Форум Новости Космонавтики

Вопрос к знатокам ЖРД. Насколько сложно (деньги, время...) - конечно, оценочно :) - разработать ЖРД следующих параметров:

- керосин-кислород
- 1 камера
- 1000 тс тяги при 1 атм окружающей
- схема газ-газ
- предельное (по КПД турбины) давление в камере

?

ЦитироватьВопрос к знатокам ЖРД. Насколько сложно (деньги, время...) - конечно, оценочно :) - разработать ЖРД следующих параметров:

- керосин-кислород
- 1 камера
- 1000 тс тяги при 1 атм окружающей
- схема газ-газ
- предельное (по КПД турбины) давление в камере

?

 Где? ;)

 Можно взять F-1, увеличить давление в КС и будет 1000 тонн. :)

F-1 всё же - технология аж 50-х. Он тут мало поможет... скорее уж РД-270...

Дипломный проект моего друга, 1000 тонн тяга и давление в КС 1000 атм  было. На носителе четыре штуки таких. И все б ничего, но охрана окружающей среды зарезала, звуковая волна при запуске, грят, пару раз земной шарик обогнет.....

ЦитироватьДипломный проект моего друга, 1000 тонн тяга и давление в КС 1000 атм  было. На носителе четыре штуки таких. И все б ничего, но охрана окружающей среды зарезала, звуковая волна при запуске, грят, пару раз земной шарик обогнет.....

 ИМХО сам носитель должен был "хряснуть" от этого звука. :)

 В нём же звук, кроме всего прочего передаётся и не по воздуху, а по самой конструкции. :)

Я вам предлагал совместно разрабатывать , вы не захотели, звук легко можно подавить... ну мучайтесь сами

Здоровенная штука получится.
У Ф-1 в трубку, из которых КС набрана, палец можно засунуть. А в самой КС, имхо, горбатый запорожец может запарковаться.
Наверняка нужны будут новые стенды и оборудование. А это очень дорого.

ЦитироватьВопрос к знатокам ЖРД. Насколько сложно (деньги, время...) - конечно, оценочно :) - разработать ЖРД следующих параметров:

- керосин-кислород
- 1 камера
- 1000 тс тяги при 1 атм окружающей
- схема газ-газ
- предельное (по КПД турбины) давление в камере

?

По схеме газ-газ очевидно не выйдет. Газообразный керосин с необходимыми параметрами вряд ли получится - закоксуется. А зачем вам обязательно "газ-газ"? Почему газ-жидкость не подходит?

ЦитироватьДипломный проект моего друга, 1000 тонн тяга и давление в КС 1000 атм  было. На носителе четыре штуки таких. И все б ничего, но охрана окружающей среды зарезала, звуковая волна при запуске, грят, пару раз земной шарик обогнет.....

Но ведь звуковая волна будет ненамного сильнее чем у двигателя на 700 тонн?

ЦитироватьЗдоровенная штука получится.

Увеличить Ф-1 в полтора раза и всё. Если требуется обязательно высокое давление в КС то и увеличивать не надо - только давление поднять.

ЦитироватьА в самой КС, имхо, горбатый запорожец может запарковаться.

В смысле в сопле? [/quote]

в сопле, в ней самой... как сопля...

:D :D :D

ЦитироватьПо схеме газ-газ очевидно не выйдет. Газообразный керосин с необходимыми параметрами вряд ли получится - закоксуется. А зачем вам обязательно "газ-газ"? Почему газ-жидкость не подходит?

Название темы - "предельный". Вроде газ-газ - сегодня предельная из считающихся достижимыми технологий ЖРД. Тягу выше 1000 тс тоже поднять выглядит сложно... понятно, 1000 тс взяты условно, но надо же где-то черту проводить. Понятно, что 1000 тс при высоких давлениях - это не 740 тс при низких всё же.

Если есть данные, что таких параметров существенно сложно достичь (допустим, имеется опыт Энергомаша и бюджет на F-1 одновременно) - хотелось бы послушать. То же касается доводов по повышению, например, тяги.

Насчёт коксования керосина сложность понял. Может, в этом случае лучше метан использовать?..

ЦитироватьПо схеме газ-газ очевидно не выйдет. Газообразный керосин с необходимыми параметрами вряд ли получится - закоксуется.

Мммм... Помнится, по поводу прожекта Нева/Аякс проектанты били себя пяткой в грудь, что решили эту проблему (у них керосин прокачивался через теплонагруженные конструкции ГЛА, заодно охлаждая их, и уже в газообразном состоянии шел в ПВРД).

Цитировать

ЦитироватьЗдоровенная штука получится.

Увеличить Ф-1 в полтора раза и всё. Если требуется обязательно высокое давление в КС то и увеличивать не надо - только давление поднять.

ЦитироватьА в самой КС, имхо, горбатый запорожец может запарковаться.

В смысле в сопле?

В сопле, да.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/2582.jpg)
Недавно вот сфотал (с высоты своего роста, заметте)
(http://www.ramm.us/files/ForumIMG/IMG_1880.JPG)
(http://www.ramm.us/files/ForumIMG/IMG_1878.JPG)

ЦитироватьВопрос к знатокам ЖРД. Насколько сложно (деньги, время...) - конечно, оценочно :) - разработать ЖРД следующих параметров:

- керосин-кислород
- 1 камера
- 1000 тс тяги при 1 атм окружающей
- схема газ-газ
- предельное (по КПД турбины) давление в камере

?

Авмич, это что - следующий проект Московской группы любительского ракетостроения http://kluz.gfns.net/ ?  :shock:

Прально, чего мелочится?! После 1000 Н надо сразу 1000 т!  :twisted:

Цитировать

ЦитироватьЗдоровенная штука получится.

Увеличить Ф-1 в полтора раза и всё. Если требуется обязательно высокое давление в КС то и увеличивать не надо - только давление поднять.

ЦитироватьА в самой КС, имхо, горбатый запорожец может запарковаться.

В смысле в сопле?

[/quote]

А американцы то, глупые, не знали... Им надо было оказывается давление увеличивать, а они все снижали и снижали. :shock:
То, что они вынуждены были так делать в борьбе с резонансными частотами, все уже забыли. :?  
Оказывается надо, всего то, купить подержаный F-1, поставить на него новый насос, и поехали, поехали, поехали ... за бугор  :(  
 :D  :D

ЦитироватьА американцы то, глупые, не знали... Им надо было оказывается давление увеличивать, а они все снижали и снижали. :shock:
То, что они вынуждены были так делать в борьбе с резонансными частотами, все уже забыли. :?  
Оказывается надо, всего то, купить подержаный F-1, поставить на него новый насос, и поехали, поехали, поехали ... за бугор  :(  
 :D  :D

так эта... у американцев с F-1 сплошной эксперемент был ИМХО. одних форсунок под сто вариантов попробовали. а avmich хочет новый двигатель с позиции человека вооруженного самыми разсамыми знаниями и формулами... да еще чтобы кластером из первой десятки Top500 расчет подкреплять - стенд дорог, испытания такой дуры тоже наверняка стоят уйму денег (каждая попытка), а тут можно до посинения искать максимумы и оптимумы, проверяя изредка в реале :)))

ЦитироватьОказывается надо, всего то, купить подержаный F-1, поставить на него новый насос, ...
 :D  :D

Не, не! Вы пропустили! Первым делом я предложил увеличить его в полтора раза. Значит надо купить F-1 сэконд хэнд, поставить на стапель для правки мятых автомобилей и...! ;) ;) ;)

ЦитироватьЗначит надо купить F-1 сэконд хэнд, поставить на стапель для правки мятых автомобилей и...! ;) ;) ;)

Зачем стенд? Заварить срез сопла и наддуть этой самой тысячей атмосфер :-D

Нарыл у себя еще пару фоток
(http://www.ramm.us/files/ForumIMG/IMG_0138.JPG)
(http://www.ramm.us/files/ForumIMG/IMG_0139.JPG)

ЦитироватьНарыл у себя еще пару фоток

Вот там в узкой части мотолочком и надо пройтись  :cry:

ЦитироватьЗачем стенд? Заварить срез сопла и наддуть этой самой тысячей атмосфер :-D

Отличная идея! Но газом нельзя. Неточно может получиться. Надо закачать туда воды ровно в полтора раза больше чем внутренний объём...

Цитировать

ЦитироватьНарыл у себя еще пару фоток

Вот там в узкой части мотолочком и надо пройтись  :cry:

Всмысле, в критике?
Дак там кувалда потребуется. На глаз, канализационный люк поменьше в диаметре будет.

