Периодически возникают споры о том, какие ракетные компоненты лучше - и в каких случаях. При этом довольно часто обсуждают скромные возможности "новых космических частников", и вопрос в том, что лучше выбирать.
Попробую сформулировать своё мнение, построенное в основном на книгах и разговорах с практиками и не очень :) .
1. Есть целые тома вопросов, связанных с твёрдым ракетным топливом. "Популярная механика" недавно печатала статью об одном сравнительно несложном варианте. Здесь я буду касаться только жидких ракетных компонентов для ЖРД.
2. Как правило, выбор стоит среди нескольких относительно простых компонентов. Даже если кто-то заинтересован в работе со, скажем, жидким фтором, или пентабораном - эти компоненты не в списке первоочередных к рассмотрению "для начинающих". Можно говорить, например, о таких веществах - азотная кислота (АК) различных концентраций, керосин - и другие углеводороды, скажем, пропан или даже метан, жидкий кислород (ЖК), скипидар, высококонцентрированная перекись водорода, этиловый или изопропиловый спирт, закись азота... Пожалуй, это наиболее популярные вещества - насколько знаю, как в России, так и за рубежом.
3. Среди ракетных компонентов вынужденно - из-за требования высокой плотности энергии - нет безопасных веществ. Так или иначе, опасны все. Тут, пожалуй, в этом пункте поставлю точку.
4. Нет общепризнанного "наилучшего" компонента или пары компонентов. Есть, однако, различные виды сложностей - то есть, недостатков, равно как и достоинств - у различных пар. Выбор той или иной пары часто вызван личными пожеланиями, или накопленным опытом решения определённых проблем.
5. Свойства компонентов, наиболее интересующие начинающих, отличаются от свойств, интересующих профессионалов. Последние обычно гонятся за наивысшим эффектов, умеют преодолевать многие сложности и не так ограничены в средствах. Любителей - вчерашних и сегодняшних - могут больше интересовать:
а) доступность компонента
б) его общая безопасность - взрывоопасность, токсичность, огнеопасность и т.п.
в) технологический "барьер на входе" - насколько сложно начать работать с этим компонентом
г) и только потом идут чисто ракетные плотность, возможный УИ и т.п.
Итого - выбор делается по ряду "прагматических" критериев, которые у "новых частных ракетчиков" могут отличаться как друг от друга, так и от "профессионалов".
Цитироватьavmich пишет:
а) доступность компонента
ЖК стоит 7-8 руб./кг; криогенная ёмкость для его хранения - в среднем 100 000 руб/тонна ЖК.
Азотная кислота 70% стоит около 18 руб./кг.
ВПВ стоит 60-70 руб/кг.
Самопальный амил, получаемый разложением нитрата кальция стоит 55 руб/кг.
Цитироватьavmich пишет:
г) и только потом идут чисто ракетные плотность, возможный УИ и т.п.
Привожу примеры УИ при давлении в КС = 10 атмосфер, степени расширения сопла = 50:
ЖК/керосин - УИ до 336 сек.
Азотка 70%/керосин - УИ до 250 сек.
Азотка 100%/керосин - УИ до 294 сек.
ВПВ 85%/керосин - УИ до 288 сек.
Амил/керосин - УИ до 310 сек.
Посчитано в RPA, УИ не теоретический. Плотность у 4-х последних пар примерно одинаковая. Температура в КС для ВПВ 85% и азотки 70% примерно одинакова и составляет около 2200C.
Самое доступное, ИМХО - керосин + азотная кислота.
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Самое доступное, ИМХО - керосин + азотная кислота.
Именно. Лин'у это объясните.
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Самое доступное, ИМХО - керосин + азотная кислота.
доступное отравление? да.
англичане наглядно доказали, что самое доступное для кружка пионэров.
Цитироватьsilentpom пишет:
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Самое доступное, ИМХО - керосин + азотная кислота.
англичане наглядно доказали, что самое доступное для кружка пионэров.
немцы наглядно показали, что самое доступное для гаражной РН - азотка.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/234919.jpg)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Цитироватьavmich пишет:
г) и только потом идут чисто ракетные плотность, возможный УИ и т.п.
Привожу примеры УИ при давлении в КС = 10 атмосфер, степени расширения сопла = 50:
ЖК/керосин - УИ до 336 сек.
Не знают своего счастья в Энергомаше :D
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
немцы наглядно показали, что самое доступное для гаражной РН - азотка.
какой спутник они вывели?
Комодский Варан, тогда уж закись азота. у нас с ней возились http://rocket.web-box.ru/mrp-1/
для гаража важны не цифры уи а сама возможность что-то сделать. материалы достать, например.
Азотка с керосином это та ещё пара. Сколько с ней намучались Глушко, Душкин, Исаев и Севрук - сюжет для большого романа.
Использование АК тянет за собой ТМ-185 и ТГ-02. В аптеках продают?
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Самое доступное, ИМХО - керосин + азотная кислота.
Можно либудет испытывать движок на АК в Москве на улице? Если нет, то это не наш метод. Понимаете, у нас тут 6 месяцев в году зима, за городом в полях холодно...
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Цитироватьavmich пишет:
г) и только потом идут чисто ракетные плотность, возможный УИ и т.п.
Привожу примеры УИ при давлении в КС = 10 атмосфер, степени расширения сопла = 50:
ЖК/керосин - УИ до 336 сек.
Не знают своего счастья в Энергомаше :D
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
ЦитироватьСергей Капустин пишет:
Комодский Варан , тогда уж закись азота. у нас с ней возились http://rocket.web-box.ru/mrp-1/
для гаража важны не цифры уи а сама возможность что-то сделать. материалы достать, например.
С закисью массовое совершенство будет плохое, придётся делать 3 ступени. По УИ закись примерно как ВПВ 85%.
Цитироватьsilentpom пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
немцы наглядно показали, что самое доступное для гаражной РН - азотка.
какой спутник они вывели?
Никакой.
Цитироватьsilentpom пишет: англичане наглядно доказали, что самое доступное для кружка пионэров.
Black Arrow была государственной программой. OTRAG - гараж-монтаж. И поэтому сравнивать их не совсем корректно.
ЦитироватьSalo пишет:
тянет за собой ТМ-185 и ТГ-02.
Думаю, их можно заменить скипидаром/анилином, только азотка концентрированная нужна.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Самопальный амил, получаемый разложением нитрата кальция стоит 55 руб/кг.
А сколько лет дадут за самовольное производство высокотоксичных веществ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
Реально 317 с при давлении в КС свыше 9 бар. В пустоте. А что там планировали, уже никому не интересно.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
Реально 317 с при давлении в КС свыше 9 бар. В пустоте. А что там планировали, уже никому не интересно.
