копию двигателя 11Д51, но с увеличенной степенью расширения сопла, т.е. с новым соплом диаметром 2,5 м. Этот пример убедительно показывает, что при выборе размерности двигателя первой ступени 300...600 тс, создание и доводка его перешла бы на конец 60-х - начало 70-х годов.
Таким образом, в 1961 г. у С.П. Королева при выборе размерности двигателя, альтернативы 150-тоннику, к сожалению, не было. Впрочем, исследования нашего ОКБ показали, что размерность 150...200 тс является оптимальной в весовом отношении. Интересен такой факт: в те же годы в КБ В.П. Глушко были созданы двигатели для ракеты УР-500 на азотном тетраоксиде и НДМГ той же размерности - 150 тс и... по той же закрытой схеме!
Сама многодвигательная установка блока первой ступени с двигателями 150 тс нас не пугала. У нее были даже некоторые преимущества по сравнению с двигателями тягой 300 и 600 тс. При 30 двигателях первой ступени допускался отказ двух двигателей с немедленным выключением их и диаметрально противоположных для парирования отклонения вектора суммарной тяги (т.е. выключение четырех двигателей из 30), и в этом случае комплекс Н1 выполнял намеченную программу полета. При 600-тонном двигателе отключение одного двигателя по какой-либо причине создавало огромные, почти неустранимые сложности для компенсации.
Единственным требованием, которое, кроме надежности, предъявляла многодвигательная силовая установка к двигателю 11Д51, была повышенная точность настройки двигателей. Это было необходимо, чтобы избежать большого отклонения суммарного вектора тяги многодвигательной установки.
В одном Я. Голованов в своей книге точно прав: наше ОКБ, развивая работу над двигателями Р-9, увеличив давление в камере сгорания со 100 до 150 кг/см2 и тягу от 40 до 150 тс при сохранении замкнутой схемы с дожиганием генераторного газа, оказалось способным сделать двигатели для комплекса Н1. После ряда неудачных испытаний комплекса Н1 в 1969 г. было решено переделать двигатели 11Д51, 11Д52 в многоразовые. Новые двигатели, которые получили наименование 11Д111 (НК-33) и 11Д112 (НК-43), известны теперь всему миру. Их надежность и перспективность (в своем классе) пришлись по душе как отечественным (РН "Аврора", РН "Полет"), так и зарубежным ракетостроителям (РН "Кистлер-1").
Цитироватьhttp://engine.aviaport.ru/issues/13/page04.htmlЦитироватьПри 600-тонном двигателе отключение одного двигателя по какой-либо причине создавало огромные, почти неустранимые сложности для компенсации.
.... в 1969 г. было решено переделать двигатели 11Д51, 11Д52 в многоразовые. Новые двигатели, которые получили наименование 11Д111 (НК-33) и 11Д112 (НК-43), известны теперь всему миру.
Вопросы ленивого на поиск :) :
1. А вроде у Сатурна 5 была возможность компенсации и даже сработало в 1968?
2. Что собственно переделали в двигателях для "многоразовости"?
ЦитироватьВопросы ленивого на поиск :) :
1. А вроде у Сатурна 5 была возможность компенсации и даже сработало в 1968?
2. Что собственно переделали в двигателях для "многоразовости"?
1. Только при отказе 1 ЖРД на 2-й ступени. Отказ одного Ф-1 мог быть компенсирован только при условии, если он случался ближе к концу АУТ 1-й ступени.
Почему Н-1 выключила двигатели над СК?
Почему в ней, имеющей запас живучести, не предумотрели увод ракеты от СК?
Если предусмотрели - почему не сработало?
ЦитироватьПочему Н-1 выключила двигатели над СК?
Почему в ней, имеющей запас живучести, не предумотрели увод ракеты от СК?
У Чертока все написано.
Хотя конечно ХЗ насколько правда, но вроде при том самом запуске еще не успели реализовать увод, а на следующем запуске увод уже был.
Вообще снова повторюсь, что Н-1 была слишком революционной - нужно было сначала реализовать примененные новые решения (КОРД, питание переменкой от генератора) на ракете поменьше, ну и плюс стОило дождаться многоразовых движков.
На ракете поменьше в них не было никакой нужды.