ЦитироватьВсмысле, в критике?
Дак там кувалда потребуется. На глаз, канализационный люк поменьше в диаметре будет.

Ну это самое, автор чего просил? Давление поднять  :D  
Значится дырку надо поужее сделать  :roll:
Заодно и скорость истечения возрастет   :lol:
А можно и не кувалдометром, на гидропрессссе обработать  :wink:

Цитировать

ЦитироватьА американцы то, глупые, не знали... Им надо было оказывается давление увеличивать, а они все снижали и снижали. :shock:
То, что они вынуждены были так делать в борьбе с резонансными частотами, все уже забыли. :?  
Оказывается надо, всего то, купить подержаный F-1, поставить на него новый насос, и поехали, поехали, поехали ... за бугор  :(  
 :D  :D

так эта... у американцев с F-1 сплошной эксперемент был ИМХО. одних форсунок под сто вариантов попробовали. а avmich хочет новый двигатель с позиции человека вооруженного самыми разсамыми знаниями и формулами... да еще чтобы кластером из первой десятки Top500 расчет подкреплять - стенд дорог, испытания такой дуры тоже наверняка стоят уйму денег (каждая попытка), а тут можно до посинения искать максимумы и оптимумы, проверяя изредка в реале :)))

Так эксперимент экспериментом и остался. Больше никто и никогда ( (с) Старый ) не делал такую однокамерную дуру, и тем более не производил экспериментов с повышением давления в ей. Т.ч. проверенных формул для расчета такой штуки не существует, и компьютер тут бессилен. Т.е. он, компьютер, конечно что нить насчитает. Только вот на практике получится что нить, но совершенно свое.

Таким образом строим стенд на тысчу тнс, и вперед ........ :(  :(  :(
 :D  :D  :D

ЦитироватьВопрос к знатокам ЖРД. Насколько сложно (деньги, время...) - конечно, оценочно :) - разработать ЖРД следующих параметров:

- керосин-кислород
- 1 камера
- 1000 тс тяги при 1 атм окружающей
- схема газ-газ
- предельное (по КПД турбины) давление в камере

Вообще-то главный вопрос должен быть: насколько оправдано создание предельного двигателя? Стоит ли прибавка 1-5% УИ полутора-двухкратного увеличения давления (по сравнению с РД-170) и n-кратного увеличения стоимости разработки?

Что касается форсирования F-1:

ЦитироватьThere was an uprating redevelopment of the F-1 undertaken by Rocketdyne during the 1960s which resulted in a new engine specification known as the F-1A. While outwardly appearing to be very similar to the F-1, the F-1A was actually lighter and yet significantly more powerful (9.1 MN compared to F-1's 6.7 MN) and would have been used on future Saturn V vehicles in the post-Apollo era. However, the Saturn V production line was closed prior to the end of Project Apollo and no F-1A engine ever flew on a launch vehicle.

ЦитироватьManufacturer Name: F-1A. Designer: Rocketdyne. Developed in: 1967. Application: . Propellants: Lox/Kerosene Thrust(vac): 937,093 kgf. Thrust(vac): 9,189.60 kN. Isp: 310 sec. Isp (sea level): 270 sec. Burn time: 158 sec. Mass Engine: 8,098 kg. Diameter: 3.61 m. Length: 5.48 m. Chambers: 1. Chamber Pressure: 70.00 bar. Area Ratio: 16. Thrust to Weight Ratio: 115.71. Country: USA. Status: Study NASA 1966. Comments: Designed for booster applications. Gas generator, pump-fed.

ЦитироватьShelton and Murphy estimate that reviving the production line and test facilities will cost about $500 million, and each F-1A engine will cost $15 million if eight engines are manufactured per year.

F-1A всё же не должен выглядить особо выдающимся по УИ или давлению в камере.

Вопрос именно о разработке "с нуля", при, конечно, полном использовании имеющегося опыта. Кстати, однокамерный ЖРД сравнимого калибра уже делался (не то чтобы сделался) - РД-270.

Цитировать1. Кстати, однокамерный ЖРД сравнимого калибра уже делался (не то чтобы сделался) - РД-270.

2. F-1A всё же не должен выглядить особо выдающимся по УИ или давлению в камере.

1. РД-270 - все же не на керосине, а на НДМГ

2. F-1 всё же особо выдающийся по тому, что был сделан и летал в космосе, причем без аварий.
А как Вам объединить 4 таких движка с одним общем ТНА? Тоесть - сделать 4-камерный двигатель - всего-то на 4 х 750 = 3000 тонн тяги?  :wink: (А для 4 х F-1A даже 3748 тонн.)
Надеюсь, для группы любительского ракетостроения тяга хватит.
 :lol:
А может это вас товарищ Серж нанял для создания своей ракеты? Движки как раз для такой задачи !

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНасколько сложно ... разработать ЖРД... с 1 камерой и 1000 тс тяги

Можно взять F-1, увеличить давление в КС и будет 1000 тонн.

Больше никто и никогда ( (с) Старый ) не делал такую однокамерную дуру, и тем более не производил экспериментов с повышением давления в ей.

Кстати, однокамерный ЖРД сравнимого калибра уже делался (не то чтобы сделался) - РД-270.

РД-270 - все же не на керосине, а на НДМГ

А при чём тут топливо? Речь же идёт о тяге на одну камеру и о давлении в этой камере. В РД-270 давление было больше, чем в F-1, тяга сравнимая.

Цитировать

ЦитироватьF-1A всё же не должен выглядить особо выдающимся по УИ или давлению в камере.

2. F-1 всё же особо выдающийся по тому, что был сделан и летал в космосе, причем без аварий.

Это называется "в огороде бузина, а в Киеве дядя". Ещё раз, выше написано (почти буквально), что F-1 по таким параметрам, как УИ и  давлению в камере, не выглядит особо высокотехнологичным. Вы с этим спорите?

ЦитироватьА как Вам объединить 4 таких движка с одним общем ТНА? Тоесть - сделать 4-камерный двигатель - всего-то на 4 х 750 = 3000 тонн тяги?  (А для 4 х F-1A даже 3748 тонн.)

Вы, наверное, невнимательно прочитали вопрос темы, содержащийся в первом сообщении. Там указывалось - интересует однокамерный ЖРД, то есть, достижимость таких характеристик в расчёте на одну камеру.

ЦитироватьНадеюсь, для группы любительского ракетостроения тяга хватит.

Вы участвуете в работе какой-либо группы любительского ракетостроения? Или при чём тут это?

Может быть, Вы считаете, что какая-либо группа любителей сегодня собирается приступить непосредственно к разработке такого двигателя? В таком случае Вам не стоит отвечать в эту тему, у Вас, на мой взгляд, не хватает квалификации - с большим запасом .

Ну, между керосином и НДМГ, как в свое время Глушко заметил, есть две большие разницы. Любил он АТ+НДМГ за самовоспламеняемость. А керосин на больших давлениях и при больших тягах у него в разнос шел. И не с проста ...
У амеров с керосином тоже туго получалось, но они и не очень упирались, делали далеко не предельные двигатели, а добирали все на водородных верхних ступенях.
Кстати, у Глушко ведь и РД-270 не получился, т.ч. начинать придется все по новой: стенд-прожоги-наука- ... а уж потом компьютерное моделирование. У вас есть пара миллиардов долларов ... для начала ... ??? Тогда флаг в руки, и ура!!!  :D

Кстати, уж коль нескромный вопрос уже прозвучал, на кого работаем?

ЦитироватьНу, между керосином и НДМГ, как в свое время Глушко заметил, есть две большие разницы. Любил он АТ+НДМГ за самовоспламеняемость. А керосин на больших давлениях и при больших тягах у него в разнос шел. И не с проста ...

Ну, то когда было. РД-170 он-таки довёл до серии - и давления те же, и УИ повыше. И керосин всё же.

ЦитироватьУ амеров с керосином тоже туго получалось, но они и не очень упирались, делали далеко не предельные двигатели, а добирали все на водородных верхних ступенях.

Это да. По части мощных керосиновых ЖРД они пока заметно отстают.

ЦитироватьКстати, у Глушко ведь и РД-270 не получился, т.ч. начинать придется все по новой: стенд-прожоги-наука- ... а уж потом компьютерное моделирование. У вас есть пара миллиардов долларов ... для начала ... ??? Тогда флаг в руки, и ура!!!  :D

На счёт этого дело тёмное :( . Думаю, если бы Энергомаш сделал ЖРД до конца, он бы более чётко об этом говорил. С другой стороны, сомневаюсь, что они бросили после первой неудачи на стенде. Так что не совсем, пожалуй, не получился... во всяком случае, по мнению Рокитдайн.

