Форум Новости Космонавтики

Современные композитные баки имеют удельную массу 300 kPa*m^3/kg. Бак под давление 300 атм. объёмом 1м3 будет весить 100 кг, а при коэффициенте надёжности 1.2 - 120 кг. Плотность газообразного кислорода при давлении 300 атм и температуре -30 С равна 480 кг/м3, плотность газообразного метана при тех-же условиях равна 240 кг/м3. Соотношение О/Г = 3.4:1, плотность топливной пары равна 391 кг/м3.

Бак объёмом 9м3 будет весить 1080 кг, сможет вмещать примерно 3500 кг топлива. Хотя, называть его баком не совсем корректно. Это один единый шар-баллон с общей стенкой компонентов топлива. При полной заправке в баллоне поддерживается температура -30 С (можно меньше, тогда массовое совершенство будет лучше), по мере расходования топлива температура повышается до 30 С (можно больше).
Массу ГРД (не гибридный РД, а газовый) и прочего оборудования оценим в 120 кг. Итого масса ДУ равна 1200 кг. УИ ГРД равен 390 сек. Топливо используется не только в маршевой ДУ, но и в ДСО.

Итак, спутник с ГРД:

Спутник:      2500 кг
ДУ:               1200 кг
Топливо:      3500 кг
Итого:           7200 кг
deltaV          2550 м/с (типичная для спутника на ГСО, 1800м/с + 50 м/с*15лет)
Массовое совершенство ДУ = 1200/4700=0.255 (по современным меркам хуже не бывает)
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Типичный ГСО-спутник:

Спутник:     2500 кг
ДУ:              800 кг
Топливо:     4800 кг
Итого:          8100 кг
deltaV          2550 м/с (УИ = 290 сек)
Массовое совершенство ДУ = 800/5600 = 0.143 (даже немного завышено)

Как видим, спутник с ГРД легче на 12.5%. Кроме того, он обладает рядом преимуществ:

- нетоксичное топливо
- простота конструкции
- надёжность (ГРД может работать даже на одном компоненте, хоть и с меньшим УИ)
- дешевизна (затраты на производство композитных баков окупаются отказом от НДМГ и АТ, специализированная комната для заправки не нужна)
(http://old.telesputnik.ru/sites/default/files/field/image/abs_2_%D0%B7%D0%B0%D0%BF%D1%80%D0%B0%D0%B2%D0%BA%D0%B0.jpg)


Ваше мнение?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ваше мнение?

Осталось охладить до -150! Самое то будет!

Интересно, только вот без действующей модели все это фантазии. Дабы не споткнуться об овраги реальности.

Да, 390сек на метане потребуют огромного сопла, вес которого не учтен. Я когда пропепом игрался на метане почему-то 390 сек не выходило. При вменяемых давлениях.  А тут должно быть ниже 390 гораздо.

У раптора УИ 382 сек при схожем давлении. Схема газ-газ, чему тут удивляться. Даже снижение УИ до 380 сек практически не повлияет на ХС.

По какой технологии ш/б изготавливать планируется?

Цитироватьоктоген пишет:
Да, 390сек на метане потребуют огромного сопла, вес которого не учтен. Я когда пропепом игрался на метане почему-то 390 сек не выходило. При вменяемых давлениях.А тут должно быть ниже 390 гораздо.

Энто же газ при нормальной Т,да еще сжатый.Вот и набегает.Но меня больше прельщает наличие отсутсвия.ТНА Особенно ежели эти газы слегка подогревать.Для стабилизации давления на входе ГРД .ИМХО неплохая идея.Ну и некстати тут будет помянут Чуб с нанотрубками,может и красивее получиться.  :D

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Современные композитные баки имеют удельную массу 300 kPa*m^3/kg. Бак под давление 300 атм. объёмом 1м3 будет весить 100 кг,

А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага
Можете привести массы реально существующих сегодня баков?

ЦитироватьПлейшнер пишет:
А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага
Можете привести массы реально существующих сегодня баков?

А там соотношение еще лучше будет ,вспомните формулу: куб квадрат.Самое то для супертяжа! :D

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
По какой технологии ш/б изготавливать планируется?

Методом намотки, углеволокно+эпоксидка.

ЦитироватьПлейшнер пишет: А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага

100 м3 это шар диаметром 5.8 метров. Площадь поверхности = 105 м2 т.е. примерно 1 кг/м2. Что не нравится?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
100 м3 это шар диаметром 5.8 метров. Площадь поверхности = 105 м2 т.е. примерно 1 кг/м2. Что не нравится?

Я ж где то говорил ,за временным застоем идет резкий рывок.Похоже время перемен приближается.На самом деле 1 кг на кубометр,чем большеобьем тем меньше вес.Я ж говорил тема для супертяжа,правда с учетом ускорений.

ЦитироватьЮрий Темников пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ваше мнение?

Осталось охладить до -150! Самое то будет!

Тогда компоненты топлива станут жидкими. Я бы не охлаждал ниже -82С, иначе метан сжижится. При охлаждении с -30 до -80 градусов масса РЗТ увеличится на 26.2%.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Тогда компоненты топлива станут жидкими. Я бы не охлаждал ниже -82С, иначе метан сжижится.

Извини не учел влияние давления на Т сжижения, все равно охлаждать скорее всего выгодно.Но может немного снизиться УИ,Надо считать золотую середину.Возможно и часть Топлива  м б жидкой ,считать надо.Но без ТНА это гигантский плюс.

Я конечно мало понимаю в ракетостроении.
Но позвольте задать вопрос :
Как изменяется давление на стенки бака от придаваемого ускорения при старте с Земли ? 

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет: А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага

100 м3 это шар диаметром 5.8 метров. Площадь поверхности = 105 м2 т.е. примерно 1 кг/м2. Что не нравится?

Как это может не нравится? Масса баков первой ступени ракеты типа Зенит три сотни кг - наоборот, в восторге. :)  
Так что скажете насчет "Можете привести массы реально существующих сегодня баков?"

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Так что скажете насчет "Можете привести массы реально существующих сегодня баков?"

Существовавших могу. 

Цитировать

масса топливного отсека блока Ц РН «Энергия» была около 30 т (вместе с десятью тоннами невырабатываемых остатков топлива и газов наддува), что составляет примерно 4,2% от массы рабочего запаса топлива. 

© Дмитрий В.

Итого масса топливного отсека около 20 тонн. Суммарный объём баков составляет 2075 м3.
20000 кг/2075 м3 = 9.64 кг/м3. Ну привёл я вам массу бака, что дальше? 

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Итого масса топливного отсека около 20 тонн. Суммарный объём баков составляет 2075 м3.
20000 кг/2075 м3 = 9.64 кг/м3. Ну привёл я вам массу бака, что дальше?

Но Вы то обещаете баки Энергии массой 2 (две) тонны

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Итого масса топливного отсека около 20 тонн. Суммарный объём баков составляет 2075 м3.
20000 кг/2075 м3 = 9.64 кг/м3. Ну привёл я вам массу бака, что дальше?

Но Вы то обещаете баки Энергии массой 2 (две) тонны

Конкретно про Энергию я ничего не обещал. Сомневаюсь, что композитные баки применимы с ЖВ. А вот с Зенитом думаю можно что-нибудь сделать.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Сомневаюсь, что композитные баки применимы с ЖК. А вот с Зенитом думаю можно что-нибудь сделать.

А вот Маск почему то не сомневается.Странный мужик! :)

ЦитироватьЮрий Темников пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Сомневаюсь, что композитные баки применимы с ЖК. А вот с Зенитом думаю можно что-нибудь сделать.

А вот Маск почему то не сомневается.Странный мужик!  :)

Опечатка. Имел ввиду ЖВ.

Варан, а  Вы не думали поменять метан на какое-то другое горючее, более плотное или даже жидкое в нормальных условиях? Допустим, пропан, керосин или спирт? Тогда от одного углепластикового бака можно отказаться в пользу более дешёвого алюминиевого.

Да, и бак для горючего можно сделать меньшим.

Цитироватьpkl пишет:
Варан, аВы не думали поменять метан на какое-то другое горючее, более плотное или даже жидкое в нормальных условиях? Допустим, пропан, керосин или спирт? Тогда от одного углепластикового бака можно отказаться в пользу более дешёвого алюминиевого.

Да, и бак для горючего можно сделать меньшим.

ИМХО, тут главная фишка в отсутствии ТНА.Это как минимум на порядок надежнее.Да и при такой прочности и шаровидности легче сажать для многоразовости, и что мешает сделать один бак внутри другого.При соответствующем соотношении обьемов Второй безнагрузочный будет!!!С соответствующим уменьшением веса!!Идея то весьма продуктивной получается.Топливо частично жидкое и наддув своими нагретыми газами из движка.Заодно и газификация топлива.Вельми вкусно.

Ну так и в моём случае ТНА тоже не нужен - горючее можно вытеснять тем же сжатым кислородом через мембрану! И нагрузки тоже никакой. При этом схема "два отдельных бака" будет куда проще схемы "бак в баке". Кстати, а как Вы собрались его туда помещать? Внешний то будет из углеволокна! Разрезать? Так что тогда от прочности останется?

Мнится мне что там таки 390 с   не будет. Но для третьих  кик-ступеней высокой надежности вполне прокатит. Эдакая ступень почти не снижающая надежность, но дающая мелкий прирост на НОО и нормально работающая вплоть до 1500 км. То что для мелкой ангары на вонючке лепят.

ЦитироватьЮрий Темников пишет: 
ИМХО, тут главная фишка в отсутствии ТНА.

У спутников на ГСО ТНА итак нету. 

ЦитироватьЮрий Темников пишет: сажать для многоразовости

Сажать спутники с ГСО? :o

ЦитироватьЮрий Темников пишет: Топливо частично жидкое и наддув своими нагретыми газами из движка.Заодно и газификация топлива.

Хватит фантазировать. Никакого жидкого топлива не будет, только газы. Жидкое топливо потребует систему наддува и мембрану, которая вряд ли совместима с криогенными компонентами.

Цитироватьоктоген пишет:
Мнится мне что там таки 390 с не будет.

У Дмитрия В. УИ не вызвал никаких вопросов.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
По какой технологии ш/б изготавливать планируется?

Методом намотки, углеволокно+эпоксидка.

Каким образом при этом будет сформировано промежуточное (разделительное) днище?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет: А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага

100 м3 это шар диаметром 5.8 метров. Площадь поверхности = 105 м2 т.е. примерно 1 кг/м2. Что не нравится?

Т.е. толщина 0,6 мм? :o  А технологически такую толщину можно обеспечить?
А каким образом будет обеспечена герметичность?

Цитироватьpkl пишет: 
Варан, а Вы не думали поменять метан на какое-то другое горючее, более плотное или даже жидкое в нормальных условиях? Допустим, пропан, керосин или спирт? Тогда от одного углепластикового бака можно отказаться в пользу более дешёвого алюминиевого.

Да, и бак для горючего можно сделать меньшим.

Именно с этого и начиналось (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic8658/). Если горючее оставлять в газообразной форме, то тут подходят только метан и водород. Водород слишком летуч и у него небольшая плотность, поэтому метан. Будет время - посчитаю для водорода.

А теперь про жидкости: оптимальным вариантом будет спирт, у него соотношение О/Г = 1.7:1. Давление в баке кислорода = 300 атм, в баке спирта = 50-60 атм. (выше поднимать бессмысленно). Поэтому давление в КС будет сравнительно небольшим, УИ составит примерно 335 сек. 

Спирт + GOX:
Объём бака кислорода: 5.4 м3, масса бака = 768 кг. (2592 кг кислорода)
Объём бака спирта: 2.2 м3 (коэфф-т заполнения 0.9), масса бака (давление 60 атм) = 53 кг. (1525 кг спирта)
Бак спирта потребует разделительной мембраны и системы наддува, поэтому массу ЖРД и прочего оборудования оценим в 200 кг.

Итого:

Спутник: 2500 кг 
ДУ: 1021 кг 
Топливо: 4117 кг 
Итого: 7638 кг 
deltaV 2550 м/с (УИ = 335 сек) 
Массовое совершенство ДУ = 1021/5138 = 0.199. 

Только сейчас дошло, что мешок со спиртом можно расположить внутри бака с кислородом:

Спирт + GOX:
Объём бака кислорода: 7.12 м3, масса бака = 925 кг. (2500 кг кислорода+ мешок для спирта)
Объём мешка со спиртом: 1.91 м3, масса мешка = 15 кг. (примерно) (1470 кг спирта)
Массу ЖРД и прочего оборудования оценим в 150 кг.

Итого:

Спутник: 2500 кг 
ДУ: 1090 кг 
Топливо: 3970 кг 
Итого: 7560 кг 
deltaV 2550 м/с (УИ = 350 сек) 
Массовое совершенство ДУ = 1090/5060 = 0.215

Массу баков кислорода считал исходя из массы и площади поверхности бака на 9м3, указанного мною на 1-й странице, согласно закону квадрата-куба.

Можно. Химтравлением с зашитой от обработка окантовки в раоне сварочных швов.

Но это скорее для разгонников.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет: А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага

100 м3 это шар диаметром 5.8 метров. Площадь поверхности = 105 м2 т.е. примерно 1 кг/м2. Что не нравится?

Т.е. толщина 0,6 мм?  :o  А технологически такую толщину можно обеспечить?
А каким образом будет обеспечена герметичность?

Точнее, 0.625 мм. А с учётом коэффициента надёжности (минимум 1.2) будет 0.75 мм. Толщина ленты составляет 0.0025 дюйма, или 0.0635 мм. Т.е. нужно 12 слоёв. Вполне реально.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
По какой технологии ш/б изготавливать планируется?

Методом намотки, углеволокно+эпоксидка.

Каким образом при этом будет сформировано промежуточное (разделительное) днище?

Изготавливается пластиковый лейнер с разделительным днищем, на него наматывается композит. Днище не должно выдерживать перепад давлений, требования к его прочности минимальные.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Можно. Химтравлением с зашитой от обработка окантовки в раоне сварочных швов.

Умно. Мотаный бак - химтравленгием. Лишь бы пукнуть своей компэтентнстью.

Найдите слово "сварка" и "аллюлиний". И подумайте... .

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет: А бак под давлением 3 атм объемом 100 м3 тоже 100 кг, ага

100 м3 это шар диаметром 5.8 метров. Площадь поверхности = 105 м2 т.е. примерно 1 кг/м2. Что не нравится?

Т.е. толщина 0,6 мм?  :o  А технологически такую толщину можно обеспечить?
А каким образом будет обеспечена герметичность?

Точнее, 0.625 мм. А с учётом коэффициента надёжности (минимум 1.2) будет 0.75 мм. Толщина ленты составляет 0.0025 дюйма, или 0.0635 мм. Т.е. нужно 12 слоёв. Вполне реально.

1) Герметичность каким лейнером будете обеспечивать (без лейнера будет "решето")? И какова его масса?
2)Что такое "коэффициент надёжности" (впервые слышу)?

Цитироватьm-s Gelezniak

User
Сообщений: 23987

Регистрация: 02.03.2008
#300 24.02.2017 11:33:05
Можно. Химтравлением с зашитой от обработка окантовки в раоне сварочных швов.

Причём потом сие можно улеволокном обмотать если поднять давление есть желание.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
1) Герметичность каким лейнером будете обеспечивать (без лейнера будет "решето" ;) ? И какова его масса?

Герметичность изначально обеспечена лейнером. Во время намотки давление внутри бака постепенно повышается. Масса лейнера - не более 20% от массы бака.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
2)Что такое "коэффициент надёжности" (впервые слышу)?

Коэффициент запаса прочности.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Найдите слово "сварка" и "аллюлиний". И подумайте... .

Разберитесь, о чем речь. И подумайте... .

Ему нужен композитный бак на большое давление.
Решение я дал. Оно не новое.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
1) Герметичность каким лейнером будете обеспечивать (без лейнера будет "решето"  ;)  ? И какова его масса?