ЦитироватьВообще снова повторюсь, что Н-1 была слишком революционной - нужно было сначала реализовать примененные новые решения (КОРД, питание переменкой от генератора) на ракете поменьше, ну и плюс стОило дождаться многоразовых движков.
Нужно было делать четырехкамерные 600-тонники. Не было бы проблем с размером камеры. 8 таких четырехкамерников прекрасно компоновались бы на первой ступени Н-1.
Если бы были проблемы с мощноcтью ТНА при закрытой схеме и 150 атм. в камере (на РД-170 такие проблемы были, хотя там давление выше) - делать двигатель открытой схемы, хотя бы под давление порядка 60-80 атмосфер, пожертвовав УИ ради снижения потребной мощности ТНА.
Такой движок сделать можно было относительно быстро.
Почему же в таком случае четырёхкамерный РД-111 с вчетверо меньшей тягой делали так долго? :roll:
ЦитироватьНужно было делать четырехкамерные 600-тонники. Не было бы проблем с размером камеры. 8 таких четырехкамерников прекрасно компоновались бы на первой ступени Н-1.
Если бы были проблемы с мощноcтью ТНА при закрытой схеме и 150 атм. в камере (на РД-170 такие проблемы были, хотя там давление выше) - делать двигатель открытой схемы, хотя бы под давление порядка 60-80 атмосфер, пожертвовав УИ ради снижения потребной мощности ТНА.
Такой движок сделать можно было относительно быстро.
С трудом представляю компоновку 7-8 четырехкамерных ЖРД на моноблоке.
а что с компоновкой?
если 7 то 6 "могендовидом" а 7-й в центре, конечно некошерно повернут будет, как ни крути, лучевая симметрия страдает.. 8)
а если 8 то еще проще 4 в центре кваратом, боковые по сторонам на 45 повернуты (или не повернуты) дело собственно вкуса.. ;)
но вообще-то - это- извращение.. :roll:
Цитировать8 неплохо компонуюся.. )
Ну, нарисуйте хвостовой отсек блока А от Н-1 и посмотрим, что получится. Единственный приемлемый вариант - "развертывание" четырех камер по дуге окружности и размещение камер точно также, как двигателей НК-15/33.
В любом случае 4-хкамерник создавал проблемы с управляемостью и устойчивостью при отказе одного двигателя.
вот видите,
я в творческом процессе.. :oops:
нарисовать то-я что хотите нарисую..
только зачем рисовать хвостовую часть несуществующей ракеты под несуществовавшие двигатели? 8)
P.S. под компоновку Н-1 с сферическими баками многокамерники не подходят концептуально..
"лишние" 6 двигателей в центре были паллиативом, противоречащим логике и красоте Н-1.. :oops:
ЦитироватьНа ракете поменьше в них не было никакой нужды.
По-хорошему в таких случаях делают уменьшенные прототипы.
Собственно Н-11 уже была-бы неплохим прототипом.
ЦитироватьЕдинственный приемлемый вариант - "развертывание" четырех камер по дуге окружности и размещение камер точно также, как двигателей НК-15/33.
Два силовых кольца в хвостовом отсеке (примерно как и было реализовано на Н-1 - одно под 24, другое под 6 двигателей), но только более близкого диаметра. 8 двигателей по кругу, по 2 камеры каждого передают усилие на внешнее и внутренее кольца каркаса.
Цитировать"лишние" 6 двигателей в центре были паллиативом, противоречащим логике и красоте Н-1.. :oops:
Но уменьшающим донное сопротивление. :)
обьясните тогда, если несложно, почему движки с апаратурой неотстреливают и непытаются спасти отдельно от блока ступени. даже одноразовые картриджи на принтерах стремятся перезаправить. это ведь небольшой и компакный блок. бак посадить без повреждений да еще с остатками топлива невозможно, а движек вполне.
это больше повлияет на стоимость вывода чем снижение давления в камере сгорания. и спор о том, сколько движков должно быть на ступени, если вы все равно хотите их все разбить.
Цитироватьвот видите,
я в творческом процессе.. :oops:
нарисовать то-я что хотите нарисую..
только зачем рисовать хвостовую часть несуществующей ракеты под несуществовавшие двигатели? 8)
P.S. под компоновку Н-1 с сферическими баками многокамерники не подходят концептуально..