Хорошо, забудем про SpaceX. Смотрим двигатель AJ10-118K: http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.html
Давление в КС = 8.84 атм., степень расширения = 65. УИ = 321 сек. У меня RPA считает 324 сек УИ т.е. преувеличивает всего лишь на 3 секунды. Но AJ10-118K был создан в далёком 1989 году, и при доработке двигателя он спокойно выдаст эти 324 сек УИ (смотрим пример с Союзом-ФГ). Уменьшим степень расширения до 50 и увеличим давление в КС до 10 атмосфер, изменим топливную пару на ЖК/керосин - УИ будет 336 секунд.
Может Вам просто обидно, что какой-то движок на вытесниловке может уделать РД-0110 по УИ?
Комодский Варан,
а что получается на "вытесниловке" ЖК+керосин для первой ступени ?
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Комодский Варан ,
а что получается на "вытесниловке" ЖК+керосин для первой ступени ?
От степени расширения многое зависит. Топливная пара: ЖК+керосин, давление в КС = 10 атмосфер.
Степень расширения = 2, УИ (земля-вакуум) = 215-251 сек.
Степень расширения = 3, УИ (земля-вакуум) = 213-267 сек.
Степень расширения = 4, УИ (земля-вакуум) = 204-277 сек.
Степень расширения = 5, УИ (земля-вакуум) = 193-284 сек.
Степень расширения = 6, УИ (земля-вакуум) = 180-289 сек.
Степень расширения = 7, УИ (земля-вакуум) = 166-293 сек.
Степень расширения = 8, УИ (земля-вакуум) = 151-297 сек.
Степень расширения = 9, УИ (земля-вакуум) = 136-300 сек.
Степень расширения = 10, УИ (земля-вакуум) = 120-303 сек.
Возможно отклонение в большую сторону на 2-3 сек УИ т.к. я не подбирал оптимальное соотношение компонентов для каждой степени расширения отдельно.
200 секунд, маловато будет. Вытесниловка для первой ступени мягко говоря "не очень"
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
Реально 317 с при давлении в КС свыше 9 бар. В пустоте. А что там планировали, уже никому не интересно.
Хорошо, забудем про SpaceX. Смотрим двигатель AJ10-118K: http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.html
Давление в КС = 8.84 атм., степень расширения = 65. УИ = 321 сек. У меня RPA считает 324 сек УИ т.е. преувеличивает всего лишь на 3 секунды. Но AJ10-118K был создан в далёком 1989 году, и при доработке двигателя он спокойно выдаст эти 324 сек УИ (смотрим пример с Союзом-ФГ). Уменьшим степень расширения до 50 и увеличим давление в КС до 10 атмосфер, изменим топливную пару на ЖК/керосин - УИ будет 336 секунд.
Может Вам просто обидно, что какой-то движок на вытесниловке может уделать РД-0110 по УИ?
ЖРД 2-й ступени - это не особо большая проблема - знай себе сопло раздувай, пока диаметра корпуса хватает. А неплохо бы еще и по удельной массе сравнить.
Комодский Варан, тут дело в самой возможности создания демонстратора.
я сплавы для перекиси могу достать в соседнем городе, а вот все это для азотки...
ЦитироватьСергей Капустин пишет:
Комодский Варан , тут дело в самой возможности создания демонстратора.
я сплавы для перекиси могу достать в соседнем городе, а вот все это для азотки...
Англичане (не одни они, конечно), работая с перекисью, провели опыты на совместимость, и опубликовали результаты - табличка приводилась в Journal of British Interplanetary Society, кажется, номер за июль 1990 года - посвящённый целиком ракетам Black Knight.
Из доступных материалов, способных хранить перекись (не вечно) - тефлон, полиэтилен, алюминий (чистый хранит дольше, дюраль - короче). Полипропилен, подозреваю, подойдёт, а вот ПВХ - уже нет.
С азоткой, конечно, всё совершенно по-другому. Читайте "Зажигание!" Кларка.
Цитироватьnsn пишет:
Можно либудет испытывать движок на АК в Москве на улице? Если нет, то это не наш метод. Понимаете, у нас тут 6 месяцев в году зима, за городом в полях холодно..
Для опытов на свежем воздухе нужно использовать тёплый период. А холодный - для написания отчётов.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
200 секунд, маловато будет. Вытесниловка для первой ступени мягко говоря "не очень"
Первая ступень не только у земли работает. Среднетраекторный УИ - промежуточный между земным и вакуумным.
А еще можно метан вместо керосина взять, это еще 10-15 с добавит.
И давление в КС можно поднять, сухая масса первой ступени сравнительно мало влияет на мю ПН.
Цитироватьavmich пишет:
С азоткой, конечно, всё совершенно по-другому.
Кароче, мерзость - все эти высококипящие окислители... Причём коварная мерзость. Налил перекись в бак, а там - хрясь! - несовместимый сплав оказался... Или где-нибудь по дороге к камере сгорания. Или в самой камере.
У кислорода только один серьёзный недостаток - пожароопасность. Но это свойство всех сильных окислителей. Зато химически стабилен (в отличие от перекиси), конструкционно неагрессивен (в отличие от азотки), и неядовит (в отличие от азотки и четырёхокиси азота). А криогенность... А кому щас легко? :)
Кстати, для первых экспериментов кислород необязательно иметь в жидком виде. Обычный баллон, как у сварщиков.
ЦитироватьПавел73 пишет:
Цитироватьavmich пишет:
С азоткой, конечно, всё совершенно по-другому.
Кароче, мерзость - все эти высококипящие окислители... Причём коварная мерзость. Налил перекись в бак, а там - хрясь! - несовместимый сплав оказался... Или где-нибудь по дороге к камере сгорания. Или в самой камере.
"Хрясь" с перекисью не бывает - при соблюдении элементарных правил. Если перекись начинает разлагаться - то несовместимость есть, и чтобы это понять, не нужно наполнять до краёв бак перекисью высокой концентрации. Есть проверки всего тракта на наличие несовместимостей, есть процесс пассивации, помогающий устранять некоторые из них. Если небольшое количество перекиси не "держится" без потерь концентрации и выделения газов в системе - систему использовать нельзя.
Конечно, в самой камере сгорания, наоборот, стараются добиться как можно более полного разложения перекиси - поэтому материал камеры уже совсем из других соображений подбирают.
ЦитироватьПавел73 пишет:
У кислорода только один серьёзный недостаток - пожароопасность. Но это свойство всех сильных окислителей. Зато химически стабилен (в отличие от перекиси), конструкционно неагрессивен (в отличие от азотки), и неядовит (в отличие от азотки и четырёхокиси азота). А криогенность... А кому щас легко? :)
Криогенность - это серьёзный минус. Это и большие потери на испарение на всех стадиях работы. Это и - дополнительная - возможность пропитать какой-нибудь горючий материал, иногда превращая его во взрывчатку. Это и возможности замерзания клапанов - что вполне может привести ко взрыву, скажем, при невозможности стравить избыточное давление. Это и ухудшение рабочего процесса в камере, потому что теперь компоненту до сгорания нужно испариться. Плюс необходимость в системе поджига и невозможность использования в качестве охладителя...
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
Реально 317 с при давлении в КС свыше 9 бар. В пустоте. А что там планировали, уже никому не интересно.