Герметичность изначально обеспечена лейнером. Во время намотки давление внутри бака постепенно повышается. Масса лейнера - не более 20% от массы бака.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
2)Что такое "коэффициент надёжности" (впервые слышу)?

Коэффициент запаса прочности.

Для проектировочных расчетов используется "Коэффициент безопасности", который для емкостей высокого давления принимается на уровне 2...3. Поскольку композиты имеют повышенный разброс параметров по сравнению  с металлами, то применяется дополнительный коэффициент 1,25. Итого, коэффициент безопасности для композитного шар-баллона минимум 2,5.
Т.е., можете смело удваивать массу композитной оболочки.

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
Массу баков кислорода считал исходя из массы и площади поверхности бака на 9м3, указанного мною на 1-й странице, согласно закону квадрата-куба.

Какой радиус шар-баллона в итоге получается? Для S=9 кв. м. радиус ш/б получается около R=0,85 м. Тогда толщина стенки (расчет по безмоментной теории по формуле D=0.5*f*P*R/SIGMAv, где f=2.5 - коэф-т безопасности, Р= 30 000 000 Па - давление в баке, SIGMAv =600 000 000 Па - предел временной прочности углепластика, работающего при двухосном напряженном состоянии) составит 53 мм. На этом и сказочке конец.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Ему нужен композитный бак на большое давление.
Решение я дал. Оно не новое.

Опять пальцем в небо. Думайте...

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Типичный ГСО-спутник:

Спутник: 2500 кг
ДУ:800 кг
Топливо: 4800 кг

Был, да сплыл 
OHB Electra (Small GEO Flex) и Boeing 702SP имеют совсем другие соотношения "сухой" и "мокрой" массы
За ними и все остальные подтягиваются, куда деваться. 

Тонкостенные баллоны Чистый металл  (титан) на давление 250 атм есть, пример баллоны кислорода катапультных кресел. 400-450 тоже попадались но не цилиндрические а "гирляндовые".
С каким давлением вы собираетесь работать.

Вполне возможно что вам могут подойти не сферические а чечевидные. Это из моих загашников. Детали рано светить.

https://yandex.ru/images/#!/images/search?text=%D0%BA%D0%B8%D1%81%D0%BB%D0%BE%D1%80%D0%BE%D0%B4%D0%BD%D1%8B%D0%B9%20%D0%B1%D0%B0%D0%BB%D0%BB%D0%BE%D0%BD%20%D0%BA%D0%B0%D1%82%D0%B0%D0%BF%D1%83%D0%BB%D1%8C%D1%82%D0%BD%D0%BE%D0%B3%D0%BE%20%D0%BA%D1%80%D0%B5%D1%81%D0%BB%D0%B0&stype=image&lr=2&noreask=1&source=wiz&redircnt=1487934358.1 (https://yandex.ru/images/#!/images/search?text=%D0%BA%D0%B8%D1%81%D0%BB%D0%BE%D1%80%D0%BE%D0%B4%D0%BD%D1%8B%D0%B9%20%D0%B1%D0%B0%D0%BB%D0%BB%D0%BE%D0%BD%20%D0%BA%D0%B0%D1%82%D0%B0%D0%BF%D1%83%D0%BB%D1%8C%D1%82%D0%BD%D0%BE%D0%B3%D0%BE%20%D0%BA%D1%80%D0%B5%D1%81%D0%BB%D0%B0&stype=image&lr=2&noreask=1&source=wiz&redircnt=1487934358.1)

Также будет небеинтересна технология суперпластичной обработки под баллоны ВВД по вашей тематике. Тоже старо как СССР. Плюс скандал что кто то это увёз не туда куда можно.

Определенно недолечили....  :|  Понесло не в ту сторону.

Подогрев газа в рубашке охлождения тоже не нов. Нюанс там связан с "плавным набором" УИ и тяги. И ещё кое что.

ЦитироватьШтуцер

User
Сообщений: 24219

Регистрация: 12.01.2010
#490 24.02.2017 15:14:00
Определенно недолечили.... Понесло не в ту сторону.

А подумать вам придётся всё же. Впрочем кому я это говорю.

Цитироватьm-s Gelezniak

User
Сообщений: 23995

Регистрация: 02.03.2008
#500 24.02.2017 15:14:56
Подогрев газа в рубашке охлождения тоже не нов. Нюанс там связан с "плавным набором" УИ и тяги. И ещё кое что.

Но можно залезть за 300 единиц.

Дмитрий В (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/14022/)., Покажите мне баллон на 30МПа с толщиной стенки 5.3 см. Такая толщина стенки соответствует давлению 120 МПа.

http://poisk-ltd.com/publications/companynews/companynews_24.html

ЦитироватьДля реализации требуемого объёма хранения водорода, прочностных и массогабаритных параметров баллонов в условиях АНПА, произведены прочностные расчёты баллонов меньшей вместимости на основе стального лейнера диаметром 290 мм. Коэффициент запаса снижен до кр = 2,4. Толщина армированной стенки составляет 54 мм. Наружный диаметр баллона – 400 мм. Основные параметры баллонов для размещения 670 литров водорода при давлении 120 МПа приведены в таблице 3.3.11.

Можете почитать  (https://www.google.ru/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=7&cad=rja&uact=8&ved=0ahUKEwiqi9KZ06jSAhXLXBoKHYNbB64QFggvMAY&url=http%3A%2F%2Fhandle.dtic.mil%2F100.2%2FADA306039&usg=AFQjCNHA4OGTPhPGtw4o9CwURvJyVwLcTw&sig2=qTz2xwDQUJEISb16twTLKg)про удельную массу композитных баков, достигнутая на практике - 0.575 MPa*m3/kg. Я принимал при расчётах 0.3 MPa*m3/kg. При расчётах можно принимать коэффициент безопасности = 2.25.

Да, и радиус моего бака = 1.29 м, объём = 9 м3, площадь поверхности = 20.9 м2.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Ваше мнение?

Сжатый метан - это для ОС. Для спутников - почему бы не попробовать пропан/бутан или даже этан?

Описанное мной выше исходя из массы пустого при диаметре примерно 60-70 мм имело стенку менее 5 мм. Серийное изделие.
ЗЫ Списанные баллоны можно купить на рынке. :|

Повысьте давление уменьшится объм и как следствин диаметр... .

Цитироватьmihalchuk пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Ваше мнение?

Сжатый метан - это для ОС. Для спутников - почему бы не попробовать пропан/бутан или даже этан?

Сжижится от давления.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Повысьте давление уменьшится объм и как следствин диаметр... .

При повышении давления выше 300-400 атм плотность газа растёт нелинейно, выигрыша тут не будет. Остаётся только охлаждать.

А охлодить при запуске не резон?
ЗЫ Я имел дело с давлениями 400-60  :)  кгс. На мобильных девайсах. С бортовыми системами многократной забивки.
 

Причём это были и смеси газов. В том числе атмосферный воздух.  :)

Да ещё. 250 кило это рабочее давление. Испытательное помоему 320... .

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Дмитрий В (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/14022/) ., Покажите мне баллон на 30МПа с толщиной стенки 5.3 см. Такая толщина стенки соответствует давлению 120 МПа.

 http://poisk-ltd.com/publications/companynews/companynews_24.html

ЦитироватьДля реализации требуемого объёма хранения водорода, прочностных и массогабаритных параметров баллонов в условиях АНПА, произведены прочностные расчёты баллонов меньшей вместимости на основе стального лейнера диаметром 290 мм. Коэффициент запаса снижен до кр = 2,4. Толщина армированной стенки составляет 54 мм . Наружный диаметр баллона – 400 мм. Основные параметры баллонов для размещения 670 литров водорода при давлении 120 МПа приведены в таблице 3.3.11.

Можете почитать  (https://www.google.ru/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=7&cad=rja&uact=8&ved=0ahUKEwiqi9KZ06jSAhXLXBoKHYNbB64QFggvMAY&url=http%3A%2F%2Fhandle.dtic.mil%2F100.2%2FADA306039&usg=AFQjCNHA4OGTPhPGtw4o9CwURvJyVwLcTw&sig2=qTz2xwDQUJEISb16twTLKg) про удельную массу композитных баков, достигнутая на практике - 0.575 MPa*m3/kg. Я принимал при расчётах 0.3 MPa*m3/kg. При расчётах можно принимать коэффициент безопасности = 2.25.

Да, и радиус моего бака = 1.29 м, объём = 9 м3, площадь поверхности = 20.9 м2.

При радиусе 1,29 м толщина стенок - 80 мм. "Усё пропало, шеф!". Сворачивайте лавочку - идея тухлая. Рекомендую ознакомиться с безмоментной теорией оболочек - там простые формулы.

У штатного баллона ВВД-400 стенка потоньше будет. А он с приличным запасом сваян.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
У штатного баллона ВВД-400 стенка потоньше будет. А он с приличным запасом сваян.

У него радиус какой? Варан предлагает радиус 1290 мм- Диаметр 2580 мм.

Немного меньше метра.  :)
Впрочем смотрим баллоны первой ступени Н1. Там помоему и за  два метра были. Производились в Днепропетровске. 

ВВД-400
http://yandex.ru/yandsearch?text=%D0%91%D0%B0%D0%BB%D0%BB%D0%BE%D0%BD+%D0%92%D0%92%D0%94-400+%D0%9F%D0%9B&from=os&clid=1836589 (http://yandex.ru/yandsearch?text=%D0%91%D0%B0%D0%BB%D0%BB%D0%BE%D0%BD+%D0%92%D0%92%D0%94-400+%D0%9F%D0%9B&from=os&clid=1836589)

Добавлю

http://yandex.ru/yandsearch?text=%D0%B1%D0%B0%D0%BB%D0%BB%D0%BE%D0%BD+%D0%B2%D0%B2%D0%B4-600+%D0%9F%D0%9B&clid=1836589&lr=2 (http://yandex.ru/yandsearch?text=%D0%B1%D0%B0%D0%BB%D0%BB%D0%BE%D0%BD+%D0%B2%D0%B2%D0%B4-600+%D0%9F%D0%9B&clid=1836589&lr=2)

Кстати нижние обечайки первых ступкней РН тоже нехилые. Там далеко не три кг особенно с учетом перегрузки.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
При радиусе 1,29 м толщина стенок - 80 мм. "Усё пропало, шеф!". Сворачивайте лавочку - идея тухлая. Рекомендую ознакомиться с безмоментной теорией оболочек - там простые формулы.

Ваша формула нагло врёт. Идём на сайт НАСА (https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20080009730.pdf), находим таблицу:

(http://rgho.st/6c7X6GwFQ/image.png)

Посчитаем по формуле баллон 003:

3141 in3 = 51.471 л
23.1 lbm = 10.478 кг
4500 psig = 30 620 000 Па
Предел временной прочности указан на сайте, 637 000 000 Па
Плотность композита указана на сайте, 1810 кг/м3
Радиус баллона = 0.2308 м
Площадь поверхности баллона = 0.6694 м2

D = 0.5*2.89*30620000*0.2308/637000000 = 0.016 м, или 1.6 см.
Масса должна быть равной 0.6694 м2*0.017 м*1810 кг/м3 = 20.6 кг. 
Но на самом деле масса равна 10.478 кг. Откуда такая огромная погрешность?

Есть еще малая ОДУ разработки одного из подразделений РАН. Названия непомню. У Сало в загашнике должна быть. Там как раз вытисниловка и мотанные яйца баки.  :)  
Да ещё, кислородный баллон 36ого кресла штатно выдерживает многократные перегрузки 10-12 же и ограниченно до 20 помоему.

Дмитрий В.,


For a sphere (https://en.wikipedia.org/wiki/Sphere), the minimum mass of a pressure vessel is
(http://rgho.st/6GfMscWfF/image.png)
where:

[/li]
• M is mass,
• P is the pressure difference from ambient (the gauge pressure (https://en.wikipedia.org/wiki/Gauge_pressure)),
• V is volume,
• ρ is the density of the pressure vessel material,
• σ is the maximum working stress (https://en.wikipedia.org/wiki/Stress_(physics)) that material can tolerate.[12] (https://en.wikipedia.org/wiki/Pressure_vessel#cite_note-12)
  

Считаем массу моего бака: 1.5*30000000*9*1810/637000000=1150 кг.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
При радиусе 1,29 м толщина стенок - 80 мм. "Усё пропало, шеф!". Сворачивайте лавочку - идея тухлая. Рекомендую ознакомиться с безмоментной теорией оболочек - там простые формулы.

Ваша формула нагло врёт. Идём на сайт НАСА (https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20080009730.pdf) , находим таблицу:

 

Посчитаем по формуле баллон 003:

3141 in3 = 51.471 л
23.1 lbm = 10.478 кг
4500 psig = 30 620 000 Па
Предел временной прочности указан на сайте, 637 000 000 Па
Плотность композита указана на сайте, 1810 кг/м3
Радиус баллона = 0.2308 м
Площадь поверхности баллона = 0.6694 м2

D = 0.5*2.89*30620000*0.2308/637000000 = 0.016 м, или 1.6 см.
Масса должна быть равной 0.6694 м2*0.017 м*1810 кг/м3 = 20.6 кг.
Но на самом деле масса равна 10.478 кг. Откуда такая огромная погрешность?

О! Варан начал спорить с сопроматом и строймехом?! Да, Вы батенька, мало того, что невежественны так еще и упорствуете в своем невежестве :D
Кстати, зачем нам радиус 0,23 м, когда Вы только что говорили про 1,29 м? Ась?

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Кстати нижние обечайки первых ступкней РН тоже нехилые. Там далеко не три кг особенно с учетом перегрузки.

Типовая поверхностная плотность для малонагруженных оболочек из УКМ - порядка 5...10 кг/кв. м. Это конструкции типа головных обтекателей. Для оболочек нагруженных большим внутренним давлением наддува или большими сосредоточенными силами, все гораздо хуже.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Кстати, зачем нам радиус 0,23 м, когда Вы только что говорили про 1,29 м? Ась?

Чтобы доказать вам ошибочность вашей формулы на примере конкретного баллона.

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
Предел временной прочности указан на сайте, 637 000 000 Па

Вы где-то нолик потеряли.
Должно быть 6.37 ГПа.

ЦитироватьAndrey пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Предел временной прочности указан на сайте, 637 000 000 Па

Вы где-то нолик потеряли.
Должно быть 6.37 ГПа.

Это скорее, модуль упругости. У реальных углепластиков, работающих в условиях двухосного НДС,  предел временной прочности примерно 450-600 (плюс-минус) МПа.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Кстати, зачем нам радиус 0,23 м, когда Вы только что говорили про 1,29 м? Ась?

Чтобы доказать вам ошибочность вашей формулы на примере конкретного баллона.

У Вас ничего не получилось. Видите ли, милейший, приведенная мной формула выведена из уравнения Лапласа для сферических оболочек уже давно и вовсе не мной. То что Вы этой формулы не знаете, чести Вам не делает.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Современные композитные баки имеют удельную массу 300 kPa*m^3/kg. Бак под давление 300 атм. объёмом 1м3 будет весить 100 кг, а при коэффициенте надёжности 1.2 - 120 кг. Плотность газообразного кислорода при давлении 300 атм и температуре -30 С равна 480 кг/м3, плотность газообразного метана при тех-же условиях равна 240 кг/м3. Соотношение О/Г = 3.4:1, плотность топливной пары равна 391 кг/м3.

Бак объёмом 9м3 будет весить 1080 кг, сможет вмещать примерно 3500 кг топлива. Хотя, называть его баком не совсем корректно. Это один единый шар-баллон с общей стенкой компонентов топлива. При полной заправке в баллоне поддерживается температура -30 С (можно меньше, тогда массовое совершенство будет лучше), по мере расходования топлива температура повышается до 30 С (можно больше).
Массу ГРД (не гибридный РД, а газовый) и прочего оборудования оценим в 120 кг. Итого масса ДУ равна 1200 кг. УИ ГРД равен 390 сек. Топливо используется не только в маршевой ДУ, но и в ДСО.