ЦитироватьКстати, уж коль нескромный вопрос уже прозвучал, на кого работаем?

А что, такой вопрос уже прозвучал? :)

Цитироватьavmich писал(а)


STEP писал(а):
Кстати, уж коль нескромный вопрос уже прозвучал, на кого работаем?


А что, такой вопрос уже прозвучал? :)

Прозвучал вопрос, прозвучал :D

ЦитироватьДимитър писал(а)
А может это вас товарищ Серж нанял для создания своей ракеты? Движки как раз для такой задачи !

РД-170, это конечно здорово. Только вот тяга там на одну камеру ... маловатас. А вот именно в этой малости вся фитча и заключается. Т.ч. впереди чистое поле, товарищи. И засеивать его придется вам самим (с) кажется Я.

 :D  :D  :D

Цитировать

Цитировать1. РД-270 - все же не на керосине, а на НДМГ

А при чём тут топливо? Речь же идёт о тяге на одну камеру и о давлении в этой камере. В РД-270 давление было больше, чем в F-1, тяга сравнимая.

Цитировать2. F-1 всё же особо выдающийся по тому, что был сделан и летал в космосе, причем без аварий.

Это называется "в огороде бузина, а в Киеве дядя". Ещё раз, выше написано (почти буквально), что F-1 по таким параметрам, как УИ и  давлению в камере, не выглядит особо высокотехнологичным. Вы с этим спорите?

Цитировать3. А как Вам объединить 4 таких движка с одним общем ТНА? Тоесть - сделать 4-камерный двигатель - всего-то на 4 х 750 = 3000 тонн тяги?  (А для 4 х F-1A даже 3748 тонн.)

Вы, наверное, невнимательно прочитали вопрос темы, содержащийся в первом сообщении. Там указывалось - интересует однокамерный ЖРД, то есть, достижимость таких характеристик в расчёте на одну камеру.

Цитировать4. Надеюсь, для группы любительского ракетостроения тяга хватит.

при чём тут это? Может быть, Вы считаете, что какая-либо группа любителей сегодня собирается приступить непосредственно к разработке такого двигателя? В таком случае Вам не стоит отвечать в эту тему, у Вас, на мой взгляд, не хватает квалификации - с большим запасом .

1. Вы же сам указали в вопрос темы, содержащийся в первом сообщении. Там указывалось - интересует однокамерный ЖРД НА КЕРОСИНЕ. А в принципе можно обсуждать и на НДМГ и на что угодно...

2. Нет не спорю. Присто напоминаю, что есть и другие параметры...

3. Это Вас может быть интересуют только однокамерные двигатели, а меня и другие. Просто увидел относительно легкий, как мне кажется способ увеличить мощность двигателя.

4. А пошутить нельзя ? Извините, если обидел, но с Вас тоже извинения за грубый тон !  :)  
А вопросик в конце оставлен все таки без коментария.  :wink:  А люди интересуются!  :lol:

2 avmich:
раз ты хочешь "идеальный" 1000-тонник однокамерный то наверное есть мысль поставить его на "идеальную" ракету. интересно посмотреть какой ты ее рисуешь?

Цитироватьраз ты хочешь "идеальный" 1000-тонник однокамерный то...

Он хочет предельный по параметрам - а значит, далеко не идеальный ;)

Цитировать

Цитироватьраз ты хочешь "идеальный" 1000-тонник однокамерный то...

Он хочет предельный по параметрам - а значит, далеко не идеальный ;)

однако ж не просто так он хочет предельный, самостоятельной ценности абсолютные параметры не имеют. вот что у меня получилось после некоторых размышлений

берем следующие допущения:
1) не учитываем стоимость НИОКР (или считаем что она одного порядка при проектировании как предельного, так и не предельного ЖРД (далее ПЖРД) ;)
2) стоимость изготовления одного ПЖРД меньше стоимости изготовления 2-х и более ЖРД с умеренными параметрами такой же суммарной тяги
3) стоимость изготовления одного ПЖРД меньше стоимости изготовления одного двух- и более камерного ЖРД такой же тяги

если первый пункт проходит с большой натяжкой, то с 2 и 3 имхо многие согласятся.

и если у нас вырисовывается такой девайс, непротиворечащий п.п. 1, 2 и 3 то сам бог велел назвать его идеальным и поставить на идеальную РН  :D вот поэтому и интересуюсь

Цитировать2) стоимость изготовления одного ПЖРД меньше стоимости изготовления 2-х и более ЖРД с умеренными параметрами такой же суммарной тяги

если первый пункт проходит с большой натяжкой, то с 2 и 3 имхо многие согласятся.

Конечно не согласятся. На самом деле п.2 звучит так:
2. стоимость изготовления одного ПЖРД существенно больше стоимости изготовления одного непредельного ЖРД такой же тяги.

 Вобщем точно такой же двигатель но с непредельными параметрами будет существенно дешевле а в УИ потеряет десяток секунд.

Цитироватьесли у нас вырисовывается такой девайс, непротиворечащий п.п. 1, 2 и 3 то сам бог велел назвать его идеальным

А можно и иначе.

1) УИ предельного ЖРД выше УИ не предельного всего на 1-5%.

2) Удельная масса предельного ЖРД также выше уд. массы не предельного, но уже в разы.

3) Техническая сложность - то же самое (охлаждение, колебания, ТНА, etc.)

4) Стоимость изготовления одного предельного ЖРД существенно выше стоимости изготовления одного (;)) не предельного ЖРД такой же тяги.

5) Стоимость разработки предельного ЖРД совсем другого порядка.

Так какой же из ЖРД идеальный? :)

РД-107 и РД-170 по отношению масса/тяга примерно одинаковые. :)

 Так что про "разы" - малость преувеличено. :)

 А разговоры "про стоимость" вообще "от Старого Шарлатана". :) Потратив одинаковые деньги можно изготвить G или нормальное изделие - это от кучи чего зависит.

ЦитироватьРД-107 и РД-170 по отношению масса/тяга примерно одинаковые. :)
Так что про "разы" - малость преувеличено. :)

Так ведь РД-170 и не является предельным, по крайней мере в контексте данного топика ;)

Кроме того, зависимость массы ЖРД от давления в КС имеет вид седла. Оба упомянутые Вами двигателя - на краях этого "седла". Так что оба примерно в равной степени не идеальные, хотя и по разным причинам - первый из-за низкого  давления, второй - из-за высокого.

ЦитироватьА разговоры "про стоимость" вообще "от Старого Шарлатана". :) Потратив одинаковые деньги можно изготвить G или нормальное изделие - это от кучи чего зависит.

Но все-таки есть наверное некие объективные факторы, влияющие на себестоимость. Пусть даже все изделия будут иметь одинаковую продажную цену, то все-равно внутренняя стоимость (т.е. себестоимость), например, ТНА на 200 МПа (для 100 МПа в КС) будет выше стоимости ТНА на 20 МПа (15 МПа в КС).
Так же как и себестоимость ДВС на 25 л.с. ниже стоимости ДВС на 300 л.с., даже если продаются они за одинаковую цену.

ЦитироватьТак же как и себестоимость ДВС на 25 л.с. ниже стоимости ДВС на 300 л.с., даже если продаются они за одинаковую цену.

Не факт. Если трехсотсильник - дубовая V-образная карбюраторная двенадцатицилиндровка на 76-м бензине, а двадцатипятка - с непосредственным впрыском, регулировкой фаз, рекуперацией электроэнергии на холостом ходу и т.п., может быть и паритет.

ЦитироватьРД-107 и РД-170 по отношению масса/тяга примерно одинаковые. :)
Так что про "разы" - малость преувеличено. :)

Кстати, про "разы" - как раз не преувеличено ;)

Вспомните вид зависимости УИ от давления - с ростом давления она приближается к горизонтали.

Так что два неких очень предельных ЖРД (с давлениями, скажем, 1000 МПа и 2000 МПа :) ) будут иметь практически одинаковый УИ, а вот масса второго будет в N раз (N много больше 1) выше массы первого. В основном, за счет массы ТНА.

Цитировать

ЦитироватьТак же как и себестоимость ДВС на 25 л.с. ниже стоимости ДВС на 300 л.с., даже если продаются они за одинаковую цену.

Не факт. Если трехсотсильник - дубовая V-образная карбюраторная двенадцатицилиндровка на 76-м бензине, а двадцатипятка - с непосредственным впрыском, регулировкой фаз, рекуперацией электроэнергии на холостом ходу и т.п., может быть и паритет.