Хорошо, забудем про SpaceX. Смотрим двигатель AJ10-118K: http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.html
Давление в КС = 8.84 атм., степень расширения = 65. УИ = 321 сек. У меня RPA считает 324 сек УИ т.е. преувеличивает всего лишь на 3 секунды. Но AJ10-118K был создан в далёком 1989 году, и при доработке двигателя он спокойно выдаст эти 324 сек УИ (смотрим пример с Союзом-ФГ). Уменьшим степень расширения до 50 и увеличим давление в КС до 10 атмосфер, изменим топливную пару на ЖК/керосин - УИ будет 336 секунд.
Может Вам просто обидно, что какой-то движок на вытесниловке может уделать РД-0110 по УИ?
ЖРД 2-й ступени - это не особо большая проблема - знай себе сопло раздувай, пока диаметра корпуса хватает. А неплохо бы еще и по удельной массе сравнить.
По массовому совершенству ступени на вытесниловке зачастую превосходят "классические" ступени.
ЦитироватьShestoper пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
200 секунд, маловато будет. Вытесниловка для первой ступени мягко говоря "не очень"
Первая ступень не только у земли работает. Среднетраекторный УИ - промежуточный между земным и вакуумным.
А еще можно метан вместо керосина взять, это еще 10-15 с добавит.
И давление в КС можно поднять, сухая масса первой ступени сравнительно мало влияет на мю ПН.
И сопловой насадок поставить.
ЦитироватьShestoper пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
200 секунд, маловато будет. Вытесниловка для первой ступени мягко говоря "не очень"
Первая ступень не только у земли работает.
С таким низким УИ оптимальной будет не 2-х а 3-х ( или даже 4-х) ступенчатая ракета. А значит первая ступень будет работать бОльшую часть времени как раз "у земли". Такой своеобразный замкнутый круг
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьShestoper пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
200 секунд, маловато будет. Вытесниловка для первой ступени мягко говоря "не очень"
Первая ступень не только у земли работает.
С таким низким УИ оптимальной будет не 2-х а 3-х ( или даже 4-х) ступенчатая ракета. А значит первая ступень будет работать бОльшую часть времени как раз "у земли". Такой своеобразный замкнутый круг
Нет.
Вот график изменения теоретического (реальный на 16 сек. меньше) УИ в зависимости от высоты полёта:
(Давление в КС = 10 атм., ЖК/РГ-1, степ. расширения = 4)
(http://meson.ad-l.ink/7s6YfX9YJ/image.png)
УИ на высоте 20 км приближается к вакуумному УИ. РН с хорошей стартовой тяговооружённостью (типа Зенита) достигнет этой высоты примерно за минуту. Потом можно ставить сопловой насадок и лететь с УИ около 336 сек.
ЦитироватьAstro Cat пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Самопальный амил, получаемый разложением нитрата кальция стоит 55 руб/кг.
А сколько лет дадут за самовольное производство высокотоксичных веществ?
Нисколько. Он не является прекурсором.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ на высоте 20 км приближается к вакуумному УИ.
Бесспорно
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
РН с хорошей стартовой тяговооружённостью (типа Зенита) достигнет этой высоты примерно за минуту.
.. и топливо кончится
Посчитайте, во что превратиться первая ступень Зенита при УИ 200/280, чтобы разогнать вышележащие ступени до такой же скорости
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Потом можно ставить сопловой насадок и лететь с УИ около 336 сек.
До насадка вряд ли дело дойдет
ЦитироватьПлейшнер пишет:
.. и топливо кончится
Посчитайте, во что превратиться первая ступень Зенита при УИ 200/280, чтобы разогнать вышележащие ступени до такой же скорости
Время полёта на высоту 20 км - примерно 60 сек.
Среднетраекторный УИ РН на вытесниловке = 245 сек.
Среднетраекторный УИ "классической" РН = 300 сек. (двигатель типа medlin-1d)
Стартовая тяговооружённость обоих РН = 1.7, к моменту достижения высоты 20 км она составит примерно 2.4. Среднюю тяговооружённость для приближённого расчёта примем 1.9.
deltaV = 60*19=1140 м/с.
Соотношение массы заправленной ракеты к массе РН с остатками топлива на момент достижения высоты 20 км для вытесниловки будет равно 1.6
Соотношение массы заправленной ракеты к массе РН с остатками топлива на момент достижения высоты 20 км для классичесой РН будет равно 1.47
Разница = 9%.
Потеря 9% массы ПН не является критической и не затмевает очевидные преимущества РН на вытеснительной подаче.
Первая ступень Зенита (по данным небезызвестного спредшита ) набирает 3200м/с
Если ей задать УИ 200/280, то наберет 2200 м/с. А чтобы вернуться к 3200, то потребуется примерно в полтора раза больше и топлива и тяги
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Первая ступень Зенита (по данным небезызвестного спредшита ) набирает 3200м/с
Если ей задать УИ 200/280, то наберет 2200 м/с. А чтобы вернуться к 3200, то потребуется примерно в полтора раза больше и топлива и тяги
Я же предоставил вам подробные расчёты, неужели что-то не понятно?
Допустим, ступень Зенита набирает 3200 м/с. Вам не пришло на ум, что бОльшую часть своей deltaV ступень тратит в вакууме, с высоким УИ? Именно поэтому я разбил участок работы 1-й ступени на 2 части:
1) до достижения высоты 20 км и выдвижения соплового насадка, deltaV 1140 м/с (среднетраекторный УИ = 245 сек).
2) после достижения высоты 20 км и выдвижения соплового насадка, когда
УИ уже стал 336 сек, пускай deltaV будет 2060 м/с.
УИ РД-171 в вакууме и УИ ЖРД на вытесниловке практически одинаков (337 сек против 336 сек),
поэтому вторую часть участка работы первой ступени следует игнорировать при расчётах. ЦитироватьСоотношение массы заправленной ракеты к массе РН с остатками топлива на момент достижения высоты 20 км для вытесниловки будет равно 1.6
Соотношение массы заправленной ракеты к массе РН с остатками топлива на момент достижения высоты 20 км для классичесой РН будет равно 1.47
Разница = 9%.
Вот так.
В чем проблема, пожалуйста, ставьте в спредшите УИ не 200/280 а 200/330. Получите не 2200 м/с а 2400м/с. Так же далеко от 3200.
Никакими 9% даже не пахнет
ЦитироватьПлейшнер пишет:
В чем проблема, пожалуйста, ставьте в спредшите УИ не 200/280 а 200/330. Получите не 2200 м/с а 2400м/с. Так же далеко от 3200.
Никакими 9% даже не пахнет
У меня нету этого спредшита. Свой обоснованный расчёт я привёл выше.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
В чем проблема, пожалуйста, ставьте в спредшите УИ не 200/280 а 200/330. Получите не 2200 м/с а 2400м/с. Так же далеко от 3200.
Никакими 9% даже не пахнет
У меня нету этого спредшита. Свой обоснованный расчёт я привёл выше.