Итак, спутник с ГРД:

Спутник: 2500 кг
ДУ: 1200 кг
Топливо: 3500 кг
Итого: 7200 кг
deltaV 2550 м/с (типичная для спутника на ГСО, 1800м/с + 50 м/с*15лет)
Массовое совершенство ДУ = 1200/4700=0.255 (по современным меркам хуже не бывает)
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Типичный ГСО-спутник:

Спутник: 2500 кг
ДУ: 800 кг
Топливо: 4800 кг
Итого: 8100 кг
deltaV 2550 м/с (УИ = 290 сек)
Массовое совершенство ДУ = 800/5600 = 0.143 (даже немного завышено)

Как видим, спутник с ГРД легче на 12.5%. Кроме того, он обладает рядом преимуществ:

- нетоксичное топливо
- простота конструкции
- надёжность (ГРД может работать даже на одном компоненте, хоть и с меньшим УИ)
- дешевизна (затраты на производство композитных баков окупаются отказом от НДМГ и АТ, специализированная комната для заправки не нужна)
 


Ваше мнение?

Один вопрос. Вы откуда взяли массы ДУ и рабочего тела для "типичного ГСО-спутника"?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьAndrey пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Предел временной прочности указан на сайте, 637 000 000 Па

Вы где-то нолик потеряли.
Должно быть 6.37 ГПа.

Это скорее, модуль упругости. У реальных углепластиков, работающих в условиях двухосного НДС, предел временной прочности примерно 450-600 (плюс-минус) МПа.

В этом то и прелесть.
Там куда Комодский Варан ссылается приведены данные на волокно T-1000 фирмы Toray.
С прочностью 6.37 ГПа плотностью 1.81 г/см^3 и упругостью 294 ГПа. 
Именно временная прочность волокна, неправильно переведенная с имперских единиц в СИ, и используется.

ЦитироватьДмитрий В.

User
Сообщений: 31694

Регистрация: 12.07.2005
#730 24.02.2017 20:11:30
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Кстати нижние обечайки первых ступкней РН тоже нехилые. Там далеко не три кг особенно с учетом перегрузки.
Типовая поверхностная плотность для малонагруженных оболочек из УКМ - порядка 5...10 кг/кв. м. Это конструкции типа головных обтекателей. Для оболочек нагруженных большим внутренним давлением наддува или большими сосредоточенными силами, все гораздо хуже.

Слабонагруженными их тоже трудно назвать. Наагрузки внешние. И схема перераспределения сил сложнее чем у оболочек нагруженных изнутри.
и расчет бака металл-ККМ и корпус РТТД несколько разный у мторого вибрационная картина намного хуже.
 

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Кстати, зачем нам радиус 0,23 м, когда Вы только что говорили про 1,29 м? Ась?

Чтобы доказать вам ошибочность вашей формулы на примере конкретного баллона.

У Вас ничего не получилось. Видите ли, милейший, приведенная мной формула выведена из уравнения Лапласа для сферических оболочек уже давно и вовсе не мной. То что Вы этой формулы не знаете, чести Вам не делает.

Нет, это у вас ничего не получилось. Видите ли, милейший, ваша формула даёт завышенную массу в 2 раза. 

А вот тут  (https://en.wikipedia.org/wiki/Pressure_vessel)нормальная формула: 
(http://meson.ad-l.ink/7QSMJktMP/image.png)

Подставьте числа из приведённого мною выше бака. По вашей формуле его масса получается равной 20.6 кг, по формуле выше - 12.9 кг, реальная масса - 10.5 кг.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Кстати, зачем нам радиус 0,23 м, когда Вы только что говорили про 1,29 м? Ась?

Чтобы доказать вам ошибочность вашей формулы на примере конкретного баллона.

У Вас ничего не получилось. Видите ли, милейший, приведенная мной формула выведена из уравнения Лапласа для сферических оболочек уже давно и вовсе не мной. То что Вы этой формулы не знаете, чести Вам не делает.

Нет, это у вас ничего не получилось. Видите ли, милейший, ваша формула даёт завышенную массу в 2 раза.

А  вот тут  (https://en.wikipedia.org/wiki/Pressure_vessel) нормальная формула:
 

Подставьте числа из приведённого мною выше бака. По вашей формуле его масса получается равной 20.6 кг, по формуле выше - 12.9 кг, реальная масса - 10.5 кг.

То есть Вы продолжаете опровергать сопромат и строймех? Ню-ню, знавал я всяких опровергателей, некоторые даже закон Стефана-Больцмана не признают :D  А Вы, стало быть, на опровергательстве безмоментной теории специализируетесь.

ЦитироватьAndrey пишет: 

В этом то и прелесть.
Там куда Комодский Варан ссылается приведены данные на волокно T-1000 фирмы Toray.
С прочностью 6.37 ГПа плотностью 1.81 г/см^3 и упругостью 294 ГПа.
Именно временная прочность волокна, неправильно переведенная с имперских единиц в СИ, и используется.

Хорошо, берём данные Дмитрия В. по обычному углеволокну:

Предел временной прочности:  600 МПа
Давление в баке:                        30 МПа
Плотность:                                  1600 кг/м3
Коэффициент надежности:        2
Объём бака:                                9 м3
Площадь поверхности бака:      20.9 м2
Радиус:                                        1.29 м

По формуле Дмитрия В: 
D=0.5*2*30*1.29/600 = 0.0645 м, Объём = D*S = 0.0645*20.9 = 1.348 м3, Масса = 1.348*1600 = 2157 кг.

По формуле Википедии:
M = 2*30*9*1600/600 = 1440 кг. 
Коэффициент надежности одинаковый, откуда разброс по массе в полтора раза?

Самое забавное что формулы, приведённые вами идентичны) просто Дмитрий использует коэффициент запаса, а варан вставляет в формулу все без коэффициентов запаса. И одна формула переводится в другую двумя действиями. Вопрос лишь в том, что в формулу варана необходимо вставлять расчетную нагрузку, а не рабочую

ЦитироватьFormatik пишет:
Самое забавное что формулы, приведённые вами идентичны) просто Дмитрий использует коэффициент запаса, а варан вставляет в формулу все без коэффициентов запаса. И одна формула переводится в другую двумя действиями. Вопрос лишь в том, что в формулу варана необходимо вставлять расчетную нагрузку, а не рабочую

В моей формуле изначально фигурирует коэффициент запаса 1.5, при расчётах я изменил его на 2.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:

ЦитироватьДмитрий В.

User
Сообщений: 31694

Регистрация: 12.07.2005
#730 24.02.2017 20:11:30
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Кстати нижние обечайки первых ступкней РН тоже нехилые. Там далеко не три кг особенно с учетом перегрузки.
Типовая поверхностная плотность для малонагруженных оболочек из УКМ - порядка 5...10 кг/кв. м. Это конструкции типа головных обтекателей. Для оболочек нагруженных большим внутренним давлением наддува или большими сосредоточенными силами, все гораздо хуже.

Слабонагруженными их тоже трудно назвать. Наагрузки внешние. И схема перераспределения сил сложнее чем у оболочек нагруженных изнутри.
и расчет бака металл-ККМ и корпус РТТД несколько разный у мторого вибрационная картина намного хуже.

Можно, поскольку основной вид нагрузок - распределенное внешнее давление. Обтекатели, адаптеры и прочие элементы, расположенные в носовой части носителя - наименее нагружены в силовом отношении, отчего и имеют сравнительно малую поверхностную плотность. С оболочками, работающими на избыточное внутреннее давление, такие элементы сложно сравнивать, но тем не менее, явно невозможно поверить в 1 кг/кв. м для шар-баллона, держащего 30 Мпа.

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/68947)
я думаю это поставит все на свои места?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: явно невозможно поверить в 1 кг/кв. м для шар-баллона, держащего 30 Мпа.

А в 70 кг/м2 для ш/б, держащего 30 МПа?

ЦитироватьFormatik пишет:

я думаю это поставит все на свои места?

А вы уверены, что число 3/2 не является тем самым коэффициентом f?

ЦитироватьFormatik пишет:

я думаю это поставит все на свои места?

Ай, зря выложили! Надо было от Варана дождаться. :D

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьFormatik пишет:

я думаю это поставит все на свои места?

А вы уверены, что число 3/2 не является тем самым коэффициентом f?

Other shapes besides a sphere have constants larger than 3/2 (infinite cylinders take 2), although some tanks, such as non-spherical wound composite tanks can approach this.
3/2 зависит от формы бака, и не является коэффициентом запаса

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/68948) 
а вот формула, которую привел Дмитрий. Видимо все дело в том, что на википедии не указывают коэффициенты запаса. Это и сбило с толку. А если серьёзно, то по мне нельзя считать композитные баллоны таким методом. Тут нужно считать именно как композит, с учётом анизотропии и условий намотки

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Можно, поскольку основной вид нагрузок - распределенное внешнее давление. Обтекатели, адаптеры и прочие элементы, расположенные в носовой части носителя - наименее нагружены в силовом отношении, отчего и имеют сравнительно малую поверхностную плотность. С оболочками, работающими на избыточное внутреннее давление, такие элементы сложно сравнивать, но тем не менее, явно невозможно поверить в 1 кг/кв. м для шар-баллона, держащего 30 Мпа.

Ну почему, толщина баллона пропорциональна радиусу при прочих равных условиях.
Поэтому у совсем мелких баллонов это возможно.

ЦитироватьFormatik пишет:

а вот формула, которую привел Дмитрий. Видимо все дело в том, что на википедии не указывают коэффициенты запаса. Это и сбило с толку. А если серьёзно, то по мне нельзя считать композитные баллоны таким методом. Тут нужно считать именно как композит, с учётом анизотропии и условий намотки

Совершенно верно, безмоментная теория годится лишь для приближенных проектировочных расчетов. Для композитных оболочек надо учитывать работу лейнера + особенности укладки нитей (лент).

Коллеги, предлагаю отвлечься от увлекательного обсуждения толщин обечаек.

Изначальный посыл не совсем корректен. При более аккуратном подходе  вторая фраза из заголовка темы исчезнет (применительно к ГСО).

Известная мне и летающая ДУ (сухая) весит около 190 кг..

Да вообще тему надо закрыть, как неперспективную.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Да вообще тему надо закрыть, как неперспективную.

Рано ещё.

Хорошо, тогда удельная масса баллона равна 2700 кг/9 м3 = 300 кг/м3. Теплопроводность у газов намного меньше, чем у жидкостей. Поэтому используем 2 баллона, кислород охлаждаем до -115 С, метан - до -80 С.
Объём метанового баллона = 2.4 м3, масса метана = 727 кг.
Объём кислородного баллона = 3.34 м3, масса кислорода = 2473 кг.
Масса топлива = 3200 кг
Суммарный объём = 5.74 м3,
Масса баллона = 5.74 м3*300 кг/м3 = 1722 кг
Масса ДУ = 1722 кг + 120 кг = 1842 кг
Итого масса = 5042 кг
Массовое совершенство = 1842/5042 = 0.365

Сравним 2 типа спутниковых платформ: с массовым совершенством ДУ = 0.365 и УИ = 390 сек и с массовым совершенством ДУ = 0.15 и УИ = 310 сек. Удержание на ГСО происходит за счет ионников.

DeltaV = 1800 м/с.

Спутниковая платформа с моей ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 41%
Масса ДУ:                                                                            21.5%
Масса топлива:                                                                    37.5%
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Спутниковая платформа с вонючкой:


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 46.8%
Масса ДУ:                                                                             8.5 %
Масса топлива:                                                                    44.7%

----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

DeltaV = 1500 м/с.

Спутниковая платформа с моей ДУ: 


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 49%
Масса ДУ:                                                                            18.6%
Масса топлива:                                                                    32.4%
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Спутниковая платформа с вонючкой:


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 53.6%
Масса ДУ:                                                                             7.4 %
Масса топлива:                                                                    39%


Как видим, моя ДУ проигрывает классической ДУ всего лишь на 9-14% по массе ПН. Если понизить коэффициент надежности с 2.5 до 2, либо научиться делать композиты с лучшими удельными характеристиками, то моя ДУ сравняется с классической ДУ, а затем и превзойдёт её по энергомассовым характеристикам. При этом, моя ДУ имеет множество преимуществ:

- нетоксичность 
- простота конструкции 
- надёжность (ГРД может работать даже на одном компоненте, хоть и с меньшим УИ) 
- дешевизна (затраты на производство композитных баков окупаются отказом от НДМГ и АТ, специализированная комната для заправки не нужна) 
- перспективность (можно будет заправлять LM кислородом, добытым на Луне)

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Да вообще тему надо закрыть, как неперспективную.

Ангара тоже неперспективная, а 400+ страниц понаписали уже.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Да вообще тему надо закрыть, как неперспективную.

Ангара тоже неперспективная, а 400+ страниц понаписали уже.

По Ангаре вопрос более менее спорный, в отличие от.

Меня больше смущает снижение хладоресурса, нужного для охлаждения.

Замените метан на водород. :)

Упоминал выше малую оду на вытесниловке с мотанными баками. Данных на нейу меня не сохранилось.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Спутниковая платформа с вонючкой:


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 53.6%
Масса ДУ: 7.4 %
Масса топлива:39%


Как видим, моя ДУ проигрывает классической ДУ всего лишь на 9-14% по массе ПН. Если понизить коэффициент надежности с 2.5 до 2, либо научиться делать композиты с лучшими удельными характеристиками, то моя ДУ сравняется с классической ДУ, а затем и превзойдёт её по энергомассовым характеристикам. При этом, моя ДУ имеет множество преимуществ:

Гибкость удивляет (в начале было 900 кг).

Вряд ли.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Да вообще тему надо закрыть, как неперспективную.

А если еще продеожать, то заменить название....

ЦитироватьDed пишет: 
Вряд ли.

На сайте НАСА удельная масса бака равна 200 кг/м3, т.е. бак в полтора раза легче, чем в нашем случае. 

ЦитироватьA titanium-lined, composite overwrapped pressure vessel (COPV) for helium pressurant storage was designed for a commercial spacecraft. This tank has a nominal propellant volume of 81.4 liters (4,967 cubic inches) and a nominal weight of 11.7 kg (25.8 pounds). The maximum expected operating pressure is 331 bar (4,800 psi). Proof pressure requirement is 414 bar (6,000 psi), and the minimum burst pressure is 497 bar (7,200 psi).

http://www.psi-pci.com/Technical_Paper_Library/AIAA2002-4349%20Astrolink%20Pres.pdf


300/331*11.7 = 10.6 кг.
10.6 кг/81.4 л = 0.13 кг/л, или 130 кг/м3.
130 кг/м3*9 м3 = 1170 кг.

Таким образом, мой расчёт на первой странице является верным. Просто не нужно идти на поводу у ламера Дмитрия :D

(http://polariton.ad-l.ink/6qttt82l2/thumb.png)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/121228.jpg)

Итак, оба компонента будем охлаждать до -80 С (бак рассчитан на работу при температуре до -95 С)

Плотность газообразного кислорода при давлении 300 атм и температуре -80 С равна 606 кг/м3, плотность газообразного метана при тех-же условиях равна 303 кг/м3. Соотношение О/Г = 3.4:1, плотность топливной пары равна 494 кг/м3. 

Суммарный объём баллонов:                           6 м3
Масса баллонов:                                              780 кг
Масса топлива:                                               2964 кг
Массу ДУ и прочего оборудования оценим в 120 кг
Массовое совершенство = 900/3864 = 0.233


DeltaV = 1800 м/с. 

Спутниковая платформа с моей ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 51.1% 
Масса ДУ: 11.4% 
Масса топлива: 37.5% 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 
Спутниковая платформа с вонючкой: 


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 46.8% 
Масса ДУ: 8.5 % 
Масса топлива: 44.7% 

---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 

DeltaV = 1500 м/с. 