"лишние" 6 двигателей в центре были паллиативом, противоречащим логике и красоте Н-1.. :oops:
6 дополнительных двигателей давали (теоретически) возможность выполнения миссии в однопуск в заданные сроки. Для размещения 24-30 камер даже 4-хкамерных ЖРД пришлось бы по любому раздувать "корму" моноблока (полиблочные компоновки были отвергнуты после проработок 1956-59 гг). Значит, только сферические баки (цилиндрические получались слишком тяжелыми и их трудно было варить).
Цитироватьобьясните тогда, если несложно, почему движки с апаратурой неотстреливают и непытаются спасти отдельно от блока ступени. даже одноразовые картриджи на принтерах стремятся перезаправить. это ведь небольшой и компакный блок. бак посадить без повреждений да еще с остатками топлива невозможно, а движек вполне.
это больше повлияет на стоимость вывода чем снижение давления в камере сгорания. и спор о том, сколько движков должно быть на ступени, если вы все равно хотите их все разбить.
Время от времени идеи спасения ДУ появляются (например, в некоторых проектах РН типа "Ямал"). Но опять все упирается в экономическую целесообразность. Спасение ДУ не так просто как кажется. Сразу возникают дополнительные затраты:
1)Доработка конструкции РН (быстроразъемные соединения трубопроводов, спасаемая капсула и т.п.).
2)Создание инфраструктуры поиска и эвакуации спасенной капсулы с ДУ.
3)Транспортировка ДУ на завод-изготовитель (или на космодром, где надо создать рембазу).
4)Дефектация ДУ, ее переборка и замена непригодных к повторному использованию деталей) и т.п.
В результате, масса ПГ упадет (или увеличится стартовая масса), а затраты в целом могут сократиться недостаточно, чтобы было целесообразно спасать ДУ.
ЦитироватьЦитировать8 неплохо компонуюся.. )
Ну, нарисуйте хвостовой отсек блока А от Н-1 и посмотрим, что получится. Единственный приемлемый вариант - "развертывание" четырех камер по дуге окружности и размещение камер точно также, как двигателей НК-15/33.
В любом случае 4-хкамерник создавал проблемы с управляемостью и устойчивостью при отказе одного двигателя.
Двухкамерник мог бы неплохо вписаться.
ЦитироватьДвухкамерник мог бы неплохо вписаться.
Да. Но при отказе одного из 12 (3 - остаются в центре и в управлении не участвуют), придется отключать диаметральный. Итого потеря тяги 2/15=0,133. Управляемость сохранится, но возможности выполнения целевой задачи резко сокращаются.
Согласен. А может быть вместо отключения нужно было применить дроселлирование до 50% противоположного двигателя и форсирование двух-четырёх соседних?
ЦитироватьСогласен. А может быть вместо отключения нужно было применить дроселлирование до 50% противоположного двигателя и форсирование двух-четырёх соседних?
Можно, но тогда надо было создавать ЖРД с приличным запасом по тяге. Скажем не на 300 тс, а на 350-400.
Или ещё лучше дросселировать один противоположный до 50%, а два соседних с ним до 75%.
ЦитироватьИли ещё лучше дросселировать один противоположный до 50%, а два соседних с ним до 75%.
В принципе, программу дросселирования можно было бы подобрать. Но опять же вопрос, насколько надежным получился бы ТНА 300-тонника в то время? :roll:
ЦитироватьВремя от времени идеи спасения ДУ появляются (например, в некоторых проектах РН типа "Ямал"). Но опять все упирается в экономическую целесообразность. Спасение ДУ не так просто как кажется. Сразу возникают дополнительные затраты:
1)Доработка конструкции РН (быстроразъемные соединения трубопроводов, спасаемая капсула и т.п.).
2)Создание инфраструктуры поиска и эвакуации спасенной капсулы с ДУ.
3)Транспортировка ДУ на завод-изготовитель (или на космодром, где надо создать рембазу).
4)Дефектация ДУ, ее переборка и замена непригодных к повторному использованию деталей) и т.п.
В результате, масса ПГ упадет (или увеличится стартовая масса), а затраты в целом могут сократиться недостаточно, чтобы было целесообразно спасать ДУ.
Добавлю: кто в здравом уме захочет запускать дорогой спутник( 1-5-10 млрд. долл.) на б/у движках?
Кто в здравом уме захочет это страховать?
А так для доставки низкотехнологичных грузов идейка вполне... Правда корни ее как бы не в 60-х гг.