А если оба ДВС'а сделаны с учетом последних достижений двигателестроения, просто на разные мощности? Ведь именно это соответствует сравнению ТНА двух ЖРД - оба новые, только что разработанные с учетом всех последних достижений, но один - предельный (100 МПа в КС), а второй - "обычный" (15 МПа в КС).

Скорее уж, с учетом условий работы ТНА на 200 МПа, даже наоборт выходит - трехсотсильник с непосредственным впрыском, регулировкой фаз, рекуперацией электроэнергии на холостом ходу и т.п., а двадцатипятка - дубовый карбюраторный одноцилиндровик на 76-м бензине. Тоже будет паритет? ;)

Цитировать

ЦитироватьВопрос к знатокам ЖРД. Насколько сложно (деньги, время...) - конечно, оценочно :) - разработать ЖРД следующих параметров:

- керосин-кислород
- 1 камера
- 1000 тс тяги при 1 атм окружающей
- схема газ-газ
- предельное (по КПД турбины) давление в камере

?

Авмич, это что - следующий проект Московской группы любительского ракетостроения http://kluz.gfns.net/ ?  :shock:

Прально, чего мелочится?! После 1000 Н надо сразу 1000 т!  :twisted:

Разработка двигателя  - это САМОЕ сложное в ракетной технике. Собственно двигатель в основном и определяет это развитие, все остальное вторично. Сделал фон Браун свою грушу - полетела ФАУ-2. Сделали РД 107 - поднялись в космос. Сотворили Ф-1 - улетели на Луну. Не сумели создать соотвтствующий движок - провалился Н-1. Сделали ССМЕ - получили шаттл. Не будем обижать остальные разделы ракетостроения - они важны, необходимы и зачастую тоже проваливали программы. Но движок - это как новогодняя елка. А уж нарядить ее можно по разному.
Увеличивать двигатели в размерах просто так нельзя. Что бы Вы сказали, если бы пушку налибром 460 мм сделали бы простым увеличением револьвера в 70 раз. Представьте себе на линкоре такое орудие в виде нагана длиной в 14 метров, подвешенного на тросах. Так и с увеличением размеров двигателя, даже в большей степени. Процессы слишком сложны и многочислены и во всех завязана геометрия.
Газ-газ - это не использование газообразного топлива. Это сжигание части топлива в неоптимальном соотношении для привода турбины насоса, а потом дожигание до оптимума в камере сгорания(КС). Газ-жидкость - 1 турбина, ее продукты дожигаются со вторым жидким компонентом. Газ-газ - турбин 2, а продукты (кислый и сладкий) дожигаются в КС. Вся проблема в том, что при увеличении давления в КС слишком велики потери на  привод насосов. При открытой схеме, когда газы из турбины сбрасываются за борт, потери такого количества газа ограничивают давление 70 - 100 атм. Больше - только закрытая схема, т.е с дожиганием турбинного газа в КС. И керосин в схеме газ-газ не переводится в газообразное состояние. Он так жидким и сжигается. Коксование к этому отношения не имеет, это проблемы организации охлаждения. Если компоненты низкокипящие, то можно допустить их вскипание в тракте и даже воспользоваться этим, но это газообразное состояние не имеет никакого отношения к "газу" в обозначении схемы работы.
Я очень уважаю своих собеседников, но все же советовал бы немного ознакомиться с обсуждаемым предметом. Достаточно много популярной литературы по этому вопросу, а студиозусы проходят такие вопросы еще в 1 семестре во "Введении в специальность". Это примерно так, как упомянуть, что у лошади снизу 4 ноги, сзади хвост, а спереди голова с глазами.
Надеюсь, что я никого не обидел.

ЦитироватьГаз-газ - это не использование газообразного топлива. Это сжигание части топлива в неоптимальном соотношении для привода турбины насоса, а потом дожигание до оптимума в камере сгорания(КС).

Мы в курсе ;)

ЦитироватьВся проблема в том, что при увеличении давления в КС слишком велики потери на  привод насосов.

Вообще-то, в закрытой схеме потерь на привод насосов нет (утечки и потери тепла через корпус ТНА не считаем). А то, что схема закрытая, подразумевается самой постановкой вопроса - предельный двигатель по схеме "газ-газ".

ЦитироватьИ керосин в схеме газ-газ не переводится в газообразное состояние. Он так жидким и сжигается.

Ну тогда это уже не "газ-газ". Не так ли? ;)

ЦитироватьКоксование к этому отношения не имеет, это проблемы организации охлаждения.

Хм... И как именно проблемы организации охлаждения делают невозможным перевод керосина в газообразное состояние (условно будем считать, что керосин вообще не коксуется)? Особенно учитывая, что кислородом тоже охлаждать можно. И не только небольшие части конструкции, как и сейчас это делают, но даже всю камеру: при давлениях более 20МПа (кажется) жидкий килород переходит в газ без кипения.

ЦитироватьЯ ... все же советовал бы немного ознакомиться с обсуждаемым предметом.

Хм... По-моему, avmich задал вполне корректный вопрос. Причем из вопроса следут, что его автор все-таки кое что о ЖРД знает.

ЦитироватьЭто примерно так, как упомянуть, что у лошади снизу 4 ноги, сзади хвост, а спереди голова с глазами.

А в чем здесь подвох? Где ошибка?  :lol:

Цитировать

ЦитироватьРД-107 и РД-170 по отношению масса/тяга примерно одинаковые. :)
Так что про "разы" - малость преувеличено. :)

Так ведь РД-170 и не является предельным, по крайней мере в контексте данного топика ;)

являлся 20 лет назад. а некоторые старые участники форума  :lol:  до сих пор ему этого простить не могут. для сравнения пойдет, а в случае сознания нового ПЖРД место РД-107 как раз займет РД-170... этакий low-level  :D

Цитировать

ЦитироватьРД-107 и РД-170 по отношению масса/тяга примерно одинаковые. :)
Так что про "разы" - малость преувеличено. :)

Так ведь РД-170 и не является предельным, по крайней мере в контексте данного топика ;)

Кроме того, зависимость массы ЖРД от давления в КС имеет вид седла. Оба упомянутые Вами двигателя - на краях этого "седла". Так что оба примерно в равной степени не идеальные, хотя и по разным причинам - первый из-за низкого  давления, второй - из-за высокого.
 

 РД-170 является "предельным" в том смысле, что это реально используемый керосиновый двигатель с максимальным давлением. :)
 Разумеется, если давление ещё и ещё увеличивать, масса будет расти.

Цитировать

ЦитироватьА разговоры "про стоимость" вообще "от Старого Шарлатана". :) Потратив одинаковые деньги можно изготвить G или нормальное изделие - это от кучи чего зависит.

Но все-таки есть наверное некие объективные факторы, влияющие на себестоимость. Пусть даже все изделия будут иметь одинаковую продажную цену, то все-равно внутренняя стоимость (т.е. себестоимость), например, ТНА на 200 МПа (для 100 МПа в КС) будет выше стоимости ТНА на 20 МПа (15 МПа в КС).
Так же как и себестоимость ДВС на 25 л.с. ниже стоимости ДВС на 300 л.с., даже если продаются они за одинаковую цену.

 А дело даже не в продажной стоимости. :)

 РД-107 имеет тягу раз в 10 меньше, чем РД-170, он точно имеет себестоимость в 10 раз дешевле, с учётом всей своей "простоты"? ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРД-107 и РД-170 по отношению масса/тяга примерно одинаковые. :)
Так что про "разы" - малость преувеличено. :)

Так ведь РД-170 и не является предельным, по крайней мере в контексте данного топика ;)

являлся 20 лет назад. а некоторые старые участники форума  :lol:  до сих пор ему этого простить не могут. для сравнения пойдет, а в случае сознания нового ПЖРД место РД-107 как раз займет РД-170... этакий low-level  :D

Ну, пусть даже и будет так: РД-170 - low-level :)
Но для сравнения это все-равно не пойдет - из-за упомянутого "седла" удельная масса предельного ЖРД будет постостоянно расти и отличаться от массы "обычного" ЖРД в разы. Особенно если "обычный" ЖРД делается в одно время с предельным, т.е. доступная технологическая база одинакова.

Простите, вы не очень внимательно прочитали текст.

ЦитироватьВся проблема в том, что при увеличении давления в КС слишком велики потери на  привод насосов.

Вообще-то, в закрытой схеме потерь на привод насосов нет (утечки и потери тепла через корпус ТНА не считаем). А то, что схема закрытая, подразумевается самой постановкой вопроса - предельный двигатель по схеме "газ-газ".  

**Здесь я объяснял как раз особенности ОТКРЫТОЙ схемы.

ЦитироватьИ керосин в схеме газ-газ не переводится в газообразное состояние. Он так жидким и сжигается.