Спутниковая платформа с моей ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 57.7% 
Масса ДУ: 9.8% 
Масса топлива: 32.5% 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 
Спутниковая платформа с вонючкой: 


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 53.6% 
Масса ДУ: 7.4 % 
Масса топлива: 39%

Как видим, мой вариант ДУ уделывает амил-гептильные ДУ.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Плотность газообразного кислорода при давлении 300 атм и температуре -80 С равна 606 кг/м3, плотность газообразного метана при тех-же условиях равна 303 кг/м3.

Занудства ради.
Кислород 30 МПа 195 К 732 кг/м^3. Сычев В.В. и др. Термодинамические свойства кислорода. 1981.
Метан 30 МПа 195 К 345 кг/м^3. Загорученко В.А. и др. Теплофизические свойства газообразного и жидкого метана. 1969.

Ну а вообще, еще 100 градусов вниз и больших давлений не потребуется. 
Баки будут легкие как у амил-гептила, а импульс метановый.
Чего на полдороги остановились?

ЦитироватьAndrey пишет: 
Занудства ради.
Кислород 30 МПа 195 К 732 кг/м^3. Сычев В.В. и др. Термодинамические свойства кислорода. 1981.
Метан 30 МПа 195 К 345 кг/м^3. Загорученко В.А. и др. Теплофизические свойства газообразного и жидкого метана. 1969.

Спасибо. Я считал по уравнению Менделеева-Клапейрона. 

Таким образом, средняя плотность топлива = 583 кг/м3
Объём баков = 5.08 м3
Масса баков = 660 кг
РЗТ = 2964 кг
Массу ДУ и прочего оборудования оценим в 120 кг 
Массовое совершенство = 780/3744 = 0.208


DeltaV = 1800 м/с. 

Спутниковая платформа с моей ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 52.65% 
Масса ДУ: 9.85% 
Масса топлива: 37.5% 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 
Спутниковая платформа с вонючкой: 


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 46.8% 
Масса ДУ: 8.5 % 
Масса топлива: 44.7% 

---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 

DeltaV = 1500 м/с. 

Спутниковая платформа с моей ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 59% 
Масса ДУ: 8.5% 
Масса топлива: 32.5% 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 
Спутниковая платформа с вонючкой: 


Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 53.6% 
Масса ДУ: 7.4 % 
Масса топлива: 39% 

Как видим, использование моей ДУ позволяет увеличить ПН на ГСО на 10-12.5%.

ЦитироватьAndrey пишет: 
Ну а вообще, еще 100 градусов вниз и больших давлений не потребуется.
Баки будут легкие как у амил-гептила, а импульс метановый.
Чего на полдороги остановились?

Будет жидкость, потребуется разделительная мембрана, система наддува, серьёзная теплоизоляция, система охлаждения компонентов. Массовое совершенство увеличится, но УИ будет секунд на 40 меньше. Овчинка выделки не стоит.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Спасибо. Я считал по уравнению Менделеева-Клапейрона.

При больших давлениях довольно большая ошибка набегает.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Будет жидкость, потребуется разделительная мембрана, система наддува, серьёзная теплоизоляция, система охлаждения компонентов. Массовое совершенство увеличится, но не сильно. И УИ будет секунд на 40 меньше. Овчинка выделки не стоит.

Жидкость это только плюс, плотность больше баки меньше.
Мембрана и у вас есть.
Система наддува не проблема, все давно отработано.
Теплоизоляция и система охлаждения компонентов у вас тоже есть.
Падение удельного импульса в 40 секунд? 
Да с чего такое падение?
Обоснуйте циферку.
 

ЦитироватьAndrey пишет: 
Жидкость это только плюс, плотность больше баки меньше.
Мембрана и у вас есть.

Эмм, у меня её нету. Зачем она нужна, если в баллоне один только газ? Изготовить мембрану для криогенных компонентов - не простая задача. 

ЦитироватьAndrey пишет: 
Система наддува не проблема, все давно отработано.

Это дополнительная масса и уменьшение надежности.

ЦитироватьAndrey пишет: 
Теплоизоляция и система охлаждения компонентов у вас тоже есть.

Газ имеет меньшую теплопроводность, чем жидкость. И температура у меня на 100 С выше, чем у вас. Поэтому теплоизоляция будет проще/легче.

ЦитироватьAndrey пишет: 
Падение удельного импульса в 40 секунд?
Да с чего такое падение?
Обоснуйте циферку.

Согласно RPA, ЖРД на топливной паре метан/кислород при давлении в КС = 7 атм. и степени расширения сопла = 70 имеет УИ 350 сек (О/Г = 3.4:1). Raptor имеет полную газификацию компонентов и схожее давление в КС, УИ = 382 сек.

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 

ЦитироватьAndrey пишет:
Теплоизоляция и система охлаждения компонентов у вас тоже есть.

Газ имеет меньшую теплопроводность, чем жидкость. И температура у меня на 100 С выше, чем у вас. Поэтому теплоизоляция будет проще/легче.

Теплопроводность газа не причем.
У жидкостей есть встроенный "холодильник" - при поступлении тепла извне, она понемногу выкипает, на этот фазовый переход и затрачивается тепло.
У газов такого холодильника нет, поэтому теплоизоляция потребуется намного сложнее/тяжелее. 
И что будет с давлением охлажденного газа при задержке пуска?

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
И что будет с давлением охлажденного газа при задержке пуска?

Выпускать будем это давление. Метан накопится под головным обтекателем, и ракета взлетит, аки воздушный шарик. Даже без запуска двигателей.

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Теплопроводность газа не причем.
У жидкостей есть встроенный "холодильник" - при поступлении тепла извне, она понемногу выкипает, на этот фазовый переход и затрачивается тепло.
У газов такого холодильника нет, поэтому теплоизоляция потребуется намного сложнее/тяжелее. 

Удельная теплоемкость ЖК выше удельной теплоемкости кислорода в 1.85 раза, а теплопроводность ЖК выше теплопроводности газообразного кислорода в 5 раз. Вот и думайте, что сложнее хранить, затраты на сжижение кислорода не забудьте. И ещё у моей ДУ температура газов -80 С, а не -180 С, как у ЖК.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
И что будет с давлением охлажденного газа при задержке пуска?

Выпускать будем это давление. 

Да не давление а вещество придется выпускать. Кстати, сколько %  придется выпустить при нагреве газа например от -80 до 0 ?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Метан накопится под головным обтекателем, и ракета взлетит, аки воздушный шарик. Даже без запуска двигателей.

Тогда что же заставляет Вас закачивать в баллон 300 атм ?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Теплопроводность газа не причем.
У жидкостей есть встроенный "холодильник" - при поступлении тепла извне, она понемногу выкипает, на этот фазовый переход и затрачивается тепло.
У газов такого холодильника нет, поэтому теплоизоляция потребуется намного сложнее/тяжелее.

Удельная теплоемкость ЖК выше удельной теплоемкости кислорода в 1.85 раза, а теплопроводность ЖК выше теплопроводности газообразного кислорода в 5 раз. Вот и думайте, что сложнее хранить, затраты на сжижение кислорода не забудьте. И ещё у моей ДУ температура газов -80 С, а не -180 С, как у ЖК.

Теплоемкость как и теплопроводность тоже принципиально ничего не решает. Важно наличие у жидкостей "холодильника" которого нет у газов.

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Да не давление а вещество придется выпускать. Кстати, сколько % придется выпустить при нагреве газа например от -80 до 0 ?

Примерно 30%

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Тогда что же заставляет Вас закачивать в баллон 300 атм ?

Желание получить адекватную плотность топливной пары 

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
Эмм, у меня её нету. Зачем она нужна, если в баллоне один только газ? Изготовить мембрану для криогенных компонентов - не простая задача.

В общем мембрана не обязательна.
ДМ обходится без мембраны. 

Цитировать

ЦитироватьAndrey пишет:
Система наддува не проблема, все давно отработано.

Это дополнительная масса и уменьшение надежности.

Все летают с наддувом и не парятся.
Если это приводит к увеличению ПН это не проблема.

Цитировать

ЦитироватьAndrey пишет:
Теплоизоляция и система охлаждения компонентов у вас тоже есть.

Газ имеет меньшую теплопроводность, чем жидкость. И температура у меня на 100 С выше, чем у вас. Поэтому теплоизоляция будет проще/легче.

То что газ имеет меньшую теплопроводность не имеет никакого значения.
Теплоизолируют бак, а что там внутри дело десятое.
100 градусов это мелочи.
Геморрой уже возник. Это главное. 
Удвоим толщину теплоизоляции и все дела.
Если это приводит к увеличению ПН то это не проблема.  

Цитировать

ЦитироватьAndrey пишет:
Падение удельного импульса в 40 секунд?
Да с чего такое падение?
Обоснуйте циферку.

Согласно RPA, ЖРД на топливной паре метан/кислород при давлении в КС = 7 атм. и степени расширения сопла = 70 имеет УИ 350 сек (О/Г = 3.4:1). Raptor имеет полную газификацию компонентов и схожее давление в КС, УИ = 382 сек.

7 атмосфер чересчур мало.
К тому же сравниваете двигатели с разным расширением сопла.
Просто в RPA посчитайте два двигателя с одним и тем-же расширением, но разным давлением и компоненты в одном случае жидкие в другом газ.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
 

Как видим, мой вариант ДУ уделывает амил-гептильные ДУ.

Гладко все на бумаге. Про разницу в расчетах уже Andrey (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/13469/) написал.

Единственное что в идее подкупает-полное отсутствие ТНА и предполагаемая надежность. Но на практике в массу ДУ стоит включить аккумуляторы и приводы клапанов на данные давления.

Так что идейка годная, но не для РБ, а третьих ступеней высокой надежности. А РБ все же выгоднее делать олимпийских параметров на водороде и движках расширительного цикла.

ЦитироватьAndrey пишет: 
В общем мембрана не обязательна.
ДМ обходится без мембраны. 

Маршевый двигатель может обойтись и без мембраны, но тогда нужны двигатели осаждения. Но как обеспечить подачу топлива в ДСО спутника без мембраны?

ЦитироватьAndrey пишет: 
Все летают с наддувом и не парятся.
Если это приводит к увеличению ПН это не проблема.

Это приводит к увеличению массы и уменьшению надежности. 

ЦитироватьAndrey пишет: 
Удвоим толщину теплоизоляции и все дела.
Если это приводит к увеличению ПН то это не проблема. 

Это приведёт к увеличению массы бака. Незначительному, но увеличению.

ЦитироватьAndrey пишет: 
7 атмосфер чересчур мало.

Оптимальное давление для вытесниловской ДУ = 7-10 атмосфер, дальнейшее увеличение давления в КС не приведёт к увеличению характеристической скорости. 

ЦитироватьAndrey пишет: 
К тому же сравниваете двигатели с разным расширением сопла.

Сопла двигателей с бОльшим давлением в КС имеют меньшие геометрические размеры, чем сопла двигателейс меньшим давлением в КС. Поэтому масса моего двигателя с давлением 300 атм и со степенью расширения = 300 будет примерно равна массе вытесниловского двигателя с давлением 7 атм и степенью расширения = 70 (если не меньше).

Цитироватьоктоген пишет: 
Гладко все на бумаге. Про разницу в расчетах уже Andrey (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/13469/) написал.

Я привёл данные конкретного бака, которые затем и использовал в расчетах. 

Цитироватьоктоген пишет: 
Единственное что в идее подкупает-полное отсутствие ТНА и предполагаемая надежность. 

У спутников итак нету ТНА, у РБ от ТНА можно отказаться в пользу вытесниловки. Моя схема актуальна для КК, находящихся в космосе годами.

Цитироватьоктоген пишет: 
Так что идейка годная, но не для РБ, а третьих ступеней высокой надежности. 

Либо для лунного модуля высокой надежности.

Цитироватьоктоген пишет: А РБ все же выгоднее делать олимпийских параметров на водороде и движках расширительного цикла.

Согласен.

Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Замените метан на водород.  :)  

Средняя плотность топлива при давлении 300 атм = 178 кг/м3. Массовое совершенство - в лучшем случае 0.45. УИ = 480 сек.
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
DeltaV = 1500 м/с. 

Спутниковая платформа с водородной ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 50.4% 
Масса ДУ: 22.3% 
Масса топлива: 27.3% 
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 

DeltaV = 1800 м/с. 

Спутниковая платформа с водородной ДУ: 

Масса спутника за вычетом массы ДУ и массы топлива: 42.2% 
Масса ДУ: 26% 
Масса топлива: 31.8% 
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Как видим, водородная ДУ уступает как метановой, так и ДУ на вонючке. 

Но всё может измениться, если охладить водород ниже -80 С... 

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Я привёл данные конкретного бака, которые затем и использовал в расчетах.

Вы привели данные бака, который почти на два порядка ( в 80 раз ) меньше по объему того который требуется вам ( емнип писали 6 кубов) .
Тот факт что Вы не нашли для примера бака требуемого размера, а также  факт  на примере баков блока Ц Энергии ( которые по новой технологии должны весить 2 тонны - явная несуразица) , говорят за то, что примитивное линейное масштабирование видимо неприменимо

Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

Наддув, мне кажется, такой жертвы не стоит. Подозреваю, что уменьшение криогенности тоже :( . Это при том, что совершенствование композитов, на мой взгляд, делает вытеснительную подачу всё более привлекательной (вспоминая фразу Сергея Факаса, насосы - это средство снизить массу баков). Но вроде бы получается всегда лучше иметь топлива жидкими - даже при вытеснительной подаче. И только газы наддува, после исчерпания основных запасов топлива, использовать как топливо в двигателе - как это было в, кажется, второй ступени Сатурна-5.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьDed пишет:
Вряд ли.

На сайте НАСА удельная масса бака равна 200 кг/м3, т.е. бак в полтора раза легче, чем в нашем случае.

Вас не смущает, что летающие ДУ легче приведенного Вами бака?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Итак, оба компонента будем охлаждать до -80 С (бак рассчитан на работу при температуре до -95 С)

Чем,если не секрет?

Лучше всего ЭРДУ.

Цитироватьavmich пишет:
Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

На КА насосов нет и так. То есть, плюсов нет.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Лучше всего ЭРДУ.

Проблемы с длительностью довыведения (для ГСО).

ЦитироватьDed пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Лучше всего ЭРДУ.

Проблемы с длительностью довыведения (для ГСО).

Поскольку у КА с ЭРДУ масса заведомо меньше, чем у КА с химическими РД, то их можно прямиком на ГСО доставлять.

ЦитироватьDed пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Лучше всего ЭРДУ.

Проблемы с длительностью довыведения (для ГСО).

Зато в потенциале отказ от РБ, даже для наших широт

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Вы привели данные бака, который почти на два порядка ( в 80 раз ) меньше по объему того который требуется вам ( емнип писали 6 кубов) 

В 74.

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Тот факт что Вы не нашли для примера бака требуемого размера

Одного бака на 6 м3 хватило бы для наддува всей первой ступени Сатурна-5. Потребности в баках такого размера под такое давление вроде-бы нет, вот и не делают.

ЦитироватьПлейшнер пишет: а также факт на примере баков блока Ц Энергии ( которые по новой технологии должны весить 2 тонны

С чего вы взяли?

Цитироватьavmich пишет: 
Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

А также огромную надежность и +40 сек УИ.

Цитироватьavmich пишет: Но вроде бы получается всегда лучше иметь топлива жидкими - даже при вытеснительной подаче.

Не всегда, расчёт я уже привёл.

ЦитироватьDed пишет: 
Вас не смущает, что летающие ДУ легче приведенного Вами бака?

Вас не смущает, что приведённая ДУ лучше летающих ДУ по энергомассовым характеристикам?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Поскольку у КА с ЭРДУ масса заведомо меньше, чем у КА с химическими РД, то их можно прямиком на ГСО доставлять.

Предложите Фалькону-9 или Ариану-5 доставлять ПН прямиком на ГСО.

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьDed пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Лучше всего ЭРДУ.