За относительной величиной УИ стоят вполне абсолютные значения тяги и расхода.
Допустим двигатель тратит топливо 2т/сек.
При УИ 300 сек, тяга двигателя составит 600т
а при УИ 200 сек только 400т
Т.е чтобы ракета массой 450т взлетела, двигателя №2 просто не хватит, а чтобы все-таки взлетела, двигатель 2 для обеспечения тяги 600 должен
иметь расход топлива в 1,5 раза выше и соответственно за одинаковое время израсходует в полтора раза больше топлива.
Спредшит же просто считает уменьшение массы ракеты и набор скорости "посекундно".
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
В чем проблема, пожалуйста, ставьте в спредшите УИ не 200/280 а 200/330. Получите не 2200 м/с а 2400м/с. Так же далеко от 3200.
Никакими 9% даже не пахнет
У меня нету этого спредшита. Свой обоснованный расчёт я привёл выше.
За относительной величиной УИ стоят вполне абсолютные значения тяги и расхода.
Допустим двигатель тратит топливо 2т/сек.
При УИ 300 сек, тяга двигателя составит 600т
а при УИ 200 сек только 400т
Стоп, стоп, при чём тут тяга вообще? ЖРД создаётся с учётом его УИ на начальном этапе работы, в нашем случае - на взлёте РН.
ЦитироватьПлейшнер пишет: двигатель 2 для обеспечения тяги 600 должен
и соответственно за одинаковое время израсходует в полтора раза больше топлива.
Нет. Двигатель будет иметь расход в 1.5 раза больше только на начальном этапе полёта, лишь в первые его секунды. В нашем случае УИ вытесниловского движка меняется очень быстро, примерно +1 сек УИ каждую секунду, и так примерно до 60-й секунды полёта. По достижению 20 км высоты, после выдвижения соплового насадка
расход топлива сравняется с расходом топлива РД-171 т.к. УИ на такой высоте практически одинаков.
А по сему, использовать для расчётов приземное значение УИ (204 сек.) некорректно. Нужно использовать средний УИ - 245 сек.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А по сему, использовать для расчётов приземное значение УИ (204 сек.) некорректно. Нужно использовать средний УИ - 245 сек.
Самое корректное (что и делает спредшит) исходить из того что расход двигателя постоянен, а при работе двигателя в атмосфере происходит потеря тяги.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А по сему, использовать для расчётов приземное значение УИ (204 сек.) некорректно. Нужно использовать средний УИ - 245 сек.
Самое корректное (что и делает спредшит) исходить из того что расход двигателя постоянен, а при работе двигателя в атмосфере происходит потеря тяги.
Мы здесь считаем потери м/с, а не тягу ЖРД.
Потери на противодавление у Сатурна-5 составляли 170 м/с.
Дмитрий В. оценил (http://forums.airbase.ru/2008/01/t66255,2--o-vozmozhnosti-sozdaniya-odnostupenchatoj-rn-odnorazovoj-i-e.html) потери на противодавление для одноступа на РД-0120 в 265 м/с. У РД-0120 разница между атмосферным и вакуумным УИ - около 102 секунд. Но у нас не одноступ и разница между приземным и вакуумным УИ - около 73 секунд. Соответственно потери будут намного меньше 265 м/с. Даже лишние 100-200 м/с deltaV не смогут значительно уменьшить массу ПН.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А по сему, использовать для расчётов приземное значение УИ (204 сек.) некорректно. Нужно использовать средний УИ - 245 сек.
В каких расчетах?
А что насчёт ГРД? Здесь их можно обсуждать?
Цитироватьpkl пишет:
А что насчёт ГРД? Здесь их можно обсуждать?
Ну как Вам сказать? Если очень хочется...
pkl, а что ГРД?
с их у.и и массовым совершенством их ниша, как я понимаю 1 ступени или ускорители, подпитываемые окислителем из бака 1 ступени - ибо камеры сгорания у них массивны. Тут проскальзывало про расширенный SSTO "на подставке" - тоже наверно может пригодиться.
на верхние же ступени ЖРД лучше ставить ибо легче да и у.и. выше.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А по сему, использовать для расчётов приземное значение УИ (204 сек.) некорректно. Нужно использовать средний УИ - 245 сек.
В каких расчетах?
В расчётах ХС, необходимой для полёта на высоту 20 км.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А по сему, использовать для расчётов приземное значение УИ (204 сек.) некорректно. Нужно использовать средний УИ - 245 сек.
В каких расчетах?
В расчётах ХС, необходимой для полёта на высоту 20 км.
А зачем рассчитывать ХС для полета на высоту 20 км.
Кстати, ни в одном документе не виде ни:
- среднего УИ
- - среднетраекторного УИ
- среднеинтегрального УИ и т.п. :D
Это все какие-то местечковые выдумки, не имеющие отношения к практике баллистических расчетов.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: А зачем рассчитывать ХС для полета на высоту 20 км.
Чтобы доказать одному человеку, что потери на противодавление довольно малы, даже для РН на вытесниловке.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Кстати, ни в одном документе не виде ни:
- среднего УИ
- - среднетраекторного УИ
- среднеинтегрального УИ и т.п. :D
И шо?
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Это все какие-то местечковые выдумки, не имеющие отношения к практике баллистических расчетов.
Я при расчётах вытесниловки на 1-й ступени использую только вакуумный УИ, прибавляя к потребной ХС 100-200 м/с (на противодавление). В данном случае я был вынужден считать через средний УИ, дабы доказать
Плейшнеруего неправоту.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
дабы доказать Плейшнеру его неправоту.
Это очень просто сделать, достаточно в спредшите с данными Зенита вместо УИ 311/337 поставить 200/280 (или даже 200/330 ) и показать что ПН упала всего на 9%
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Чтобы доказать одному человеку, что потери на противодавление довольно малы
Вы думаете Вы первый, кто "догадался" что устанавливать на первую ступень земное сопло не нужно, ведь эффективно работает оно всего до 15-25 км?
ЦитироватьСергей Капустин пишет:
pkl , а что ГРД?
Они кажутся самыми простыми. Как раз для любителя. В качестве топливной пары предлагаю жидкий кислород + резина. Низкий у.и. можно компенсировать многоступенчатостью.
Сам по себе ЖРД представляется очень сложным для группы энтузиастов. Буквально на пределе, а то и за пределом.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
дабы доказать Плейшнеру его неправоту.
Это очень просто сделать, достаточно в спредшите с данными Зенита вместо УИ 311/337 поставить 200/280 (или даже 200/330 ) и показать что ПН упала всего на 9%
Я подозреваю, что в ваш "спредшит" не вводится информация об топливной паре, давлении в КС и степени расширения. Поэтому спредшит тупо разбрасывает УИ 200/330 по высоте в 100 км, из-за чего выходят неверные данные.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Чтобы доказать одному человеку, что потери на противодавление довольно малы
Вы думаете Вы первый, кто "догадался" что устанавливать на первую ступень земное сопло не нужно, ведь эффективно работает оно всего до 15-25 км?