Ну тогда это уже не "газ-газ". Не так ли? ;)

**Нет, конечно не так. Если керосин сжигается в жидком состоянии в газогенераторе, сладким газом идет в турбину, а потом в КС на дожигание с кислым газом, то это как раз "газ-газ".

ЦитироватьКоксование к этому отношения не имеет, это проблемы организации охлаждения.

Хм... И как именно проблемы организации охлаждения делают невозможным перевод керосина в газообразное состояние (условно будем считать, что керосин вообще не коксуется)? Особенно учитывая, что кислородом тоже охлаждать можно. И не только небольшие части конструкции, как и сейчас это делают, но даже всю камеру: при давлениях более 20МПа (кажется) жидкий килород переходит в газ без кипения.

**Выше тройной точки, о которой Вы говорите, резкого фазового перехода действительно нет. Тут сразу ворох проблем снимается.
При грамотном охлаждении керосин безусловно не коксуется (это прописано в соответствующей литературе).  Кислородом охлаждать можно и нужно. Только при повышении давления его может не хватить - теплопоток в первом приближении можносчитать пропорциональным давлению.  Охлаждение с фазовым переходом позволяет снять больше тепла, но очень трудно организовывается. В определенный момент при наступлении пленочного кипения теплосъем резко снижается. Газовая фаза всегда хуже охлаждает, чем жидкостная. Если добавить. что граница фазового перехода зависит от множества факторов и может "гулять" по длине тракта, Вы получите такую неопределенность состояния, что врядли с ней справитесь. А если у Вас еще в форсунки пойдет то  газ, то жидкость, то их смечь в непредсказуемом соотношении, то я бы такой двигатель сразу в какое-нибудь кафе отправил бы.

ЦитироватьЯ ... все же советовал бы немного ознакомиться с обсуждаемым предметом.

Хм... По-моему, avmich задал вполне корректный вопрос. Причем из вопроса следут, что его автор все-таки кое что о ЖРД знает.
Кое-что - согласен.

ЦитироватьЭто примерно так, как упомянуть, что у лошади снизу 4 ноги, сзади хвост, а спереди голова с глазами.

А в чем здесь подвох? Где ошибка?  :lol:[/quote]
Это очередная аллегория.

ЦитироватьРД-170 является "предельным" в том смысле, что это реально используемый керосиновый двигатель с максимальным давлением. :)

А из вопроса в первом постинге следует, что под предельным имеется в виду ЖРД с максимально возможным на сегодня давлением в КС. Так что 20-ти летний РД-170 действительно выпадает в low-end :)

ЦитироватьРазумеется, если давление ещё и ещё увеличивать, масса будет расти.

Так вот об это и имелось в виду, когда говорилось про "разы".

ЦитироватьРД-107 имеет тягу раз в 10 меньше, чем РД-170, он точно имеет себестоимость в 10 раз дешевле, с учётом всей своей "простоты"?

Если в одном изделии количество металла (по массе) в разы меньше, его характеристики хуже (за счет меньшей легированности), количество технологических операций меньше (меньше деталей за счет "простоты" ;)), чем в другом, то себестоимость этого другого просто не может быть такой же, как у первого.
Сколько при этом народу кормится с этих изделий и какова в результате цена - уже другой вопрос.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИ керосин в схеме газ-газ не переводится в газообразное состояние. Он так жидким и сжигается.

Ну тогда это уже не "газ-газ". Не так ли? ;)

**Нет, конечно не так. Если керосин сжигается в жидком состоянии в газогенераторе, сладким газом идет в турбину, а потом в КС на дожигание с кислым газом, то это как раз "газ-газ".

А что такое "сладкий газ"? Случайно, не газообразный керосин (в основном)? ;)
В ГГ сжигается малая часть компонента - именно для того, чтобы перевести остальную его часть в газообразное состояние. Другого назначения у газогенератора нет.  Поэтому, если и будет сделан ЖРД "газ-газ" на керосине, то сжигаться  он все-таки будет в газообразном состоянии.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИ керосин в схеме газ-газ не переводится в газообразное состояние. Коксование к этому отношения не имеет, это проблемы организации охлаждения.

Хм... И как именно проблемы организации охлаждения делают невозможным перевод керосина в газообразное состояние (условно будем считать, что керосин вообще не коксуется)?

**Выше тройной точки....

Это все так, но это не ответ на вышестоящий вопрос.

Цитировать

ЦитироватьПо-моему, avmich задал вполне корректный вопрос. Причем из вопроса следут, что его автор все-таки кое что о ЖРД знает.

Кое-что - согласен.

Достаточно для того, чтобы задать вопрос на форуме и понять смысл ответов. Отсылать его к учебникам нет необходимости.

P.S. Pls, не сочтите мои постинги за "наезд". На самом деле я рад, что встретил здесь очереного участника, хорошо разбирающегося в предмете.

P.P.S. На этом форуме нужно очень точно излагать свои мысли. Иначе некоторые его участники (я к ним не отношусь, разумеется :)), ухватившись за единственную неточность, выставят весь постинг (в общем - совершенно правильный) в таком свете, что читатели сочтут неправильным всё сообщение.

ЦитироватьЕсли в одном изделии количество металла (по массе) в разы меньше, его характеристики хуже (за счет меньшей легированности), количество технологических операций меньше (меньше деталей за счет "простоты" ;)), чем в другом, то себестоимость этого другого просто не может быть такой же, как у первого.
Сколько при этом народу кормится с этих изделий и какова в результате цена - уже другой вопрос.

 А вы приведите все эти показатели к тяге. ;)

 Кстати, как вы оцениваете "стоимость легированности"? ;) Да будет вам известно, от момента легирования до момента превращения заготовки в первичное изделие - лист, например, его стоимость существенно возрастает, и не пропорционально "легированности", для кое-чего пропорционально "нелегированности". :)
 Это зависит от конкретного техпроцесса. Цинк 99,99 стоит доллара 2 за кг, а вот титан 99.0 стоит (сейчас) долларов 20-50. :)

ЦитироватьА вы приведите все эти показатели к тяге.

Вообще-то, обсуждаются два гипотетичесих двигателя одинаковой тяги и сделанные при наличии одинаковых технологтческих вохможностях. Один - предельный, второй - "нормальный".

ЦитироватьКстати, как вы оцениваете "стоимость легированности"?

Применение более дорогих стали и других сплавов. Хотя для предельного ЖРД вообще другие материалы могут потребоваться, с соотношением цен к нормальным как у цинка 99,99 и титана 99.0. Или еще больше.

Но Вы отвлеклись на частные детали. Главное же в том, что более тяжелые условия работы потребуют более дорогих материалов и техпроцессов.

ЦитироватьДа будет вам известно, от момента легирования до момента превращения заготовки в первичное изделие ... его стоимость существенно возрастает, и не пропорционально "легированности". ...  Это зависит от конкретного техпроцесса.

Я в курсе  и учитываю это - см. конец моего предыдущего предложения ;)

Цитировать

ЦитироватьА вы приведите все эти показатели к тяге.

Вообще-то, обсуждаются два гипотетичесих двигателя одинаковой тяги и сделанные при наличии одинаковых технологтческих вохможностях. Один - предельный, второй - "нормальный".

 Тогда надо определиться с "концепцией предельности". :)
 Для меня это "НК-33 с тягой в 1000 тонн" - по показателям масса/тяга и УИ. :)

Цитировать

ЦитироватьКстати, как вы оцениваете "стоимость легированности"?

Применение более дорогих стали и других сплавов. Хотя для предельного ЖРД вообще другие материалы могут потребоваться, с соотношением цен к нормальным как у цинка 99,99 и титана 99.0. Или еще больше.

Но Вы отвлеклись на частные детали. Главное же в том, что более тяжелые условия работы потребуют более дорогих материалов и техпроцессов.

 Про "дорогие комплектующие" сразу забудьте, если это не агрегаты, которые изготовляет субподрядчик.
 Про "техпроцессы" тоже забудьте, фигня всё это.

 Идея тут такая - для создания "ЖРД нового уровня давления" надо разработать целую кучу новых подходов, и оснастки. Когда они уже есть - всё остальное недорого.
 Это так, как и в других областях техники, "рутинное" решение не требует капитальных затрат, новое - требует.

Цитировать

ЦитироватьДа будет вам известно, от момента легирования до момента превращения заготовки в первичное изделие ... его стоимость существенно возрастает, и не пропорционально "легированности". ...  Это зависит от конкретного техпроцесса.