Проблемы с длительностью довыведения (для ГСО).

Зато в потенциале отказ от РБ, даже для наших широт

А что, третья ступень Протона научилась запускаться несколько раз?

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 

ЦитироватьПлейшнер пишет: а также факт на примере баков блока Ц Энергии ( которые по новой технологии должны весить 2 тонн

С чего вы взяли?

Да это практически Вы сами. Просто взял с первой страницы формулу

Цитировать 
Современные композитные баки имеют удельную массу 300 kPa*m^3/kg. Бак под давление 300 атм. объёмом 1м3 будет весить 100 кг,

и так же как и Вы смело масштабировал. Бак  2000 м3 на 3 атм весит 2 т

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Тот факт что Вы не нашли для примера бака требуемого размера

Одного бака на 6 м3 хватило бы для наддува всей первой ступени Сатурна-5.

Во-от. А Вы хотите в маленький спутник такое запихать ;)  :)

Цитировать Потребности в баках такого размера под такое давление вроде-бы нет, вот и не делают.

Как думаете, почему нет даже потребности? 

ЦитироватьКомодский Варан пишет: .
А также огромную надежность и +40 сек УИ.

За счет чего огромная надежность?
Хотите отказаться от пневмоавтоматики и дуть через жиклер? 

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Поскольку у КА с ЭРДУ масса заведомо меньше, чем у КА с химическими РД, то их можно прямиком на ГСО доставлять.

Предложите Фалькону-9 или Ариану-5 доставлять ПН прямиком на ГСО.

А зачем России Фалкон-9 и Ариан-5? Давайте ориентироваться на отечественные носители.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Зато в потенциале отказ от РБ, даже для наших широт

А что, третья ступень Протона научилась запускаться несколько раз?

"Потенциал" не обязательно означает "Протон"

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьDed пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Лучше всего ЭРДУ.

Проблемы с длительностью довыведения (для ГСО).

Зато в потенциале отказ от РБ, даже для наших широт

А что, третья ступень Протона научилась запускаться несколько раз?

При наличии ЭРДУ на КА это не требуется

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

А также огромную надежность и +40 сек УИ.

Откуда +40 сек УИ при тех же компонентах и давлениях?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
А что, третья ступень Протона научилась запускаться несколько раз?

При наличии ЭРДУ на КА это не требуется

Чтобы апогеем ГПО коснуться ГСО,  требуется. 
Или Вы предполагаете более "изощренные" траектории?

ДУПА на сжатых газах....  

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
и так же как и Вы смело масштабировал. Бак 2000 м3 на 3 атм весит 2 т

А коэффициент надежности для кого? Возможность применения композитов с ЖВ под вопросом.

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А что, третья ступень Протона научилась запускаться несколько раз?

При наличии ЭРДУ на КА это не требуется

Чтобы апогеем ГПО коснуться ГСО, требуется.
Или Вы предполагаете более "изощренные" траектории?

Выводим на 200х35800х49(51,6) град - дальше сам. РБ не нужен.

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет: .
А также огромную надежность и +40 сек УИ.

За счет чего огромная надежность?
Хотите отказаться от пневмоавтоматики и дуть через жиклер?

Да

Цитироватьavmich пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

А также огромную надежность и +40 сек УИ.

Откуда +40 сек УИ при тех же компонентах и давлениях?

Вытесниловка на жидких компонентах дает УИ 350 сек при вменяемых размерах сопла. А у нас газ-газ+300 атм+большая степень расширения

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет: .
А также огромную надежность и +40 сек УИ.

За счет чего огромная надежность?
Хотите отказаться от пневмоавтоматики и дуть через жиклер?

Да

Цитироватьavmich пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

А также огромную надежность и +40 сек УИ.

Откуда +40 сек УИ при тех же компонентах и давлениях?

Вытесниловка на жидких компонентах дает УИ 350 сек при вменяемых размерах сопла. А у нас газ-газ+300 атм+большая степень расширения

Ну, в КС-то всяко меньше 300 атм будет.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет: .
А также огромную надежность и +40 сек УИ.

За счет чего огромная надежность?
Хотите отказаться от пневмоавтоматики и дуть через жиклер?

Да

Цитироватьavmich пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьavmich пишет:
Два крупных плюса, теряемых при переходе от жидкости к газу в баках - это хладоресурс и плотность. В обмен мы получаем отсутствие насосов и уменьшение криогенности (из крупных плюсов).

А также огромную надежность и +40 сек УИ.

Откуда +40 сек УИ при тех же компонентах и давлениях?

Вытесниловка на жидких компонентах дает УИ 350 сек при вменяемых размерах сопла. А у нас газ-газ+300 атм+большая степень расширения

Ну, в КС-то всяко меньше 300 атм будет.

295. Большая разница?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А что, третья ступень Протона научилась запускаться несколько раз?

При наличии ЭРДУ на КА это не требуется

Чтобы апогеем ГПО коснуться ГСО, требуется.
Или Вы предполагаете более "изощренные" траектории?

Выводим на 200х35800х49(51,6) град - дальше сам. РБ не нужен.

dV_Hoff = 3.87 [km/s] 
dV_incl = 2.76 [km/s] 
dV_total = 6.64 [km/s]


На закругление орбиты с учетом потерь уйдёт примерно 1700 м/с. Масса спутника = 6 тонн, мощность СБ = 20 кВт. 
СПД-140:

ЦитироватьРабочее тело: Ксенон 
Мощность: 4500 Вт. 
Разрядное напряжение: 300 В. 
Тяга: 290 мН. 
УИ: 1770 сек. 
Ресурс: 7850 ч. 
КПД: 55%. 
Масса: 8.4 кг. 
Габаритные размеры, мм: 317×270×109. 

F = 290 мН*4 = 1.16Н. 
Время полета около апогея за один оборот - около 4 часов. dV за один оборот = 1.16/6000*3600*4 = 2.8 м/с.
1700/2.8 = 607 оборотов, или 9000 часов (с учетом увеличения периода)
9000 часов - около года.

Изменение наклонения: 
Время пролета над экватором оценим в 2 часа, потребную ХС с учетом потерь - 3000 м/с.
3000/(1.16/6000*3600*2) = 2156 пролетов, или 1078 дней.

Итого: 4 года.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Чтобы апогеем ГПО коснуться ГСО, требуется.
Или Вы предполагаете более "изощренные" траектории?

Выводим на 200х35800х49(51,6) град - дальше сам. РБ не нужен.

Все верно. Но только апогей ГПО находится над экватором, а не над 51-й широтой. Соответственно и перигейный импульс должен быть над экватором

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет: .
А также огромную надежность и +40 сек УИ.

За счет чего огромная надежность?
Хотите отказаться от пневмоавтоматики и дуть через жиклер?

Да

Интересно, какое давление и расход  будут в камере в начале (давление в баллоне 300) и в конце (давление в баллоне близко к 0 )

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Ну, в КС-то всяко меньше 300 атм будет.

295. Большая разница?

Как долго в камере будет такое давление? Одну секунду а потом начнет непрерывно уменьшаться, и так до 0 ?

Ну чого тут. Летим или нелетим?

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
 Выводим на 200х35800х49(51,6) град - дальше сам. РБ не нужен.

Все верно. Но только апогей ГПО находится над экватором, а не над 51-й широтой. Соответственно и перигейный импульс должен быть над экватором

:!:   
Многие сокрушались ( Старый точно. Старый, выходи!   :)   ) по поводу невозможности/затратности  изменения наклонения вне узлов
ГПО тем и замечательна, что у нее совпадают в одной точке апогей и узел орбиты. 
Именно это позволяет одним апогейным импульсом одновременно поднимать перигей и менять наклонение

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Как долго в камере будет такое давление? Одну секунду а потом начнет непрерывно уменьшаться, и так до 0 ?

Будет понижаться - будет подогревать (как минимум - не охлаждать) газ.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Как долго в камере будет такое давление? Одну секунду а потом начнет непрерывно уменьшаться, и так до 0 ?

Будет понижаться - будет подогревать (как минимум - не охлаждать) газ.

Интересно бы взглянуть на камеру с диапазоном рабочих давлений от 5 до 300. И какой, говорите, у нее УИ?  ;)
Цена во всяком случае точно как у трехсотатмосферной

Для корректного сравнения требуется сравнить конкретный отечественный РБ на гептиле и амиле с РБ на базе предлагаемой ДУ.
Вопросы.
1. Надежность - предлагается две потенциально не хилые бомбочки с последующим пожаром. Известные серийные  металло-композитные баллоны под кислород имеют объем не превышающий 100 л (импортные) при рабочем давлении 306 атм., российские - не превышающий 40 л при том же примерно давлении.
Сравнительные характеристики серийных баллонов можно посмотреть : 
http://safit.info/
там же характер разрушений баллонов при статической нагрузке и т.д. Ограничение объема связано с характером разрушения - безосколочное и т.д.
При необходимости больших объемов для заправщиков баллоны объединяют в батареи.
2. Имеются проектные проработки баллонов для заправщиков - вес примерно 2,5 т при объеме 2,5 м.куб., причем следует отметить, что диаметр баллонов не превышает 500 мм, а увеличенный объем набирают длиной баллона.Причина при толстых стенках(больших диаметрах) прочность КМ снижается.
3. Движков под предлагаемую схему попросту нет, то есть предлагается разработать новый движок под схему газ-газ с переменным давлением и температурой кислорода и метана с переменным УИ, с незаявленной системой охлаждения КС, механизмами подавления высокочастотных колебаний. 
Желающие могут приступить к проектированию авангардного РБ.

Можно применить обычную плоскую спиральную детонацию, тогда давление в КС будет постоянным и подавлять высокочастотные колебания не надо будет.

ЦитироватьСергей пишет: 
1. Надежность - предлагается две потенциально не хилые бомбочки с последующим пожаром.

Любая ракетная ступень - потенциальная бомбочка.

ЦитироватьСергей пишет: 
3. Движков под предлагаемую схему попросту нет, то есть предлагается разработать новый движок под схему газ-газ с переменным давлением и температурой кислорода и метана

Разброс температур - не более 120 С

ЦитироватьСергей пишет: 
незаявленной системой охлаждения КС

Абляционное + радиационное.

ЦитироватьСергей пишет:
механизмами подавления высокочастотных колебаний.

Тяга маловата для образования ВЧ. Да и тем более газ-газ.

ЦитироватьСергей пишет:
Желающие могут приступить к проектированию авангардного РБ.

Ок. Сравним 2 РБ: Фрегат-МТ и мой РБ.

Параметры	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

Запуск на ГПО-1500 из Куру. Потребная ХС = 3050 м/с. ПН Фрегата = 3250 кг. Масса в момент отделения от 3 ступени = 10890 кг.

Мой РБ:
Массовое совершенство = 0.208, УИ = 390 сек.
Масса ПН = 3335 кг
Конечная масса РБ = 1571 кг
РЗТ = 5984 кг
Масса в момент отделения от 3 ступени: 10890 кг.


Как видим, мой РБ даёт прирост ПН в 85 кг, не нуждается в специализированном помещении для заправки вонючкой, и стоит намного меньше 500 лямов.

ЦитироватьСергей пишет:
предлагается разработать новый движок под схему газ-газ с механизмами подавления высокочастотных колебаний.
Желающие могут приступить к проектированию...

Да! Подавление ВЧК плохая идея.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьСергей пишет:
1. Надежность - предлагается две потенциально не хилые бомбочки с последующим пожаром.

Любая ракетная ступень - потенциальная бомбочка.

Только последствия разные - на вонючке - снимут,устранят, запустят. Если рванет баллон с кислородом, дальше будет как у Маска. И ни один иностранный заказчик не будет чего нибудь выводить с таким разгонным блоком.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьСергей пишет:
3. Движков под предлагаемую схему попросту нет, то есть предлагается разработать новый движок под схему газ-газ с переменным давлением и температурой кислорода и метана

Разброс температур - не более 120 С

Это радует, и что разрабатывать движок не надо? Дальше прикиньте - стоимость разработки нового движка по схеме газ-газ, супербаллонов под него ( и никто больше покупать их не будет),доработка стартового оборудования - автоматизированный безлюдный старт после заправки баллонов, потребное количество новых РБ,деньги определенно не отобьются.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьСергей пишет:
незаявленной системой охлаждения КС

Абляционное + радиационное.

Здесь надо поподробней,температура в КС, время работы при каждом включении, длительность пауз между включениями, иначе результаты и оценить то сложно.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьСергей пишет:
механизмами подавления высокочастотных колебаний.

Тяга маловата для образования ВЧ. Да и тем более газ-газ.

Те, кто занимался ЖРД по схеме газ-газ, наоборот считали, с ростом тяги проще подавить высокочастотные колебания, причем ВЧК часто  возникают на переходных режимах, а в проекте падающее давление, да еще до 7 включений.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Мой РБ:
Массовое совершенство = 0.208, УИ = 390 сек.
Масса ПН = 3335 кг
Конечная масса РБ = 1571 кг
РЗТ = 5984 кг
Масса в момент отделения от 3 ступени: 10890 кг.


Как видим, мой РБ даёт прирост ПН в 85 кг, не нуждается в специализированном помещении для заправки вонючкой, и стоит намного меньше 500 лямов.

Каждую цифру надо обосновать, и поскольку основной объект все таки двигательная установка - привести конкретные размеры баков ,КС, характеристики материалов,в том числе лейнера,закладных элементов, теплоизоляции баков, максимальное давление и температуру газов - все в одной таблице, что бы можно было проверить и уточнить, в том числе уложились ли в прежние габариты РБ - это обязательное требование. Прирост ПН 85 кг - невелик и при уточнении может стать и отрицательным.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Как видим, мой РБ даёт прирост ПН в 85 кг, не нуждается в специализированном помещении для заправки вонючкой, и стоит намного меньше 500 лямов

Как справедливо уже заметили выше, обосновать цифры у Вас не получилось. 
А те что собрали в сравнительную табличку, так могли бы и более впечатляющие вставить, тут уже все равно, потому что  нереализуемо.

ЦитироватьСергей пишет: 
Если рванет баллон с кислородом, дальше будет как у Маска. 

С хрена ли ему просто так взять и рвануть?

ЦитироватьСергей пишет: 
стоимость разработки нового движка по схеме газ-газ

Не забываем, что движок на вытесниловке.

ЦитироватьСергей пишет: и никто больше покупать их не будет

Будет.

ЦитироватьСергей пишет: доработка стартового оборудования - автоматизированный безлюдный старт после заправки баллонов

У цивилизованных людей старт итак безлюдный.

ЦитироватьСергей пишет: деньги определенно не отобьются.

Отобьются, особенно с учетом стоимости Фрегата.

ЦитироватьСергей пишет: 
Здесь надо поподробней,температура в КС, время работы при каждом включении, длительность пауз между включениями, иначе результаты и оценить то сложно.

Температуру можете посчитать в RPA. ЕМНИМ, при запуске из Куру используется одно включение. Тяга как у Фрегата, 2 тс (можно оптимизировать).

ЦитироватьСергей пишет: 
Те, кто занимался ЖРД по схеме газ-газ, наоборот считали, с ростом тяги проще подавить высокочастотные колебания, причем ВЧК часто возникают на переходных режимах, а в проекте падающее давление, да еще до 7 включений.

Цитировать

Двигатели замкнутой схемы работают по схеме газ-жидкость в отличие от жидкость-жидкость открытой схемы. Подача основного по объёму компонента в газообразном виде резко уменьшает ВЧ-колебания, которые преследовали двигатели открытой схемы. Подача обоих компонентов в газообразном виде (как в РД-270) вообще исключает ВЧ-колебания. 

Надеюсь, со Старым спорить не будете?