Земное сопло незаменимо для 1-й ступени вытесниловской РН.
А я бы для малой коммерческой ракеты от фирмы, подобной Лин Индастрил, предложил всё же использовать классическую пару - керосин/жидкий кислород. Во всяком случае на первой ступени. Наддув окислителя газообразным кислородом, подогретым в двигателе вытеснительной системы, наддув горючего - гелием из баллона. Емкости для жидкого кислорода сейчас доступны, и стоят вовсе не запредельно. Бак окислителя, ИМХО, можно обернуть теплоизоляцией из покрытой фольгой "пенки" (фольгированный пенополиуретан), которая останется на старте или слетит в полёте. Сам бак из углепластика, возможно на тонкостенном алюминиевом лейнере, если ребята смогут его сделать.
Но денег всё равно нужно больше, чем было у ребят. И нужно более или менее постоянное место для испытаний.
Цитироватьpkl пишет:
Сам по себе ЖРД представляется очень сложным для группы энтузиастов. Буквально на пределе, а то и за пределом.
В ЖРД технологически очень сложен насос подачи топлива в КС. Если есть возможность его где-то заказать, то сложность сразу снизится в десятки раз. Для первых итераций можно использовать абляционное охлаждение, это тоже снизит сложность.
Если есть возможность ТНА где-то заказать, то можно и целиком ЖРД заказать - сложность упадёт ещё больше. Только это будет уже не любительская ракета. И цена у неё будет... как у всех.
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Наддув окислителя газообразным кислородом, подогретым в двигателе вытеснительной системы
Лучше гелием. В одном кубометре при давлении 15 атм. и температуре 200С содержится 386 моль газа. В случае с кислородом это около 12.5 кг, в случае с гелием - 1.5 кг. Использование кислорода вместо гелия ухудшит массовое совершенство ступени примерно на 10%. Ваша схема рентабельна только при давлении в баках 2-3 атм.
Цитироватьpkl пишет:
Если есть возможность ТНА где-то заказать, то можно и целиком ЖРД заказать - сложность упадёт ещё больше. Только это будет уже не любительская ракета. И цена у неё будет... как у всех.
Нет. Если есть возможность заказать ТНА не в Роскосмосе. Например, в Питере я бы попробовал сунуться на завод турбинных лопаток (там есть цех точного литья под давлением) и в НИИ топливной аппаратуры (там, во всяком случае, была хорошая мехобработка, в расчёте на штучные заказы). Можно попробовать сунуться на заводы (и в КБ), делающие турбонаддув для тракторов и грузовиков. Если не целиться на рекордные показатели, то их технологических возможностей вполне хватит. Можно даже обнаглеть и попытаться соорудить ТНА с использованием какой-то готовой турбины, но контур насоса, естественно, придётся делать свой.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Лучше гелием.
Спорить не буду, здесь просто надо считать, учитывая массу баллона и системы, и оценивать влияние для первой ступени и для второй/третьей. Я просто поразился тому, что пара ЖК/керосин вами даже не обсуждается. ИМХО, она незаслуженно забыта.
Кстати, ещё одна упущенная возможность - использование электронасоса для подачи компонентов в КС. Сделать насос с приводом от электромотора намного проще, чем ТНА, высокооборотные электромоторы вполне доступны. Для первой ступени "новых русских частников" вполне себе реальный вариант.
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Кстати, ещё одна упущенная возможность - использование электронасоса для подачи компонентов в КС. Сделать насос с приводом от электромотора намного проще, чем ТНА, высокооборотные электромоторы вполне доступны. Для первой ступени "новых русских частников" вполне себе реальный вариант.
:) Массу у аккумуляторов нынче отменили?
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Нет. Если есть возможность заказать ТНА не в Роскосмосе. Например, в Питере я бы попробовал сунуться на завод турбинных лопаток (там есть цех точного литья под давлением) и в НИИ топливной аппаратуры (там, во всяком случае, была хорошая мехобработка, в расчёте на штучные заказы). Можно попробовать сунуться на заводы (и в КБ), делающие турбонаддув для тракторов и грузовиков. Если не целиться на рекордные показатели, то их технологических возможностей вполне хватит. Можно даже обнаглеть и попытаться соорудить ТНА с использованием какой-то готовой турбины, но контур насоса, естественно, придётся делать свой.
Вы именно, что наглеете. 8) Такой вариант ещё сойдёт для какой-то устоявшейся фирмы, но для стартапа - только ГРД с вытесниловкой. Горючее - парафин, окислитель - ЖК. Наддув - его же парами от сопла.
Если нельзя сильно поднять давление в камере, то, быть может, использовать пороховые СТУ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Наддув окислителя газообразным кислородом, подогретым в двигателе вытеснительной системы
Лучше гелием.
Каким гелием??? Где они его возьмут, у продавцов воздушных шариков? И как любителям работать с гелием, он же текуч!
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
7 атм? или всё-таки 7МПа = 70атм. И выше соответственно 10МПа = 100 атм.
Цитироватьsvmich пишет:
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Кстати, ещё одна упущенная возможность - использование электронасоса для подачи компонентов в КС. Сделать насос с приводом от электромотора намного проще, чем ТНА, высокооборотные электромоторы вполне доступны. Для первой ступени "новых русских частников" вполне себе реальный вариант.
:) Массу у аккумуляторов нынче отменили?
Нет, массу у аккумуляторов никто не отменял. Но она для первой ступени сверхлёгких ракет не будет слишком большой, а выигрыш от применения насосной подачи компонентов может быть весьма приличным. При этом изготовление насоса, приводимого в действие электромотором, намного технологически проще изготовления турбонасоса. Параллельно получаем дополнительный бонус - электромотором проще управлять.
Кстати, если для привода нужна большая мощность, и электромотор с батареей оказывается слишком тяжёлым, то можно рассмотреть даже более экзотические приводы.
Цитироватьpkl пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Наддув окислителя газообразным кислородом, подогретым в двигателе вытеснительной системы
Лучше гелием.
Каким гелием??? Где они его возьмут, у продавцов воздушных шариков? И как любителям работать с гелием, он же текуч!
Ну, гелий при желании вполне можно купить. Примерно там же, где его покупают продавцы воздушных шариков.
Цитироватьpkl пишет:
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Нет. Если есть возможность заказать ТНА не в Роскосмосе. Например, в Питере я бы попробовал сунуться на завод турбинных лопаток (там есть цех точного литья под давлением) и в НИИ топливной аппаратуры (там, во всяком случае, была хорошая мехобработка, в расчёте на штучные заказы). Можно попробовать сунуться на заводы (и в КБ), делающие турбонаддув для тракторов и грузовиков. Если не целиться на рекордные показатели, то их технологических возможностей вполне хватит. Можно даже обнаглеть и попытаться соорудить ТНА с использованием какой-то готовой турбины, но контур насоса, естественно, придётся делать свой.