Я в курсе  и учитываю это - см. конец моего предыдущего предложения ;)

 Вот вам пример - пластиковые бутылки и стеклянные. Стеклянные существуют тысячи лет. Пластиковые появились недавно.
 Но это не значит, что пластиковые дороже. :)

Давайте расскажу, откуда вопрос взялся.

Безусловно, об экономичности - денежной - в этой теме речи не идёт; я считаю, что программа разработки такого ЖРД будет весьма дорогой, и каждый отдельный экземпляр первое время - тоже.

Но можно вести речь о "новых технологических горизонтах". То есть, придётся проработать вопросы горения в камере большого объёма, при большом давлении. Схема газ-газ предлагалась как предельная из тех, что сегодня считаются достижимыми технологически - то есть, не требуется "слишком принципиально новых" научных прорывов для того, чтобы её реализовывать. Нужна "всего лишь" работа вблизи сегодняшних технологических пределов - предельная на сегодня схема, очень серьёзные абсолютные параметры...

РД-170 является, в определённом смысле, предельным двигателем - при схеме жидкость-газ не получается, теоретически, иметь давление в камере существенно больше, чем у РД-170. И УИ, соответственно. Разработка "нового предельного" ЖРД позволила бы глянуть на РД-170 в перспективе - сейчас-то он является точкой на краю графика.

В общем, это вопрос скорее по ЖРД-строительной науке - точнее, технологии - чем по применению. Надежда на то, что после такой разработки :) можно было бы удобнее модифицировать РД-170 в сторону, в том числе, и грамотного удешевления. В целом, задача нацелена на получение новых знаний на рубежах сегодняшних возможностей.

ЦитироватьВ общем, это вопрос скорее по ЖРД-строительной науке - точнее, технологии.

Max. возможное давление в КС определяется балансом мощностей ТНА при заданной температуре в ГГ, которая в свою очередь ограничена стойкостью материалов. Если мне не изменяет память, то ~50-60 МПа в КС получить при схеме газ-газ вполне можно и при наличии нынешних материалов. РД-701, кстати, расчитывался на ~30МПа в керосиновом режиме; хотя какая у него ПГС - мне не известно.

Навскидку, придется решать следующие проблемы:

Рабочие процессы: устойчивое горение при больших давлениях.

Охлаждение КС, ГГ и газоводов кислородом (или обоими компонентами): одного керосина уже точно не хватит.

Охлаждение элементов турбин (~ сопловых аппаратов и лопаток). Здесь можно позаимствовать кое-что из ТРД.

Конструкционные материалы: от наличия подходяших будет зависить очень многое. Например, можно ли будет организовать надежное охлаждение кислородом (причем частично - газообразным); можно ли при этом не применять внутреннее охлажление - УИ от этого растет; какова max. допустимая температура в ГГ (входит в уравнение баланса мощностей и сильно влияет и на давление в КС, и на размеры и массу ТНА); допустимые обороты ТНА (опять размеры и масса); etc.

Плюс то, о чем я сейчас забыл :)

Вобщем, есть над чем работать.

Есть и альтернативы.

Например, охлаждение третьим нерасходуемым компонентом.

Или форсирование расширительной (или испарительной) схемы - больше подходит для водорода, но и на кислороде или метане тоже можно сделать. К примеру, считается, что с использованием водорода можно достигнуть давления в КС до 15 МПа - против 4 МПа у RL-10B-2 или 8 МПа у РД-0146. Тоже "новые горизонты", хотя и не для первой ступени :).

Вот два таких вопроса - а что, если КС вообще ничем не охлаждать? :)
 Обляпать её и сопло теплозащитой, которая простоит весь период работы двигателя?

 Второе - интересно, а какое вообще, теоретически, может быть давление в КС? Ведь рано или поздно вся энергия топлива должна будет уходить на создание этого самого давления?

Чем дальше обсуждение, тем больше меня мучит вопрос, а надо ли такое "предельное" чудо? Может параллельно с восстановлением производства НК-33 повторить тот же двигатель, но на современной базе?
Честное слово, кроме, как теоретического, другого применения у заявленного "монстра" я не вижу. Даже использование его для одноступенчатого многоразового корабля мне представляется сомнительным.

ЦитироватьРД-170 является, в определённом смысле, предельным двигателем - при схеме жидкость-газ не получается, теоретически, иметь давление в камере существенно больше, чем у РД-170.

Это почему это?

ЦитироватьИ УИ, соответственно.

А вот УИ да. Но схема газ-газ этому не поможет.

ЦитироватьЧем дальше обсуждение, тем больше меня мучит вопрос, а надо ли такое "предельное" чудо? Может параллельно с восстановлением производства НК-33 повторить тот же двигатель, но на современной базе?
Честное слово, кроме, как теоретического, другого применения у заявленного "монстра" я не вижу. Даже использование его для одноступенчатого многоразового корабля мне представляется сомнительным.

несомненно необходимо, даже говорить не о чем. тот же РД-107 был 45 лет назад хайтеком. а теперь смотрим на него и понимаем что мощность мала, сложность велика (не ведро все-таки). сравнительно низкая стоимость исключительно из-за долгой отработки, наличия кадров и остнастки.  точно тоже самое произойдет с РД-170/180/190. остнастка есть, массовость и серийность растут - чего бы цене не упасть? т.е. всякое новое изделие при лучших технических характеристиках со временем падает в стоимости и может заменить предшевствующее.

заманчиво было бы делать двигатели (впрочем это относится к любым устройствам) в две стадии: сначала предельный вариант железки, дорогой и навароченный. а потом по мере освоения технологии дешевый, c небольшим падением характеристик и более значительным падением цены. в компьютерной индустрии примерно так и поступают, несмотря на то что запустить новый чип на новом процессе стоит денег сравнимо с разработкой нового ЖРД. есть правда одно отличие - там гуляют на свои ;)

Цитировать

ЦитироватьРД-170 является, в определённом смысле, предельным двигателем - при схеме жидкость-газ не получается, теоретически, иметь давление в камере существенно больше, чем у РД-170.

Это почему это?

ЦитироватьИ УИ, соответственно.

А вот УИ да. Но схема газ-газ этому не поможет.

Схема газ-газ позволяет иметь большее давление в КС. А УИ от давления зависит. Хотя вот насколько УИ увеличится - это надо смотреть на конкретные величины.

То, что двигатель будет чрезвычайно дорог, за первый экземпляр :) сомнению не подвергается.

ЦитироватьОхлаждение КС, ГГ и газоводов кислородом (или обоими компонентами): одного керосина уже точно не хватит.

Вот это интересно. Насколько я знаю (могу и ошибаться), для охлаждения ЖРД закон 3/2 справедлив - увеличивая тягу камеры, мы расход топлива увеличиваем пропорционально объёму, а охлаждаемую поверхность - пропорционально площади; поэтому с ростом тяги на камеру тепло на единицу расхода, скажем, керосина падает.

Поскольку речь идёт о "предельном" ЖРД, можно упереться и на всю катушку использовать идеи транспирационного охлаждения. Лазерное перфорирование огневой стенки (т.е. управляемое, регулярное нанесение отверстий), чтобы и прочность сохранить, и теплозащиту поднять, подбор материала... да даже, наверное, из технологических процессов по созданию Вулкана - ЖРД Ариан-5 - можно что-то позаимствовать. По условию, ограничений в деньгах практически нет.

ЦитироватьСхема газ-газ позволяет иметь большее давление в КС.

Это ниоткуда не следует. Увеличивая подачу керосина в ГГ РД-170 можно его форсировать и дальше до упора.

 Упор наступает когда всё топливо сгорает в ГГ, проходит через турбину и истекает через сопло.

Цитировать

ЦитироватьОхлаждение КС, ГГ и газоводов кислородом (или обоими компонентами): одного керосина уже точно не хватит.

Вот это интересно. Насколько я знаю (могу и ошибаться), для охлаждения ЖРД закон 3/2 справедлив - увеличивая тягу камеры, мы расход топлива увеличиваем пропорционально объёму, а охлаждаемую поверхность - пропорционально площади; поэтому с ростом тяги на камеру тепло на единицу расхода, скажем, керосина падает.

Во-первых, с ростом давления растет и толщина стенки (по условиям прочности), что ведет к росту перепада температур на ней. "Горячая" стенка становится слишком горячей :).
А во-вторых (и это главное, что я имел в виду) в предельном двигателе может быть необходимо охлаждеть не только камеру, но и ГГ, газоводы, и даже турбины. Например, в РД-170 ГГ и газоводы уже охлаждаются кислородом. Почему так? Просто захотелось или все-таки керосина уже не хватает?

ЦитироватьПоскольку речь идёт о "предельном" ЖРД, можно упереться и на всю катушку использовать идеи транспирационного охлаждения.