Цитироватьkorund пишет:
Можно применить обычную плоскую спиральную детонацию

Действительно, ну как мы могли забыть про нее  :D

ЦитироватьСергей пишет: 
Каждую цифру надо обосновать, и поскольку основной объект все таки двигательная установка - привести конкретные размеры баков ,КС, характеристики материалов,в том числе лейнера,закладных элементов, теплоизоляции баков, максимальное давление и температуру газов - все в одной таблице, что бы можно было проверить и уточнить, в том числе уложились ли в прежние габариты РБ - это обязательное требование. Прирост ПН 85 кг - невелик и при уточнении может стать и отрицательным.

ЦитироватьПлейшнер пишет: Как справедливо уже заметили выше, обосновать цифры у Вас не получилось. 
А те что собрали в сравнительную табличку, так могли бы и более впечатляющие вставить, тут уже все равно, потому что нереализуемо.

Ну так и обосновывайте мне. 
"Я считаю, что создание РБ на газообразных компонентах топлива невозможно, потому что":
1.
2.
3.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ну так и обосновывайте мне.
"Я считаю, что создание РБ на газообразных компонентах топлива невозможно, потому что":

шюттник :D

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
295. Большая разница?

А Вы считали гидравлические потери в тракте подачи и перепад на форсунках?

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Чтобы апогеем ГПО коснуться ГСО, требуется.
Или Вы предполагаете более "изощренные" траектории?

Выводим на 200х35800х49(51,6) град - дальше сам. РБ не нужен.

Все верно. Но только апогей ГПО находится над экватором, а не над 51-й широтой. Соответственно и перигейный импульс должен быть над экватором

Вы о чём?

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
295. Большая разница?

А Вы считали гидравлические потери в тракте подачи и перепад на форсунках?

Да

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
dV_Hoff = 3.87 [km/s]
dV_incl = 2.76 [km/s]
dV_total = 6.64 [km/s]

С этого места поподробнее: что это?

ЦитироватьКомодский Варан пишет: На закругление орбиты с учетом потерь уйдёт примерно 1700 м/с. Масса спутника = 6 тонн, мощность СБ = 20 кВт.
СПД-140:

ЦитироватьРабочее тело: Ксенон
Мощность: 4500 Вт.
Разрядное напряжение: 300 В.
Тяга: 290 мН.
УИ: 1770 сек.
Ресурс: 7850 ч.
КПД: 55%.
Масса: 8.4 кг.
Габаритные размеры, мм: 317×270×109.

F = 290 мН*4 = 1.16Н.
Время полета около апогея за один оборот - около 4 часов. dV за один оборот = 1.16/6000*3600*4 = 2.8 м/с.
1700/2.8 = 607 оборотов, или 9000 часов (с учетом увеличения периода)
9000 часов - около года.

Изменение наклонения:
Время пролета над экватором оценим в 2 часа, потребную ХС с учетом потерь - 3000 м/с.
3000/(1.16/6000*3600*2) = 2156 пролетов, или 1078 дней.

Итого: 4 года.

А теперь подумайте, зачем это делать вообще, если спутник выведен напрямую на ГСО?

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 

ЦитироватьДвигатели замкнутой схемы работают по схеме газ-жидкость в отличие от жидкость-жидкость открытой схемы. Подача основного по объёму компонента в газообразном виде резко уменьшает ВЧ-колебания, которые преследовали двигатели открытой схемы. Подача обоих компонентов в газообразном виде (как в РД-270) вообще исключает ВЧ-колебания .

Надеюсь, со Старым спорить не будете?

Я буду
Пусть это раскажет шахтерам оказавшимся под завалом сразу после их вызваления.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Выводим на 200х35800х49(51,6) град - дальше сам. РБ не нужен.

Все верно. Но только апогей ГПО находится над экватором, а не над 51-й широтой. Соответственно и перигейный импульс должен быть над экватором

Вы о чём?

Чтобы вывести КА на ГПО без использования РБ, нужно два включения верхней ступени РН: первым включением выходим на околокруговую орбиту, долетаем до экватора, и только там второе включение формирующее апогей ГПО над экватором

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
dV_Hoff = 3.87 [km/s]
dV_incl = 2.76 [km/s]
dV_total = 6.64 [km/s]

С этого места поподробнее: что это? 

1. ХС с НОО 200х200 км 51 градус на орбиту 35800*35800 км 51 градус
2. Изменение наклонения на орбите 35800*35800 км с 51 градуса до 0 градусов
3. Итого.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
А теперь подумайте, зачем это делать вообще, если спутник выведен напрямую на ГСО?

Ну так определитесь: либо у нас отправка третьей ступенью на 200х35800х49(51,6) град, либо отправка сразу на ГСО с помощью РБ.

Оптимальное соотношение компонентов для моего типа ДУ = 3.7:1. Плотность топлива будет ещё выше, масса баков ещё меньше. И УИ я немного занизил:

(http://polariton.ad-l.ink/6SVWp74KM/image.png)

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
dV_Hoff = 3.87 [km/s]
dV_incl = 2.76 [km/s]
dV_total = 6.64 [km/s]

С этого места поподробнее: что это?

1. ХС с НОО 200х200 км 51 градус на орбиту 35800*35800 км 51 градус
2. Изменение наклонения на орбите 35800*35800 км с 51 градуса до 0 градусов
3. Итого.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А теперь подумайте, зачем это делать вообще, если спутник выведен напрямую на ГСО?

Ну так определитесь: либо у нас отправка третьей ступенью на 200х35800х49(51,6) град, либо отправка сразу на ГСО с помощью РБ.

А зачем так через задницу?  Зачем с орбиты 200х200х51, если можно с 200х35800х51, затратив всего около 2500 м/с ХС? Да, Вы, батенька, извращенец!  :D  
А чего определяться: это дело заказчика: можно сразу на ГПО - спутникто с ЭРДУ раза в два меньше весить будет - ему рабочее тело только для дрейфа да стабиллизации точки стояния потребно, а это - мизер. Протон-М с Близ-М выводит на ГСО 3,7 т - более чем достаточно. А можно - и на 200х35800х(46-51.6) - благо Протон-М  о трёх ступенях способен вытащить на такую орбиту 7500-7800 кг.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
dV_Hoff = 3.87 [km/s]
dV_incl = 2.76 [km/s]
dV_total = 6.64 [km/s]

С этого места поподробнее: что это?

1. ХС с НОО 200х200 км 51 градус на орбиту 35800*35800 км 51 градус
2. Изменение наклонения на орбите 35800*35800 км с 51 градуса до 0 градусов
3. Итого.

1. С НОО 200х200х51 на ГПО 200х35800х51  около 2,45 км/с
2. С ГПО до ГСО еще почти столько же.
3. Итого 4,9

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
А зачем так через задницу? Зачем с орбиты 200х200х51, если можно с 200х35800х51, затратив всего около 2500 м/с ХС? Да, Вы, батенька, извращенец! [IMG] 

Те самые 3870 м/с = 2400 м/с (на поднятие апогея до 35800 км) + 1470 м/с (на поднятие перигея до 35800 км). Так понятнее? 

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А зачем так через задницу? Зачем с орбиты 200х200х51, если можно с 200х35800х51, затратив всего около 2500 м/с ХС? Да, Вы, батенька, извращенец! [IMG]

Те самые 3870 м/с = 2400 м/с (на поднятие апогея до 35800 км) + 1470 м/с (на поднятие перигея до 35800 км). Так понятнее?

И зачем? Кстати, суммарная ХС перелета (по гомановской схеме) с НОО на ГСО - примерно 4900 м/с. 

ЦитироватьДмитрий В. пишет: А можно - и на 200х35800х(46-51.6) - благо Протон-М о трёх ступенях способен вытащить на такую орбиту 7500-7800 кг.

Для закругления орбиты и одновременного обнуления наклонения апоцентр ГПО должен быть над экватором. Для этого последнее включение РБ (в перигее) должно быть тоже над экватором. А для этого РБ должен пролететь несколько тысяч км (при старте с Байконура) и иметь возможность повторного запуска.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А зачем так через задницу? Зачем с орбиты 200х200х51, если можно с 200х35800х51, затратив всего около 2500 м/с ХС? Да, Вы, батенька, извращенец! [IMG]

Те самые 3870 м/с = 2400 м/с (на поднятие апогея до 35800 км) + 1470 м/с (на поднятие перигея до 35800 км). Так понятнее?

И зачем? Кстати, суммарная ХС перелета (по гомановской схеме) с НОО на ГСО - примерно 4900 м/с.

Верно. Но по вашей вводной получается тупая схема с потребной ХС около (2400+1470+2760) = 6630 м/с. А у нормальных людей 4900 м/с.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: А можно - и на 200х35800х(46-51.6) - благо Протон-М о трёх ступенях способен вытащить на такую орбиту 7500-7800 кг.

Для закругления орбиты и одновременного обнуления наклонения апоцентр ГПО должен быть над экватором. Для этого последнее включение РБ (в перигее) должно быть тоже над экватором. А для этого РБ должен пролететь несколько тысяч км (при старте с Байконура) и иметь возможность повторного запуска.

А в этом случае РБ нетути :D   Протон-М выводит на ГПО 200х35800кмх51,6 град тремя ступенями (БЕЗ РБ) примерно 7600 кг

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
А в этом случае РБ нетути  :D  Протон-М выводит на ГПО 200х35800кмх51,6 град тремя ступенями (БЕЗ РБ) примерно 7600 кг

Да, но только третья ступень выдает импульс в тот момент, когда она не находится над экватором. И поэтому потребная ХС на ГСО после отделения от 3 ступени будет 4230 м/с, а не 2400 м/с, как у нормальных людей.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А в этом случае РБ нетути  :D  Протон-М выводит на ГПО 200х35800кмх51,6 град тремя ступенями (БЕЗ РБ) примерно 7600 кг

Без повторного включения, Протон выводит не на ГПО, а на орбиту наподобие типа Молния но только с апогеем над южной частью Тихого океана ( а для ГПО апогей нужен над экватором)

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А в этом случае РБ нетути  :D  Протон-М выводит на ГПО 200х35800кмх51,6 град тремя ступенями (БЕЗ РБ) примерно 7600 кг

Да, но только третья ступень выдает импульс в тот момент, когда она не находится над экватором. И поэтому потребная ХС на ГСО после отделения от 3 ступени будет 4230 м/с, а не 2400 м/с, как у нормальных людей.

Поэтому такой путь всерьез и не рассматривается

Вывод: Надо было не Ангару делать а космодром в районе экватора

Цитироватьkorund пишет:
Вывод: Надо было не Ангару делать а космодром в районе экватора

+ водородный КВРБ.

Цитироватьkorund пишет:
Вывод: Надо было не Ангару делать а космодром в районе экватора

Переход на довыведение с ГПО на ГСО с помощью ЭРД, в значительной степени нивелирует "широтную разницу" космодромов.
Например, с Канаверала надо добрать 1800 м/с а с Восточного 2400м/с. Разница в расходе рабочего тела для ЭРД будет непринципиальна,
все дело только во времени перехода, если с Канаверала 6 мес, то с Восточного 8мес, такой порядок цифр

Плейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/) User Сообщений: 6955 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/post/all/) Регистрация: 08.09.2010

#188 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic15837/message1620389/#message1620389) 0   26.02.2017 16:22:27 [TH]Цитата[/TH] Дмитрий В. (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/14022/) пишет: А в этом случае РБ нетути (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif) Протон-М выводит на ГПО 200х35800кмх51,6 град тремя ступенями (БЕЗ РБ) примерно 7600 кг Без повторного включения, Протон выводит не на ГПО, а на орбиту наподобие типа Молния но только с апогеем над южной частью Тихого океана ( а для ГПО апогей нужен над экватором)

Хм. А поболтаться подольше до смещения плоскости в нужную позицию? 

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А в этом случае РБ нетути  :D  Протон-М выводит на ГПО 200х35800кмх51,6 град тремя ступенями (БЕЗ РБ) примерно 7600 кг

Без повторного включения, Протон выводит не на ГПО, а на орбиту наподобие типа Молния но только с апогеем над южной частью Тихого океана ( а для ГПО апогей нужен над экватором)

Разница, конечно, есть: в апогее спутник поднимает перигей до высоты апогея (выход на круговую орбиту 35800х35800х51 град град, затраты ХС примерно 1480 м/с), а потом, вторым импульсом в восходящем узле меняет наклонение (переход с 35800х35800х51 на 35800х35800х0, затраты ХС примерно 2600+ м/с) . Суммарные затраты ХС примерно 4130 м/с.  Это гомановская схема. Для перелета с малой тягой ХС можно удвоить: пусть будет 8300 м/. При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. Конечная масса КА на ГСО =7600-2043=5557 кг. Вполне прилично. Но дело даже не в этом: нафига городить ГРД с чудовищно нагруженными баками, если на ГСО можно отправить прямиком КА с ЭРДУ и запасом топлива только на стабилизацию орбиты?

Как по мне то стоило бы полуостров Рас-хафун очистить от аборигенов и строить там космодром. Оттуда даже двуступ на вонючке на ГПО нормально выведет.

Вряд ли сомалийцы смогли бы его отвоевать назад. А повод-это куча способов. Начиная от провозглашения какого-нибудь царка и покупки у него...  Америкосы вон Гуантанамо возвращать кубинцам не собираются.

Внешний периметр охраны поручить любителям снайпинга. Да еще и деньги с них за это брать.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
на ГСО можно отправить прямиком КА с ЭРДУ и запасом топлива только на стабилизацию орбиты

Здесь как бы и обсуждать нечего, поддержание орбиты с помощью ЭРД кажется уже делом решенным.

Интереснее как раз переход с ГПО на ГСО с помощью ЭРД. Особенно для РФ, с ее высокоширотными космодромами. Повторюсь, электротяга в этом случае практически полностью нивелирует широтность космодрома.

ЦитироватьПлейшнер пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Вывод: Надо было не Ангару делать а космодром в районе экватора

Переход на довыведение с ГПО на ГСО с помощью ЭРД, в значительной степени нивелирует "широтную разницу" космодромов.
Например, с Канаверала надо добрать 1800 м/с а с Восточного 2400м/с. Разница в расходе рабочего тела для ЭРД будет непринципиальна,
все дело только во времени перехода, если с Канаверала 6 мес, то с Восточного 8мес, такой порядок цифр

Если использовать ЭРД то можно вообще с 200х200х0 плестись до ГСО. Если конечно у заказчика терпения хватит.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Для перелета с малой тягой ХС можно удвоить: пусть будет 8300 м/. При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. 

Дело больше в энергетике и как следствии, во времени перехода.
Вон Боинги больше полугода добирались с Кнаверала до ГСО. А чтобы 8300 добрать - так несколько лет потребуется

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
на ГСО можно отправить прямиком КА с ЭРДУ и запасом топлива только на стабилизацию орбиты

Здесь как бы и обсуждать нечего, поддержание орбиты с помощью ЭРД кажется уже делом решенным.

Интереснее как раз переход с ГПО на ГСО с помощью ЭРД. Особенно для РФ, с ее высокоширотными космодромами. Повторюсь, электротяга в этом случае практически полностью нивелирует широтность космодрома.

Электросаты, запущенные Фалконом-9, добираются до ГСО примерно 8 месяцев (http://obob.tv/tekhnologii/nachalo-novoy-yery-vstrechaem-yelektriche/). Если заказчик терпит, почему нет?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. Конечная масса КА на ГСО =7600-2043=5557 кг. Вполне прилично. 

Тяга = 0.8 Н.
dV за один пролет = 1.16/6000*3600*4 = 1.92 м/с.
2600/1.92 = 1354 пролетов, или 20312 часов (846 дней). За это время спутник 25 раз сдохнет проходя через радиационные пояса.

Время изменения наклонения: 
3000/(0.8/6000*3600*2) = 3125 пролетов, или 1562 дня.

Итого: 6.5 лет. 

А может просто поставим КВРБ?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Но дело даже не в этом: нафига городить ГРД с чудовищно нагруженными баками, если на ГСО можно отправить прямиком КА с ЭРДУ и запасом топлива только на стабилизацию орбиты?