Вы именно, что наглеете. 8) Такой вариант ещё сойдёт для какой-то устоявшейся фирмы, но для стартапа - только ГРД с вытесниловкой. Горючее - парафин, окислитель - ЖК. Наддув - его же парами от сопла.
На самом деле проще всего, наверно, сделать не турбонасос, а просто насос с приводом хоть от электромотора, хоть от поршневого двигателя (что, кстати, идеально для "мобильного" стенда). На ступени для него потребуется питание и горючим, и окислителем. Для начинающей фирмы вариант вполне реальный, а обретя опыт и заимев деньги можно перейти и к ТНА.
Цитироватьpkl пишет:
Если нельзя сильно поднять давление в камере, то, быть может, использовать пороховые СТУ?
Это сразу потянет необходимость лицензии на работу с ВВ, что не намного проще, чем космическая. Но денег хороших стоит.
ЦитироватьВалерий Жилинский пишет:
Емкости для жидкого кислорода сейчас доступны, и стоят вовсе не запредельно.
Тягу двигателя придётся подгонять под размер доступного бака. И не факт что они совпадут. И тогда или двигатель придётся изобретать с нуля, или с нуля делать бак для окислителя.
ЖК, при всех его достоинствах, реален лишь для тех любителей, у кого имеется своя промышленная база. Если её нет, то нужно ориентироваться на что-нибудь высококипящее. А тут вариантов всего два - или ВПВ, или азотная кислота.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
дабы доказать Плейшнеру его неправоту.
Это очень просто сделать, достаточно в спредшите с данными Зенита вместо УИ 311/337 поставить 200/280 (или даже 200/330 ) и показать что ПН упала всего на 9%
Я подозреваю, что в ваш "спредшит" не вводится информация об топливной паре, давлении в КС и степени расширения. Поэтому спредшит тупо разбрасывает УИ 200/330 по высоте в 100 км, из-за чего выходят неверные данные.
Ну а что Вам еще остается, только подозревать в тупости автора спредшита.
И автора спредшита, и уж тем более автора ФАУ-2 - как можно было додуматься подавать в камеру жалкие 15 атм турбонасосом, а не 5 атм вытесниловкой
Это ведь Вы узнали и осознали несколько дней назад что атмосфера более тонкА чем ожидаешь, и этот факт Вас поразил, а все другие до сих пор в неведении. Мир разделился на ДО и ПОСЛЕ ;)
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Тягу двигателя придётся подгонять под размер доступного бака.
Ну как тебе сказать? Я сам поразился:
ЦитироватьЦистерна транспортная криогенная ЦТК-8,0/0,25 (http://www.sgc-perm.ru/goods/41651033-tsisterna_transportnaya_kriogennaya_tstk_8_0_0_25)
(http://images.ru.prom.st/318560011_w640_h640_cid607563_pid115188680-528e4f4a.jpg)
Технические характеристики цистерны типа ЦТК-8,0/0,25
Номинальный объем - 7,38 м3
Масса пустой емкости - 2600 кг
Габаритные размеры:
длина - 5000 мм
ширина - 2090 мм
высота - 2050 мм
Наибольшая масса заливаемого продукта:
кислород - 8000 кг
азот - 5670 кг
аргон - 8000 кг
Потери от испарения при стационарном хранении:
кислород - 1,74 кг/час
азот - 1,85 кг/час
аргон - 2,12 кг/час
Купить ЦТК-8,0/0,25 можно, оформив заявку на покупку через форму на сайте, а также по телефону.
Цена:
от 500 000 руб.
Мин. размер заказа:
1 шт.
Наличие на складе:
в наличии
http://www.sgc-perm.ru/goods/41651033-tsisterna_transportnaya_kriogennaya_tstk_8_0_0_25
В этой ситуации, думаю, доставка из Перми может стать дороже самой цистерны. И надо сразу цистерну на какой-то грузовой прицеп ставить, и к испытаниям стенд возить на Газели (а лучше - Камазе) с манипулятором.
UPD.
Вот здесь http://www.газификаторы.рф/ можно арендовать емкость для жидкого кислорода по цене от 9 000 рублей за месяц. Можно было бы, я думаю, арендовать (или взять в лизинг) у них и большую цистерну.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Ну а что Вам еще остается, только подозревать в тупости автора спредшита.
Мои опасения подтверждены-спредшит тупо разбивает УИ по высоте.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
И автора спредшита, и уж тем более автора ФАУ-2 - как можно было додуматься подавать в камеру жалкие 15 атм турбонасосом, а не 5 атм вытесниловкой
В то время было невозможным создание вытесниловской ступени с приемлемым массовым совершенством.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Это ведь Вы узнали и осознали несколько дней назад что атмосфера более тонкА чем ожидаешь, и этот факт Вас поразил, а все другие до сих пор в неведении.
С точки зрения изменения УИ вытеснительного ЖРД-да, атмосфера довольно тонка.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Ну а что Вам еще остается, только подозревать в тупости автора спредшита.
Мои опасения подтверждены-спредшит тупо разбивает УИ по высоте.
Тупо - это когда вводят "среднетраекторный УИ" , а спредшит просчитывает посекундно, используя профиль стандартной атмосферы.
Ну так как обстоят дела с заменой УИ двигателей Зенита с 311/337 на 200/330, насколько % упадет ПН?
Дмитрий Инфан, как всего два? а закись азота? по моему для любителей более жизненей, чем кислота.
ЦитироватьВладимир Шпирько пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Не знают. У второй ступени Falcon 1 УИ = 327 сек. при давлении в КС около 7 атмосфер. В версии Falcon 1e УИ планировалось поднять до 330 сек.
7 атм? или всё-таки 7МПа = 70атм. И выше соответственно 10МПа = 100 атм.
Именно 7 атм.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Тупо - это когда вводят "среднетраекторный УИ"
Тупо - это когда считают сдачу с покупки хлеба на калькуляторе. Это про вас, вы же не можете понять элементарные расчёты.
ЦитироватьПлейшнер пишет: спредшит просчитывает посекундно, используя профиль стандартной атмосферы.
Ещё раз повторяю: спредшит не имеет данных ни об топливной паре, ни об давлении в КС, ни об степени расширения. Он знает только УИ, и тупо расставляет его по высоте. Поэтому его расчёты некорректны.
Сравним профиль теоретического УИ РД-170:
(http://polariton.ad-l.ink/8rfcGmh7v/image.png)
И профиль теоретического УИ ЖРД на вытесниловке:
(http://meson.ad-l.ink/7s6YfX9YJ/image.png)
Вот анимация для наглядности:
(http://polariton.ad-l.ink/6jRxnJRf7/image.png)
Не забудьте обратить внимание на большую цену деления УИ в графике с вытесниловкой.
Комодский Варан,
жаль, что так и не показали, на сколько % упадет ПН Зенита.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Комодский Варан ,
жаль, что так и не показали, на сколько % упадет ПН Зенита.
на 9%
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Комодский Варан ,
жаль, что так и не показали, на сколько % упадет ПН Зенита.