Любой вид внутреннего охлаждения снижает УИ.

Цитировать

ЦитироватьСхема газ-газ позволяет иметь большее давление в КС.

Это ниоткуда не следует. Увеличивая подачу керосина в ГГ РД-170 можно его форсировать и дальше до упора.
Упор наступает когда всё топливо сгорает в ГГ, проходит через турбину и истекает через сопло.

Все-таки, сегодня пока еще есть ограничния по температуре на турбине - вундер-материалов нет :(

Схема "газ-газ" позволяет при той же температуре на турбине, что и в схеме "газ-ж.", почти в два раза увеличить мощность ТНА, а значит и давление в КС.

А в принципе - да: размещение турбины в КС с подачей на нее всего расхода, сгоревшего при стехиометрическом соотношении, - предельный случай обоих схем.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСхема газ-газ позволяет иметь большее давление в КС.

Это ниоткуда не следует. Увеличивая подачу керосина в ГГ РД-170 можно его форсировать и дальше до упора.
Упор наступает когда всё топливо сгорает в ГГ, проходит через турбину и истекает через сопло.

Все-таки, сегодня пока еще есть ограничния по температуре на турбине - вундер-материалов нет :(

Схема "газ-газ" позволяет при той же температуре на турбине, что и в схеме "газ-ж.", почти в два раза увеличить мощность ТНА, а значит и давление в КС.

А в принципе - да: размещение турбины в КС с подачей на нее всего расхода, сгоревшего при стехиометрическом соотношении, - предельный случай обоих схем.

Сгорание всего топлива в ГГ и прохождение через турбину считается более совершенным, чем газ-газовая схема. Такую схему даже пытались в, кажется, RZ-2 реализовать. Проблема тут в том, что не получается и высоких температур добиться - что требуется для УИ - и не сжечь турбину. Схема газ-газ как раз и является, насколько мне известно, наилучшим достижением в плане энергетики турбин при допустимых температурах.

В случае РД-170 при увеличении керосина в кислом ГГ поднимется температура и сгорит турбина, в сладком - температура снизится, энергетика упадёт, если только, конечно, рост расхода не скомпенсирует это - но тогда фактически мы приближаемся к газ-газовой схемы. Собственно, известно, что разработчики РД-170 как раз оптимизировали параметры при условии схемы газ-жидкость - без принципиальных усложнений просто поднять параметры на РД-170 не удаётся, по крайней мере, на существенные величины.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьОхлаждение КС, ГГ и газоводов кислородом (или обоими компонентами): одного керосина уже точно не хватит.

Вот это интересно. Насколько я знаю (могу и ошибаться), для охлаждения ЖРД закон 3/2 справедлив - увеличивая тягу камеры, мы расход топлива увеличиваем пропорционально объёму, а охлаждаемую поверхность - пропорционально площади; поэтому с ростом тяги на камеру тепло на единицу расхода, скажем, керосина падает.

Во-первых, с ростом давления растет и толщина стенки (по условиям прочности), что ведет к росту перепада температур на ней. "Горячая" стенка становится слишком горячей :).

Прочность стенки зависит не от давления с одной стороны, а от разности давлений с двух сторон.

Прочность стенки вообще зависит от размера пролёта, материала, разности давлений и температуры. Наилучший материал - медь или медные сплавы, это давно не меняется; пролёт определяется в значительной степени гидродинамикой, температура стенки - температурой газа, которая, в свою очередь, зависит в основном от выбранных компонентов топлива. Таким образом, при фиксированных материале (наилучшем), температуре (известной для ЖК-керосина) и пролёте максимальная допустимая разность давлений - определимая величина. Её и используют в расчётах, и при конструировании.

Конечно, это достаточно грубая схема, но идею, надеюсь, иллюстрирует.

ЦитироватьА во-вторых (и это главное, что я имел в виду) в предельном двигателе может быть необходимо охлаждеть не только камеру, но и ГГ, газоводы, и даже турбины. Например, в РД-170 ГГ и газоводы уже охлаждаются кислородом. Почему так? Просто захотелось или все-таки керосина уже не хватает?

Более совершенная конструкция, я думаю. Хладоресурс ЖК используется, что, конечно, усложняет дело, но позволяет поднять температуру на турбине, а значит, давление в камере, а значит, УИ.

Да, здесь может керосина не хватать. Другое дело, насколько нужно охлаждать именно ГГ и газоводы по сравнению с охлаждением камеры... в ГГ всё же температуры (после второй ступени в двухступенчатых ГГ) куда ниже, чем в КС.

Цитировать

ЦитироватьПоскольку речь идёт о "предельном" ЖРД, можно упереться и на всю катушку использовать идеи транспирационного охлаждения.

Любой вид внутреннего охлаждения снижает УИ.

Да, но как раз транспирационное охлаждение снижает в наименьшей степени - не считая, конечно, регенеративного, но от него никто и не будет отказываться. Дополнительное охлаждение имеет смысл, когда не хватает основного; просто при повышении давления в КС может возрасти теплопоток, и хватит ли регенеративного охлаждения, неясно.

Удельный теплопоток в стенку КС зависит от температуры и давления газа внутри. Так что при повышении давления надо полагать суммарный теплопоток растёт быстрее чем давление? .

Гостю 22.
Да, если газифицировать оба компонента то температура на турбине будет ниже. Однако с учётом объёмного и массового расхода и молекулярной массы компонентов реально морочиться с турбиной на газообразном керосине нет никакого смысла. А при высокой температуре он ещё и разлагается с образованием кокса...
 Можно предположить что повышать давление и непературу в кислородном ГГ проще.
 А кстати, никто не знает, какая тепература перед турбиной у РД-170/180?

Нет, объясните мне - почему ЖРД надо непременно охлаждать чем-то принудительно? :)
 РДТТ ничем не охлаждают, почему не сделать КС покрытую теплозащитой и не морочиться с этим охлаждением?
 Оно же проще станет. :)

ЦитироватьУдельный теплопоток в стенку КС зависит от температуры и давления газа внутри. Так что при повышении давления надо полагать суммарный теплопоток растёт быстрее чем давление? .

Теплопоток растёт примерно как давление в степени 0,85. То есть, подняв давление в 10 раз, поднимаем теплопоток в 7. Это - грубые оценки, в нулевом приближении.

ЦитироватьМожно предположить что повышать давление и непературу в кислородном ГГ проще.

Во времена холодной войны, когда до американцев начали доходить первые разведданые о советских ЖРД, серьёзные специалисты считали, что ГГ на окислительном газе - это дезинформация.

В окислительном ГГ повышать температуру приходится осторожно.

ЦитироватьНет, объясните мне - почему ЖРД надо непременно охлаждать чем-то принудительно? :)
 РДТТ ничем не охлаждают, почему не сделать КС покрытую теплозащитой и не морочиться с этим охлаждением?
 Оно же проще станет. :)

Конструкция РДТТ :) - топливо охлаждает стенки камеры до того, как сгорит.

А если конструкция другая - очень даже приходится мучаться с охлаждением. Тут и графитовые вставки, и абляционные покрытия...

Цитировать

ЦитироватьНет, объясните мне - почему ЖРД надо непременно охлаждать чем-то принудительно? :)
 РДТТ ничем не охлаждают, почему не сделать КС покрытую теплозащитой и не морочиться с этим охлаждением?
 Оно же проще станет. :)

Конструкция РДТТ :) - топливо охлаждает стенки камеры до того, как сгорит.

А если конструкция другая - очень даже приходится мучаться с охлаждением. Тут и графитовые вставки, и абляционные покрытия...

 И почему же "то самое" не применить на ЖРД? :)

 Если рассматривается одноразовый ЖРД - вообще нет проблем. :)

 Так как "двигатель первой ступени" - время работы 120-300 секунд. :)

ЦитироватьА кстати, никто не знает, какая тепература перед турбиной у РД-170/180?

В РД-170 температура перед турбиной 772 K, давление 52 МПа, перепад на турбине 1.94, кпд 0.79
Для сравнения (параметры в том же порядке): РД-120 - 735 K, 32 МПа, 1.76 и 0.72; РД-253 - 783 K, 24 МПа, 1.42 и 0.74

ЦитироватьВ РД-170 температура перед турбиной 772 K,

О, так это ж ерунда! Она легко выдержит на 500 больше! :)

Цитировать

ЦитироватьВ РД-170 температура перед турбиной 772 K,

О, так это ж ерунда! Она легко выдержит на 500 больше! :)

Да - не расплавится, однако "поползет" и работать не будет - ИМХО надо будет лопатки турбины охлаждать, либо переходить на керамику.