Чтобы долетать до ГСО за 11 часов, а не за 6.5 лет, пока спутник не выйдет из строя из-за радиации.

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 


Чтобы долетать до ГСО за 11 часов, а не за 6.5 лет, пока спутник не выйдет из строя из-за радиации.

Да что ж Вы не врубитесь никак? :o  :D  Еще раз: Протон-М выводит спутник массой 3,7 т прямо на ГСО. Ферштейн? Не через ГПО, а прямиком на ГСО, на что уходит не 6,5 лет, а грубо говоря меньше суток. Фсё! Дальше - только стабилизация в точке стояния с помощью ЭРДУ. Никаких чудовищных баков с 300 атмосферами, никаких химических двигателей. Так понятно?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Электросаты, запущенные Фалконом-9, добираются до ГСО примерно 8 месяцев ( http://obob.tv/tekhnologii/nachalo-novoy-yery-vstrechaem-yelektriche/ ) Если заказчик терпит, почему нет?

У них была нормальная ГПО, а не Молния. Вернее, это не совсем ГПО:

ЦитироватьЗапуск спутника Eutelsat 115 West B состоялся в 03:50 UTC (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D1%81%D0%B5%D0%BC%D0%B8%D1%80%D0%BD%D0%BE%D0%B5_%D0%BA%D0%BE%D0%BE%D1%80%D0%B4%D0%B8%D0%BD%D0%B8%D1%80%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D0%BD%D0%BD%D0%BE%D0%B5_%D0%B2%D1%80%D0%B5%D0%BC%D1%8F) 2 марта 2015 года (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BF%D0%B8%D1%81%D0%BE%D0%BA_%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85_%D0%B7%D0%B0%D0%BF%D1%83%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B2_%D0%B2_2015_%D0%B3%D0%BE%D0%B4%D1%83) ракетой-носителем Falcon 9 v1.1 (https://ru.wikipedia.org/wiki/Falcon_9_v1.1) со стартового комплекса SLC-40 (https://ru.wikipedia.org/wiki/SLC-40) на мысе Канаверал (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B0%D0%BD%D0%B0%D0%B2%D0%B5%D1%80%D0%B0%D0%BB) в паре с подобным спутником ABS-3A (https://ru.wikipedia.org/wiki/ABS-3A). Спустя 35 минут после запуска спутник был выведен на суперсинхронную геопереходную орбиту с показателями 410 × 63 950 км, наклонение 24,8°[7] (https://ru.wikipedia.org/wiki/Eutelsat_115_West_B#cite_note-updates-7)[8] (https://ru.wikipedia.org/wiki/Eutelsat_115_West_B#cite_note-8).

Цитироватьkorund пишет:
 Если использовать ЭРД то можно вообще с 200х200х0 плестись до ГСО. Если конечно у заказчика терпения хватит.

Или ишак, или падишах  умрут  8)

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. Конечная масса КА на ГСО =7600-2043=5557 кг. Вполне прилично.

Тяга = 0.8 Н.
dV за один пролет = 1.16/6000*3600*4 = 1.92 м/с.
2600/1.92 = 1354 пролетов, или 20312 часов (846 дней). За это время спутник 25 раз сдохнет проходя через радиационные пояса.

Время изменения наклонения:
3000/(0.8/6000*3600*2) = 3125 пролетов, или 1562 дня.

Итого: 6.5 лет.

А с "обычной" ГПО не судьба? Прото-М выводит на ГПО (недобор 1500 м/с) примерно 6500 кг полезной нагрузки. "Электросаты" с примерно такой ГПО летят на ГСО 8 месяцев. И. заметьте, никаких гигантских баков с давлением 300 атм ;)

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Электросаты, запущенные Фалконом-9, добираются до ГСО примерно 8 месяцев ( http://obob.tv/tekhnologii/nachalo-novoy-yery-vstrechaem-yelektriche/ ) Если заказчик терпит, почему нет?

У них была нормальная ГПО, а не Молния. Вернее, это не совсем ГПО:

ЦитироватьЗапуск спутника Eutelsat 115 West B состоялся в 03:50 UTC (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D1%81%D0%B5%D0%BC%D0%B8%D1%80%D0%BD%D0%BE%D0%B5_%D0%BA%D0%BE%D0%BE%D1%80%D0%B4%D0%B8%D0%BD%D0%B8%D1%80%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D0%BD%D0%BD%D0%BE%D0%B5_%D0%B2%D1%80%D0%B5%D0%BC%D1%8F) 2 марта 2015 года (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BF%D0%B8%D1%81%D0%BE%D0%BA_%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85_%D0%B7%D0%B0%D0%BF%D1%83%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B2_%D0%B2_2015_%D0%B3%D0%BE%D0%B4%D1%83) ракетой-носителем Falcon 9 v1.1 (https://ru.wikipedia.org/wiki/Falcon_9_v1.1) со стартового комплекса SLC-40 (https://ru.wikipedia.org/wiki/SLC-40) на мысе Канаверал (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B0%D0%BD%D0%B0%D0%B2%D0%B5%D1%80%D0%B0%D0%BB) в паре с подобным спутником ABS-3A (https://ru.wikipedia.org/wiki/ABS-3A) . Спустя 35 минут после запуска спутник был выведен на суперсинхронную геопереходную орбиту с показателями 410 × 63 950 км, наклонение 24,8° [7] (https://ru.wikipedia.org/wiki/Eutelsat_115_West_B#cite_note-updates-7) [8] (https://ru.wikipedia.org/wiki/Eutelsat_115_West_B#cite_note-8) .

Да кто ж Вас заставляет с нее лететь? Пусть летит с обычной ГПО.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:


Чтобы долетать до ГСО за 11 часов, а не за 6.5 лет, пока спутник не выйдет из строя из-за радиации.

Да что ж Вы не врубитесь никак?  :o   :D  Еще раз: Протон-М выводит спутник массой 3,7 т прямо на ГСО. Ферштейн? 

А это что тогда?

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Разница, конечно, есть: в апогее спутник поднимает перигей до высоты апогея (выход на круговую орбиту 35800х35800х51 град град, затраты ХС примерно 1480 м/с), а потом, вторым импульсом в восходящем узле меняет наклонение (переход с 35800х35800х51 на 35800х35800х0, затраты ХС примерно 2600+ м/с) . Суммарные затраты ХС примерно 4130 м/с. Это гомановская схема. Для перелета с малой тягой ХС можно удвоить: пусть будет 8300 м/. При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. Конечная масса КА на ГСО =7600-2043=5557 кг. Вполне прилично.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. Конечная масса КА на ГСО =7600-2043=5557 кг. Вполне прилично.

Тяга = 0.8 Н.
dV за один пролет = 1.16/6000*3600*4 = 1.92 м/с.
2600/1.92 = 1354 пролетов, или 20312 часов (846 дней). За это время спутник 25 раз сдохнет проходя через радиационные пояса.

Время изменения наклонения:
3000/(0.8/6000*3600*2) = 3125 пролетов, или 1562 дня.

Итого: 6.5 лет.

А с "обычной" ГПО не судьба? Прото-М выводит на ГПО (недобор 1500 м/с) примерно 6500 кг полезной нагрузки. "Электросаты" с примерно такой ГПО летят на ГСО 8 месяцев. И. заметьте, никаких гигантских баков с давлением 300 атм  ;)

Вы определитесь уже: есть у нас РБ или нету, летим на нормальную ГПО или на вашу Молнию.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: "Электросаты" с примерно такой ГПО летят на ГСО 8 месяцев. И. заметьте, никаких гигантских баков с давлением 300 атм [IMG]

Эхх, придется ликбез для Дмитрия В. устраивать:

ЦитироватьСуперсинхронные переходные орбиты. Это геопереходная орбита с апогеем существенно выше геостационарной орбиты, при переходе с такой орбиты спутник апогейным импульсом сначала обнуляет наклонение с одновременным подъемом перигея до высоты ГСО, а затем понижает апогей, скругляя орбиту. Таким образом, уменьшается суммарная потребная ХС перехода с опорной орбиты на ГСО

На орбите 410 × 63 950 км, наклонение 24,8° период обращения составляет около 16-20 часов (на вскидку), бОльшую часть времени спутник проводит около апогея, обнуляя наклонение и одновременно повышая перигей. Delta V to GEO с суперсинхронной орбиты 24,8° = 1591.7 m/s

Цитировать

Код Выделить Развернуть

02.03.2015   17:37:33.743   63300.37174   401.7735679   24.86697243
03.03.2015   14:11:55.077   63302.92801   403.2780122   24.82158372
04.03.2015   10:49:28.492   63342.91326   396.4361483   24.69397665
05.03.2015   07:05:32.623   63132.32968   395.6742431   24.84933968
06.03.2015   04:01:24.657   63351.58213   387.5347587   24.83866924
07.03.2015   00:08:02.167   63143.78318   384.3181772   24.87048084
08.03.2015   17:10:15.655   63153.78026   373.9952978   24.89815736
08.03.2015   17:10:17.074   63154.1347   373.8854154   24.89805392
09.03.2015   13:41:21.964   63157.8246   370.3006634   24.91029607
11.03.2015   06:47:42.468   63360.56816   441.2699129   24.91000234
12.03.2015   04:14:11.554   63375.15295   364.3609886   24.92159767
17.03.2015   08:09:19.130   62077.1054   1796.272013   23.50158623
19.03.2015   01:45:59.651   61903.10088   2006.073526   22.59467551
19.03.2015   22:26:38.133   62039.37453   1826.923279   22.24598727
24.03.2015   09:06:39.845   63160.36772   2045.26153   21.26836205
26.03.2015   03:26:52.737   63784.50178   1517.236284   21.34635492
27.03.2015   21:31:32.136   64051.41728   1204.252393   21.31373167
29.03.2015   15:58:46.356   64051.80798   1203.723733   21.3241088
01.04.2015   07:23:23.732   61638.24138   2888.398976   18.84734821
03.04.2015   02:34:55.551   61906.29101   3034.35116   19.2890656
08.04.2015   14:19:31.749   64431.24211   2380.902117   16.45759138
20.04.2015   13:49:36.537   64419.23182   3688.780053   12.94341251
22.04.2015   11:03:31.427   63345.85518   3901.02221   12.56283488
23.04.2015   09:08:31.690   64286.61029   4044.964986   12.20867051
24.04.2015   07:38:48.086   64038.74989   4247.202629   12.13511046
28.04.2015   01:55:07.889   63906.02773   4627.348065   11.22259133
28.04.2015   01:56:55.858   63904.27236   4642.321805   11.19924954
29.04.2015   23:13:12.887   63885.78968   4681.201985   11.18004425
30.04.2015   21:51:34.895   63857.81221   4780.081691   10.93810459
04.05.2015   16:38:39.418   63703.97115   5276.006828   9.988159405
07.05.2015   13:06:38.849   63144.39334   5800.322689   9.350264031
12.05.2015   07:41:01.588   62792.57654   6555.530944   8.617507488
17.05.2015   02:51:01.090   62430.70328   7238.275365   7.660814747
19.05.2015   01:03:36.258   62045.50628   7644.41145   7.278116986
21.05.2015   22:36:25.743   62036.26481   8075.315108   6.892580974
26.05.2015   18:59:59.398   61428.32647   8951.118491   6.186529805
28.05.2015   17:47:25.916   60975.08787   9347.071119   5.953110135
29.05.2015   17:03:47.645   61004.75921   9483.220646   5.776766494
02.06.2015   14:47:31.150   60451.64344   10236.43777   5.33900647
16.06.2015   08:27:23.610   57451.81592   13187.42349   3.974256995
17.06.2015   07:58:50.050   57447.82571   13406.05952   3.899370202
19.06.2015   07:07:57.421   56980.39595   13848.81526   3.740659303
29.06.2015   03:43:44.279   56029.47131   15060.49106   3.22970433
02.07.2015   02:48:36.638   55460.14816   15475.29051   3.052012401
07.07.2015   01:10:27.374   54728.11268   16166.78851   2.782613538
10.07.2015   23:49:28.139   53914.46521   17020.06474   2.512656758
12.07.2015   23:13:18.135   53427.05015   17573.7091   2.454646759
16.07.2015   22:05:34.196   52898.0113   18580.16831   2.072243068
24.07.2015   19:29:07.976   50616.89446   20444.50862   1.585654229
27.07.2015   18:35:24.132   50036.65957   21234.43039   1.406440846
29.07.2015   18:02:45.258   49520.28721   21751.47808   1.319386885
31.07.2015   17:31:40.925   49006.66843   22271.39959   1.231327398
03.08.2015   16:44:13.951   47989.65126   23150.13959   1.032764831
05.08.2015   16:08:15.543   47793.20237   23378.44689   1.063418947
06.08.2015   16:04:26.401   47473.26382   23653.31992   1.063106597
17.08.2015   13:54:23.997   44513.02334   26815.96769   0.638929735
18.08.2015   13:47:59.126   44365.15406   26809.27228   0.633472364
19.08.2015   13:40:43.497   44186.39095   27255.72374   0.631076797
20.08.2015   13:30:41.278   43908.74932   27414.9784   0.57881865
25.08.2015   13:03:49.381   43157.32815   28362.81944   0.5239886
26.08.2015   12:50:37.894   43326.63016   28317.06679   0.495692541
26.08.2015   12:58:06.214   42885.04477   28636.05145   0.496727347
01.09.2015   12:19:09.718   41309.53815   30262.00976   0.324226785
02.09.2015   12:15:01.541   41019.96597   30521.92391   0.32071541
03.09.2015   12:06:28.641   41077.17994   30467.91518   0.322833035
08.09.2015   11:44:52.334   39684.67746   31884.75294   0.226560204
11.09.2015   11:12:50.813   38908.49425   32592.73338   0.193358349
12.09.2015   11:10:09.280   38850.86441   32611.65174   0.146903298
12.09.2015   11:10:09.280   38850.86441   32611.65174   0.146903298
16.09.2015   10:16:01.854   37526.72331   33966.55523   0.069916668
19.09.2015   09:34:01.299   36825.2339   34506.20138   0.051233759
21.09.2015   09:05:01.712   36545.48711   34795.44882   0.033119488
21.09.2015   09:05:46.136   36545.61314   34795.90623   0.033020881

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: При использовании СПД-230 (УИ=2700 с) затраты топлива на перелет 2043 кг. Конечная масса КА на ГСО =7600-2043=5557 кг. Вполне прилично.

Тяга = 0.8 Н.
dV за один пролет = 1.16/6000*3600*4 = 1.92 м/с.
2600/1.92 = 1354 пролетов, или 20312 часов (846 дней). За это время спутник 25 раз сдохнет проходя через радиационные пояса.

Время изменения наклонения:
3000/(0.8/6000*3600*2) = 3125 пролетов, или 1562 дня.

Итого: 6.5 лет.

А с "обычной" ГПО не судьба? Прото-М выводит на ГПО (недобор 1500 м/с) примерно 6500 кг полезной нагрузки. "Электросаты" с примерно такой ГПО летят на ГСО 8 месяцев. И. заметьте, никаких гигантских баков с давлением 300 атм  ;)  

Вы определитесь уже: есть у нас РБ или нету, летим на нормальную ГПО или на вашу Молнию.

Я вообще предлагаю обойтись без предлагаемых Вами извращений с ГРД. Все проще и дешевле решается уже доступными средствами: ЭРДУ Вам в помощь.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет: "Электросаты" с примерно такой ГПО летят на ГСО 8 месяцев. И. заметьте, никаких гигантских баков с давлением 300 атм [IMG]

Эхх, придется ликбез для Дмитрия В. устраивать:

ЦитироватьСуперсинхронные переходные орбиты. Это геопереходная орбита с апогеем существенно выше геостационарной орбиты, при переходе с такой орбиты спутник апогейным импульсом сначала обнуляет наклонение с одновременным подъемом перигея до высоты ГСО, а затем понижает апогей, скругляя орбиту. Таким образом, уменьшается суммарная потребная ХС перехода с опорной орбиты на ГСО

На орбите 410 × 63 950 км, наклонение 24,8° период обращение составляет около 16-20 часов (на вскидку), бОльшую часть времени спутник проводит около апогея, обнуляя наклонение и одновременно повышая перигей. Delta V to GEO с суперсинхронной орбиты 24,8° = 1591.7 m/s

Чё сказать-то хотели? "В огороде - бузина, в Киеве - дядька!"? Не замыливайте простую суть вопроса: сейчас и в будущем предложенный Вами вариант газо-ракетной ДУ не имеет смысла, т.к. не дает никаких преимуществ.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Я вообще предлагаю обойтись без предлагаемых Вами извращений с ГРД. Все проще и дешевле решается уже доступными средствами: ЭРДУ Вам в помощь.