на 9%
Покажите в любом симуляторе, который Вас устраивает
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ещё раз повторяю: спредшит не имеет данных ни об топливной паре, ни об давлении в КС, ни об степени расширения. Он знает только УИ, и тупо расставляет его по высоте. Поэтому его расчёты некорректны.
Вот так спредшит рссчитывает тягу условного РД-171у с УИ 200/337.
Первый столбец высота, последний - тяга.
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/67803)
Как видно, ни о каких 100 км речь не идет, а все о тех же примерно 20-ти.
Возражения есть?
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ещё раз повторяю: спредшит не имеет данных ни об топливной паре, ни об давлении в КС, ни об степени расширения. Он знает только УИ, и тупо расставляет его по высоте. Поэтому его расчёты некорректны.
Вот так спредшит рссчитывает тягу условного РД-171у с УИ 200/337.
Первый столбец высота, последний - тяга.
Как видно, ни о каких 100 км речь не идет, а все о тех же примерно 20-ти.
Возражения есть?
Тяга нам ни к чему. Важен УИ. Спредшит не знает ничего ни об степени расширения, ни об давлении в КС.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Комодский Варан ,
жаль, что так и не показали, на сколько % упадет ПН Зенита.
на 9%
Покажите в любом симуляторе, который Вас устраивает
KSP устроит? Смотрим таблицу и график:
Давление воздуха в зависимости от высоты:
(http://polariton.ad-l.ink/6489V4xXd/image.png)
И график теоретического УИ вытесниловки (не забываем отнять от него 18 секунд):
(http://meson.ad-l.ink/7s6YfX9YJ/image.png)
Смотрим высоту по таблице, ищем на графике УИ, соответствующий данной высоте и записываем результаты в файл конфига двигателя (давление воздуха_УИ):
(http://meson.ad-l.ink/62RLSHcxS/thumb.png)
На высоте 20 км выдвигается сопловой насадок, УИ возрастает до 336.
1) Собственно ракета:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330463.png)
Вся необходимая информация выведена слева. В начале полёта я использовал автопилот. Стартовая тяговооружённость = 1.7. Прошу обратить внимание: УИ двигателя = 204.9 сек, как и записано в конфиге. Атмосферная deltaV сильно отличается от вакуумной delt'ыV, как вы и предсказали. ХС РН = 9659 м/с, не намного больше, чем у "классических" РН.
2) Взлёт, УИ быстро растёт:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330407.png)
3) Начало разворота, УИ растёт.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330458.png)
4)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330254.png)
5)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330310.jpg)
6) Выдвижение соплового насадка:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330365.jpg)
7) Насадок выдвинут, УИ отличный.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330325.jpg)
8) Баллистическая пауза
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330396.png)
9) Включение 2-й ступени в режиме малой тяги:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330290.png)
10) Разделение ступеней
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330401.png)
11) Куба
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330470.png)
12)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330372.png)
13) Топливо кончилось
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330247.png)
Получившаяся орбита:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330250.png)
Возражения есть?
Где Зенит-то?
Где ПН , в сравнении УИ 200/330 и 311/337??
Кстати, в приведенной мной таблице из спредшита не хватает двух следующих строк (специально отрезал). Весьма любопытных
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Где Зенит-то?
Где ПН , в сравнении УИ 200/330 и 311/337??
Наконец-то мы до этого дошли, теперь будет моя любимая часть.
Зенит-2 при стартовой массе 462.2 тонны выводил на НОО 13.7 тонн.
Считаем мюПН Зенита-2: 13.7/462.2*100% = 2.964%.
Зенит стартует с Байконура, моя вытесниловская РН - с Канаверала. Добавим моей РН 120 м/с к потребной ХС, т.к. скорость вращения Земли на Канаверале на 120 м/с больше, чем на Байконуре. Итого моей РН нужно на 9779 м/с deltaV. Моя ракета тоже будет двухступенчатой, deltaV разобьём пополам: 9779/2 = 4890 м/с. УИ обоих ступеней равен 336 сек, соотношение начальной массы к конечной для каждой ступени = 4.4.
Массовое совершенство вытесниловских ступеней на паре ЖК/керосин (при массе 3-4 тонны) составляет (http://www.spacelaunchreport.com/falcon.html) около 10/1. Но у нас монструозная и первая, и вторая ступень (наша 2-я ступень больше второй ступени Фалькона-1 в 25 раз). Первая ступень не имеет теплоизоляции, что даёт бонус к её массовому совершенству. Для первой и второй ступени примем массовое совершенство = 13/1.
Считаем: Отношение массы заправленной 2-й ступени с ПН к массе ПН будет равно 6.135/1;
Отношение массы заправленной 1-й ступени со второй заправленной ступенью и ПН к массе заправленной второй ступени и ПН будет равно тоже 6.135/1. Перемножим 6.135*6.135=37.64. 1/37.64*100%=2.66%. 2.964%/2.66%*100% = 11.4% (разница в массе ПН Зенита-2 и РН на вытесниловке),
что и требовалось доказать. P.S. Массовое совершенство = 13/1 - не предел для вытесниловки. Рекорд - 16.462/1 (1-я ступень BA-2), правда там была другая топливная пара.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Где Зенит-то?
Где ПН , в сравнении УИ 200/330 и 311/337??
Наконец-то мы до этого дошли, теперь будет моя любимая часть.
Да вот все никак не дойдем,
давайте уже расчет в симуляторе .
Перемножением всего и вся заниматься может быть и интересно, но проверять надо.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
давайте уже расчет в симуляторе .
Я предоставил вам расчёт в KSP. Или нужно считать только в православном спредшите?
Ну хорошо. Вот здесь (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic7517/?PAGEN_1=57) Дмитрий В. и Bell посчитали - ХС Зенита на НОО = 8950 м/с. У моей РН - 9779 м/с, т.е. на 829 м/с больше.
То, что вы писали:
ЦитироватьПолучите не 2200 м/с а 2400м/с. Так же далеко от 3200.
подтвердилось. Моей РН нужно на 829 м/с deltaV больше, чем Зениту из-за потерь на противодавление. Но у Зенита неоптимальное распределение deltaV, и из-за этого его вполне может уделать по мю ПН моя вытесниловская РН, если массовое совершенство ступеней удастся довести до 15/1 при сохранении УИ 336 сек.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Перемножением всего и вся заниматься может быть и интересно, но проверять надо.
В этой теме постоянно сидит Дмитрий В., если ему что-то не понравится в моём расчёте выше, то он явно об этом напишет.
ЦитироватьСергей Капустин пишет:
Дмитрий Инфан , как всего два? а закись азота? по моему для любителей более жизненей, чем кислота.
Раньше я тоже был фанатом закиси. Но потом понял: закись-фигня. Давление при н.у. 70 атм., плотность - чуть более 600 кг/м3, цена в полтора раза выше, чем у азотки. А если рванёт бак с закисью под давлением 70 атм?