Переход к ЭРДУ, безусловно, будет. Но не сразу. Поэтому РБ всё ещё нужны. А мой вариант РБ выигрывает у РБ на вонючке по энергомассовым хар-кам.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А мой вариант РБ выигрывает у РБ на вонючке по энергомассовым хар-кам.

Он уже даже в Ваших собственных фантазиях не выигрывает. Вы просто еще этого не поняли :)

ЦитироватьДмитрий В. пишет: сейчас и в будущем предложенный Вами вариант газо-ракетной ДУ не имеет смысла, т.к. не дает никаких преимуществ.

Даёт множество преимуществ. 

- эффективность (масса ПН больше, чем у ДУ на вонючке)
- нетоксичность 
- простота конструкции 
- надёжность (ГРД может работать даже на одном компоненте, хоть и с меньшим УИ) 
- дешевизна (затраты на производство композитных баков окупаются отказом от НДМГ и АТ, специализированная комната для заправки не нужна) 
- перспективность (можно будет заправлять LM кислородом, добытым на Луне)

А кто это будет делать? Сколько лет уже делают КВРБ?

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 

Цитировать А мой вариант РБ выигрывает у РБ на вонючке по энергомассовым хар-кам.

выигрыш(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/101886.png) (//#95990698)85 кг ПН? И смысл все это затевать?

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А мой вариант РБ выигрывает у РБ на вонючке по энергомассовым хар-кам.

Он уже даже в Ваших собственных фантазиях не выигрывает. Вы просто еще этого не поняли  :)  

Больше аргументов нет? По форме пишем:
"Я считаю, что создание РБ на газообразных компонентах топлива невозможно, потому что": 
1. 
2. 
3.

Комодский Варан,
Мне кажется, Вам надо побыть наедине, оставляю Вас.
пс Заодно вспомните анекдот про Неуловимого Джо, которого невозможно поймать ;)  

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Даёт множество преимуществ.

- эффективность (масса ПН больше, чем у ДУ на вонючке)

Ну, далеко не факт. У вас только оболочка бака с ТИ и узлами крепления под 3 тонны массой выходит. А Тяга по мере выработки РТ непрерывно падает. Так что про эффективность я бы говорить не спешил. Ну, а уж по с ЭРДУ вообще никакого сравнения не выдерживает. И кстати, емнип, на некоторых КА используют ЖРД с подогревом рабочего тела - там УИ повыше чем в Вашей схеме.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- нетоксичность

Это да. Вопрос - насколько критичен этот фактор в современных условиях? Может, опаснее надувать бак до 300 атм?

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- простота конструкции

но зато ее повышенная масса.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- надёжность (ГРД может работать даже на одном компоненте, хоть и с меньшим УИ)  

Не считается, бо в однокомпонентном режиме УИ и тяга вообще будут никакие и до целевой орбиты спутник не долетит.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- дешевизна (затраты на производство композитных баков окупаются отказом от НДМГ и АТ, специализированная комната для заправки не нужна)

Это 3-тонный композитный бак диаметром 2,5+ м - "дешёвый"? Как минимум, спорно.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- перспективность (можно будет заправлять LM кислородом, добытым на Луне)

Тю! А еще лучше - заправлять ЖК и ЖВ, добытыми на Луне. Чего мелочиться-то?

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
Больше аргументов нет? По форме пишем:
"Я считаю, что создание РБ на газообразных компонентах топлива невозможно, потому что":
1.
2.
3.

1. Прирост ПН в 2.5% является НЕ очевидным преимуществом по сравнению с летающими РБ.
(Естественно речь идет именно о вашей схеме, а не вообще)

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 

Ну, далеко не факт. У вас только оболочка бака с ТИ и узлами крепления под 3 тонны массой выходит. 

С хрена ли под 3 тонны?  Я вам дал расчет, удельная масса бака = 130 кг/м3.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: Ну, а уж по с ЭРДУ вообще никакого сравнения не выдерживает. Так что про эффективность я бы говорить не спешил.

Я очень рад, что вы убедились в преимуществах моего РБ и уже начали сравнивать его с ЭРД, у которого огромный УИ.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: на некоторых КА используют ЖРД с подогревом рабочего тела - там УИ повыше чем в Вашей схеме.

У resistojet'ов маленькая тяговооружённость, если вы про них. И УИ у них меньше (304 сек у MR-502)

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 

Это да. Вопрос - насколько критичен этот фактор в современных условиях? Может, опаснее надувать бак до 300 атм?

Бак надувается непосредственно перед запуском, даже в случае маловероятного взрыва никого не заденет.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- простота конструкции

но зато ее повышенная масса.

Но зато УИ на 50-60 сек выше. Повышение массы незначительно.

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 

Цитировать- надёжность (ГРД может работать даже на одном компоненте, хоть и с меньшим УИ)

Не считается, бо в однокомпонентном режиме УИ и тяга вообще будут никакие и до целевой орбиты спутник не долетит.

В случае с РБ - да, не долетит. Но если использовать в ДСО КА, то вполне будет работать. 

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 

Это 3-тонный композитный бак диаметром 2,5+ м - "дешёвый"? Как минимум, спорно.

Цитироватьa high-strength graphite-epoxy AS-3501 that might cost about $20 per pound ($44/kg)

Цена баков выходит $60 000. Дешевле. Намного дешевле.

 

ЦитироватьДмитрий В. пишет: 
Тю! А еще лучше - заправлять ЖК и ЖВ, добытыми на Луне. Чего мелочиться-то?

1. Оборудование для производства и заправки доставьте туда.
2. Водород на Луне есть только там, где есть вода т.е. на полюсах. А кислород повсюду, в грунте.

Цитироватьkorund пишет: 
1. Прирост ПН в 2.5% является НЕ очевидным преимуществом по сравнению с летающими РБ.
(Естественно речь идет именно о вашей схеме, а не вообще)

1. Чем меньше потребная ХС, тем больше прирост ПН.
2. Кроме прироста ПН есть другие плюсы.

Ну вот, из этой перепалки легкой, могу сделать вывод, что только 3-я кик-ступень. Если вторая не на водороде.

Цитироватьоктоген пишет:
Ну вот, из этой перепалки легкой, могу сделать вывод, что только 3-я кик-ступень. Если вторая не на водороде.

Либо кик-ступень, либо ступень лунного модуля, либо ДСО, либо система реактивной посадки как у Дракона-2. При ХС более 3200 м/с ДУ с ГРД начинает проигрывать классическим ДУ по массе ПН.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
Ну вот, из этой перепалки легкой, могу сделать вывод, что только 3-я кик-ступень. Если вторая не на водороде.

Либо кик-ступень, либо ступень лунного модуля, либо ДСО, либо система реактивной посадки как у Дракона-2. При ХС более 3200 м/с ДУ с ГРД начинает проигрывать классическим ДУ по массе ПН.

Она и выигрывать толком не начала.

Цитироватьkorund пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьоктоген пишет:
Ну вот, из этой перепалки легкой, могу сделать вывод, что только 3-я кик-ступень. Если вторая не на водороде.

Либо кик-ступень, либо ступень лунного модуля, либо ДСО, либо система реактивной посадки как у Дракона-2. При ХС более 3200 м/с ДУ с ГРД начинает проигрывать классическим ДУ по массе ПН.

Она и выигрывать толком не начала.

Начала. И чем ниже потребная ХС - тем больше выигрыш.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Она и выигрывать толком не начала.

Начала. И чем ниже потребная ХС - тем больше выигрыш.

Ага и чем меньше ПН?  :D  
В таком случае ее сделают предыдущие ступени если в них залить чуть больше топлива.

Другими словами максимальный выигрыш будет если вашу ступень не делать вовсе.

Цитироватьkorund пишет: 
Ага и чем меньше ПН?  :D  
В таком случае ее сделают предыдущие ступени если в них залить чуть больше топлива.

C формулой Циолковского вы видимо не знакомы, тут говорить уже не о чем.

Цитироватьkorund пишет:
Другими словами максимальный выигрыш будет если вашу ступень не делать вовсе.

Масса ПН Союза-СТБ с Куру без РБ на ГПО упадёт до 2421 кг. И это "выигрыш"?

Цитироватьkorund пишет:
Другими словами максимальный выигрыш будет если вашу ступень не делать вовсе.

Таковая третья ступень,возможно,смотрелась бы на Протоне или Зените. Скорее Зените, т.к. мы не знаем как работает масштабирование, в плюс или минус.
 

Цитироватьоктоген пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Другими словами максимальный выигрыш будет если вашу ступень не делать вовсе.

Таковая третья ступень,возможно,смотрелась бы на Протоне или Зените. Скорее Зените, т.к. мы не знаем как работает масштабирование, в плюс или минус.

Проблема не в том что такая схема невозможна.
Проблема  в том, что масса бака занижена, УИ наоборот завышен,  двигателя  работающего через жиклер от 300 атм до 5-10 атм природа пока не видывала.
Не будет никакого выигрыша ни в чем, ни в удельных параметрах, ни в цене, ни в надежности

ЦитироватьПлейшнер пишет: 
Не будет никакого выигрыша ни в чем, ни в удельных параметрах, ни в цене, ни в надежности

В психиатрии отрицание очевидных вещей является одним из симптомов психического расстройства.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Не будет никакого выигрыша ни в чем, ни в удельных параметрах, ни в цене, ни в надежности

В психиатрии отрицание очевидных вещей является одним из симптомов психического расстройства.

Вот именно. А еще "упрямство - первый признак тупости" (С)

ЦитироватьПлейшнер пишет:

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьПлейшнер пишет:
Не будет никакого выигрыша ни в чем, ни в удельных параметрах, ни в цене, ни в надежности

В психиатрии отрицание очевидных вещей является одним из симптомов психического расстройства.

Вот именно. А еще "упрямство - первый признак тупости" (С)

Главное-что это лечится! Начинайте лечиться, пока не поздно.

удалил офтоп

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Ага и чем меньше ПН?  :D  
В таком случае ее сделают предыдущие ступени если в них залить чуть больше топлива.

C формулой Циолковского вы видимо не знакомы, тут говорить уже не о чем.

Знаком.
И она утверждает, что чем меньше ХС тем меньшее количество ступень требуется.
Вот смотрите, вы утверждали что:

ЦитироватьКомодский Варан пишет: 
 чем ниже потребная ХС - тем больше выигрыш.

Значит согласно вашим словам максимальный выигрышь вашей ступени будет когда ХС равна нулю

Я же утверждаю что максимальный выигрышь можно получить раньше (до того как ХС будет равна нулю) И он будет заключаться в том, чтобы отказаться от вашей ступени в пользу увеличения баков предыдущих ступеней и долива туда топлива-окислителя. Полностью в соответствии с формулой Циолковского. Что не так?
Спросите любого ракетчика, он подтвердит мои слова.

Цитироватьоктоген пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Другими словами максимальный выигрыш будет если вашу ступень не делать вовсе.

Таковая третья ступень,возможно,смотрелась бы на Протоне или Зените. Скорее Зените, т.к. мы не знаем как работает масштабирование, в плюс или минус.

Ой не знаю, я не фитишист.

А сколько кислорода в блоке ДМ уходит в дренаж за время полёта?

ЦитироватьПлейшнер пишет:

Цитироватьоктоген пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Другими словами максимальный выигрыш будет если вашу ступень не делать вовсе.

Таковая третья ступень,возможно,смотрелась бы на Протоне или Зените. Скорее Зените, т.к. мы не знаем как работает масштабирование, в плюс или минус.

Проблема не в том что такая схема невозможна.
Проблема в том, что масса бака занижена, УИ наоборот завышен, двигателя работающего через жиклер от 300 атм до 5-10 атм природа пока не видывала.
Не будет никакого выигрыша ни в чем, ни в удельных параметрах, ни в цене, ни в надежности

УИ нормальный (температура компонентов выше, нет тепловых потерь на фазовый переход, газ под давлением)
А вот все остально как минимум спорно.
Например КС для 10-ти атмосфер будет огромной, на нормальную тягу.
Если тяга не так важна то выигрышь забирает обычный маленький ЖРД и т.д.

Цитироватьkorund пишет: 
И она утверждает, что чем меньше ХС тем меньшее количество ступень требуется.

Чем лучше массовое совершенство ступени, чем меньше потребная ХС и чем выше УИ, тем меньше ступеней потребуется.

Цитироватьkorund пишет: 
Значит согласно вашим словам максимальный выигрышь вашей ступени будет когда ХС равна нулю

Чем меньше потребная ХС - тем меньше массовое совершенство влияет на массу ПН (при одинаковом УИ). Моя ступень проигрывает классическим ступеням по массовому совершенству, но сильно выигрывает по УИ. Поэтому чем меньше будет deltaV моей ступени, тем выше будет масса ПН по сравнению со ступенью на вонючке аналогичной массы.

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

Цитироватьkorund пишет:
Значит согласно вашим словам максимальный выигрышь вашей ступени будет когда ХС равна нулю

Чем меньше потребная ХС - тем меньше массовое совершенство влияет на массу ПН (при одинаковом УИ). Моя ступень проигрывает классическим ступеням по массовому совершенству, но сильно выигрывает по УИ. Поэтому чем меньше будет deltaV моей ступени, тем выше будет масса ПН по сравнению со ступенью на вонючке аналогичной массы.

deltaV сильно маленькой тоже быть не может 
иначе не выгодно городить ступень.
Потом масса ПН больше - это еще не значит что удельная цена ниже, скажем даже если ниже то не в той пропорции. А у вас  это смешные 2.5%. 
По двигателю либо он на 10 атмосфер и огромный либо у него маленькая тяга и он не создаст требуемого импульса. Если он гибрид 10-300 атмосфер то огромный и тяжелый, иначе не создаст требуемую тягу. Плотность сжатых газов значительно меньше - аэродинамические потери больше и т.д. и т.п. 
Я ничего не имею против баллонов (вектор развития матереловедения на вашей стороне) однако очевидных преимуществ не видно.
Для примера перелив дает сразу процентов 10 к ПН однако из-за одноразовости первых ступеней с ним никто не возится.

Кстати, не увеличится ли общая выгода из системы, если её модернизировать таким образом:
Топливо (метан+ЖК) храним по старинке, в жидком виде в баке с относительно нетяжёлой теплозащитой.
Вместе с тем имеется и бак высокого давления по схеме Варана, только его ёмкость меньше - на 2 (с запасом) включения ЖРД. Плюс имеются солнечные батареи и электрокомпрессор.
Собственно, идея: сейчас выкипающий компонент просто сбрасывается в дренаж, а в этой схеме выкипающий компонент электрокомпрессором накачивается в бак высокого давления, откуда подаётся на двигатели. Следовательно, нет непроизводительных потерь криогенного компонента, нет монструозных баков высокого давления, но двигатель питается по схеме газ-газ без ТНА.
То есть ДУ рассчитвается на много относительно небольших импульсов, что делает её интересной для вывода спутников на ГСО овермуном, например....

ЦитироватьКомодский Варан пишет:

ЦитироватьDed пишет:
Вас не смущает, что летающие ДУ легче приведенного Вами бака?

Вас не смущает, что приведённая ДУ лучше летающих ДУ по энергомассовым характеристикам?

Вы уверены?