При самонаддуве массовое совершенство закисной ступени составит не более 1/5. Закись не позволяет реализовать схему с преднаддувом, как в OTRAG'ах.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
давайте уже расчет в симуляторе .
Я предоставил вам расчёт в KSP. Или нужно считать только в православном спредшите?
Представьте в обыкновенном виде: масса топлива, масса конструкции, УИ, тяга, ПН для Зенита.
Потом замените УИ на 200/330 и покажите какая получилась ПН.
Ваша неспособность сделать столь элементарное представление настораживает.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ну хорошо. Вот здесь (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic7517/?PAGEN_1=57) Дмитрий В. и Bell посчитали - ХС Зенита на НОО = 8950 м/с. У моей РН - 9779 м/с, т.е. на 829 м/с больше.
То, что вы писали:
ЦитироватьПолучите не 2200 м/с а 2400м/с. Так же далеко от 3200.
подтвердилось. Моей РН нужно на 829 м/с deltaV больше, чем Зениту из-за потерь на противодавление.
Эти 800м/с в случае Зенита ведут к уменьшению ПН не на 9% а наполовину.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Но у Зенита неоптимальное распределение deltaV, и из-за этого его вполне может уделать по мю ПН моя вытесниловская РН, если массовое совершенство ступеней удастся довести до 15/1 при сохранении УИ 336 сек.
Правильно, у Зенита не оптимальное распределение - у него первая ступень недоразмерена а вторая переразмерена
Если УИ первой ступени уменьшиться еще, то неоптимальность только увеличится, и никакого "уделать" не получится
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
В этой теме постоянно сидит Дмитрий В., если ему что-то не понравится в моём расчёте выше, то он явно об этом напишет.
В данном случае доказательств ждем о Вас, а не от Дмитрия, ведь это не он а Вы говорили что ПН Зенита уменьшится на 9% в случае замены двигателей на другие с УИ 200/330
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Эти 800м/с в случае Зенита ведут к уменьшению ПН не на 9% а наполовину.
У нас не Зенит, а гипотетическая двухступенчатая РН со стартовой массой, топливной парой и тяговооружённостью как у Зенита. Тупая замена двигателя Зенита на вытесниловский невозможна без переработки конструкции РН.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Правильно, у Зенита не оптимальное распределение - у него первая ступень недоразмерена а вторая переразмерена
Если УИ первой ступени уменьшиться еще, то неоптимальность только увеличится, и никакого "уделать" не получится
У нас не Зенит, а гипотетическая двухступенчатая РН со стартовой массой, топливной парой и тяговооружённостью как у Зенита.
ЦитироватьПлейшнер пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
В этой теме постоянно сидит Дмитрий В., если ему что-то не понравится в моём расчёте выше, то он явно об этом напишет.
В данном случае доказательств ждем о Вас, а не от Дмитрия, ведь это не он а Вы говорили что ПН Зенита уменьшится на 9% в случае замены двигателей на другие с УИ 200/330
По моим последним расчётам ПН упадёт не на 9%, а на 11.4%. Большая разница?
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Представьте в обыкновенном виде: масса топлива, масса конструкции, УИ, тяга, ПН для Зенита.
Потом замените УИ на 200/330 и покажите какая получилась ПН.
Ваша неспособность сделать столь элементарное представление настораживает.
Зачем я буду считать килограммы и тонны масс баков, ПН, топлива, если я могу посчитать мю ПН? Это займёт намного меньше времени. Исходя из мю ПН можно определить, уделает ли РН Зенит или нет, и насколько.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Зачем я буду считать килограммы и тонны масс баков, ПН, топлива, если я могу посчитать мю ПН?
Ракеты именно так и считают, по массе конструкции , ПН, топливу и больше никак.
А Мю - это уже следствие расчета. Обратный расчет возможен ну ОЧЕНЬ приблизительный, оценочный, по подобию, но никак не точный.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
А Мю - это уже следствие расчета. Обратный расчет возможен ну ОЧЕНЬ приблизительный, оценочный, по подобию, но никак не точный.
Масса ПН = 1 условная единица
Масса сухой 2-й ступени = 0.395 условной единицы
Масса заправленной 2-й ступени = 5.135 условной единицы
Масса сухой 1-й ступени = 2.423 условной единицы
Масса заправленной 1-й ступени = 31.5 условной единицы
Вместо условной единицы подставляйте любую массу в любых единицах измерения, и получите конкретную массу ступеней.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Вместо условной единицы подставляйте любую массу в любых единицах измерения, и получите конкретную массу ступеней.
Не занимайтесь чепухой, заведите себе нормальный ракетный симулятор,
вводите туда массы, тяги, УИ, и т.д. и получайте ПН на орбите. Сами всё увидите
Здесь вроде еще лежат LaunchModel и Орбитал http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/index.html (http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/index.html)
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Не занимайтесь чепухой, заведите себе нормальный ракетный симулятор,
Завести можно домашнее животное. Кота, например. Элементарные расчёты делаются на калькуляторе.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
вводите туда массы, тяги, УИ, и т.д. и получайте ПН на орбите. Сами всё увидите
У меня всё более продумано: вводим массу ПН и получаем массу ступеней, а не наоборот.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
У меня всё более продумано: вводим массу ПН и получаем массу ступеней, а не наоборот.
Неужели в одно действие, делением на Мю?
Да Вам даже "среднетраекторный УИ" не требуется ;)
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Неужели в одно действие, делением на Мю?
В несколько действий, смотря что нужно найти. Соотношение масс я написал выше.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Да Вам даже "среднетраекторный УИ" не требуется ;)
Потери на противодавление были учтены, когда я считал соотношения, написанные выше.
А зачем вообще вытесниловка? Неужели сейчас гидронасос на 10-20 атмосфер такой недостижимый хайтек?
А привод ему можно сделать кстати от газифицированной в рубашке двигла жидкости. Тогда будем иметь плюс - давление в рубашке ниже чем в камере и можно использовать простую коаксиальную оболочку.
ЦитироватьДем пишет:
А зачем вообще вытесниловка? Неужели сейчас гидронасос на 10-20 атмосфер такой недостижимый хайтек?
10-20 атм насосом - это излишнее усложнение. Вот атмосфер от 50 и выше - то да, насосиком. Можно даже электрическим как у новозеландцев...
Почему усложнение? Насосы на это давление нынче самый что ни на есть ширпотреб.
ЦитироватьДем пишет:
Почему усложнение?
Потому что требует наличия насоса. Без него конструкция проще - ширпотреб он там или не ширпотреб... Я вообще нежно люблю конструкции, в которых подвижные части отсутствуют...
ЦитироватьAlex_II пишет:
Я вообще нежно люблю конструкции, в которых подвижные части отсутствуют...
РДТТ - вне конкуренции! ;)
Павел73, тогда 223 УК РФ вне конкуренции.
ЦитироватьПавел73 пишет:
РДТТ - вне конкуренции! ;)
Да щаззз... А управление вектором тяги? Да и шашка не так проста... Дубовая ракета на вытесниловке - проще. Не факт что эффективнее - но проще...