Цитировать

Цитироватьс ростом давления растет и толщина стенки (по условиям прочности), что ведет к росту перепада температур на ней. "Горячая" стенка становится слишком горячей.

Прочность стенки зависит не от давления с одной стороны, а от разности давлений с двух сторон.

Если принять степень понижения давления на турбине неизменной (например, 1.94 - как в РД-170), то отностельный перепад давлений в камере и в рубашке является константой (примерно те же 1.9); т.е. абсолютное значение перепада растет пропорционально росту давления в КС. Cледовательно, толщина стенки тоже растет.

ЦитироватьДругое дело, насколько нужно охлаждать именно ГГ и газоводы по сравнению с охлаждением камеры... в ГГ всё же температуры (после второй ступени в двухступенчатых ГГ) куда ниже, чем в КС.

Сейчас - да. Но мы же говорим о предельном ЖРД. Поднять температуру в "кислом" ГГ до 1000 K и более можно только при условии охлаждения соответсвующих агрегатов. Ну и при широком применении "кислостойкого" ТЗП, конечно.

Цитировать

ЦитироватьЛюбой вид внутреннего охлаждения снижает УИ.

Да, но как раз транспирационное охлаждение снижает в наименьшей степени. Дополнительное охлаждение имеет смысл, когда не хватает основного; просто при повышении давления в КС может возрасти теплопоток, и хватит ли регенеративного охлаждения, неясно.

Все-таки делать предельный ЖРД с целью получения нескольких секунд УИ, и при этом сжигать один из компонентов в пристеночном слое при неоптимальном соотношении, - не рационально. Лучше уж тогда отказаться от внутреннего охлаждения в РД-170 и получить прибавку УИ при неизменном уже достигнутом давлении.

ЦитироватьДа, если газифицировать оба компонента то температура на турбине будет ниже. Однако с учётом объёмного и массового расхода и молекулярной массы компонентов реально морочиться с турбиной на газообразном керосине нет никакого смысла. А при высокой температуре он ещё и разлагается с образованием кокса...

Ну, никто же не утверждает, что это будет просто :)
А вообще, говорят, что CH4 тоже разлагается. Сажу вроде бы даже так делают в промышленности. И в то же время есть исследования, показывающие, что возможно создание замкнутого ЖРД с восстановительным газом на метане. И испарительный цикл с метаном тоже возможен.
Может, и с керосином чего выйдет? :)

Цитироватьпочему не сделать КС покрытую теплозащитой и не морочиться с этим охлаждением? Оно же проще станет. :)

Так их и применяют. Например, ТЗП на основе окисей алюминия или магния наносят на "горячую" стенку КС. Но из-за того, что металлические стенки камеры ЖРД "дышат" под нагрузкой, то наносят тонкий слой, недостаточный для полной защиты камеры. Так что такое покрытие применяют только в сочетании с наружым охлаждением.

У аблирующих покрытий есть свои недостатки. Например, покрытия с внешним уносом массы снижают УИ и изменяют геометрию сопла. Хотя последний "недостаток" можно использовать для создания сопла с "регулируемым" (необратимо в одну сторону :)) крит. сечением.

Дык с метаном говорят это всё при умереных параметрах...
 Опять же молекулярная масса... У метана она существенно ниже чем у даже кислорода. Значит в килограме метана существенно больше молекул чем в килограме керосина. Значит хороший газ из него...

Гость 22, а как вы прокомментирукете идею в кислород-водородном двигателе делать турбину на кислороде и в газогенераторе сжигать с кислородом не водород а керосин?

ЦитироватьГость 22, а как вы прокомментирукете идею в кислород-водородном двигателе делать турбину на кислороде и в газогенераторе сжигать с кислородом не водород а керосин?

Это Вы про РД-701, что ли? Ну, насколько я знаю, такое решение было продиктовано желанием использовать по максимуму опыт разработки "окислительных" двигателей, причем именно на LOX+керосин. В этом смысле такой шаг не является совсем уж неоправданным, по крайней мере для Энергомаша.
Хотя подобное решение фирмы, имеющей опыт работы с водородом, было бы по меньшей мере странным.

ЦитироватьЭто Вы про РД-701, что ли?

Да.

ЦитироватьНу, насколько я знаю, такое решение было продиктовано желанием использовать по максимуму опыт разработки "окислительных" двигателей, причем именно на LOX+керосин. В этом смысле такой шаг не является совсем уж неоправданным, по крайней мере для Энергомаша.

Но ведь объём перекачиваемого топлива как минимум раза в два больше чем в керосиновом двигателе аналогичной тяги. Значит мощность ТНА и стало быть температура кислорода должны быть ещё выше?

ЦитироватьХотя подобное решение фирмы, имеющей опыт работы с водородом, было бы по меньшей мере странным.

Да уж... И ГГ на керосине... А вы не скажете какой процент от общего расхода керосина подаётся в ГГ например в РД-170? Интересно прикинуть как это скажется на УИ у РД-701.

Цитировать

ЦитироватьНу, насколько я знаю, такое решение было продиктовано желанием использовать по максимуму опыт разработки "окислительных" двигателей, причем именно на LOX+керосин. В этом смысле такой шаг не является совсем уж неоправданным, по крайней мере для Энергомаша.

Но ведь объём перекачиваемого топлива как минимум раза в два больше чем в керосиновом двигателе аналогичной тяги. Значит мощность ТНА и стало быть температура кислорода должны быть ещё выше?

По-видимому, да - температура должна быть выше. Но РД-701 не был доведен даже до стендовых испытаний. Так что неизвестно еще, удалось бы Энергомашу сделать такой горячий ГГ и турбины.

ЦитироватьА вы не скажете какой процент от общего расхода керосина подаётся в ГГ например в РД-170?

У РД-170 соотношение компонентов по массе в целом - 2.63 при расходе 2393 кг/с, в ГГ - 54.3 при расходе через один ГГ 836 кг/с. Кстати, отсюда видно, что не весь кислород идет в ГГ: та его часть, что используется для охлаждения ГГ и газовода (примерно 94 кг/с), поступает прямо в КС.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ РД-170 температура перед турбиной 772 K,

О, так это ж ерунда! Она легко выдержит на 500 больше! :)

Да - не расплавится, однако "поползет" и работать не будет - ИМХО надо будет лопатки турбины охлаждать, либо переходить на керамику.

Без охлаждения и/или керамических покрытий скорее всего элементарно сгорит - еще до того, как "поползет".

Цитировать

ЦитироватьЗначит ... температура кислорода должны быть ещё выше?

неизвестно еще, удалось бы Энергомашу сделать такой горячий ГГ и турбины.

Кстати, Вы ведь кажется сами время от времени вспоминаете здесь, сколько проблем у Энергомаша было с теми самыми 772 K при 52 МПа. А теперь представьте, что будет, если поднять температуру еще на 500? Да при давлении под сотню-полторы?  :shock:

ЦитироватьПо-видимому, да - температура должна быть выше. Но РД-701 не был доведен даже до стендовых испытаний. Так что неизвестно еще, удалось бы Энергомашу сделать такой горячий ГГ и турбины.

Вы уверены?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=82654#82654
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=82910#82910
Просто, от одного из участников форума, mrvyrsky, была несколько иная информация.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗначит ... температура кислорода должны быть ещё выше?

неизвестно еще, удалось бы Энергомашу сделать такой горячий ГГ и турбины.

Кстати, Вы ведь кажется сами время от времени вспоминаете здесь, сколько проблем у Энергомаша было с теми самыми 772 K при 52 МПа. А теперь представьте, что будет, если поднять температуру еще на 500? Да при давлении под сотню-полторы?  :shock:

Представляю. :) Но у Энергомаша проблемы были в том что они просто не ожидали что обычные материалы при таких температурах начнут возгораться. Пришлось им поморочиться и подобрать "нетрадиционные" покрытия. А если сразу ожидать то можно сразу подобрать покрытия которые не горят в раскалённом кислороде. Серебро к примеру.
 Но я про то что сама по себе температура не страшная. В авиационных двигателях турбины работают и не при таких температурах. Правда и не при таких нагрузках...

ЦитироватьПросто, от одного из участников форума, mrvyrsky, была несколько иная информация.

Он перепутал.

Цитировать

ЦитироватьПо-видимому, да - температура должна быть выше. Но РД-701 не был доведен даже до стендовых испытаний. Так что неизвестно еще, удалось бы Энергомашу сделать такой горячий ГГ и турбины.

Вы уверены?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=82654#82654
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=82910#82910
Просто, от одного из участников форума, mrvyrsky, была несколько иная информация.

Я задавал вопрос об этом двигателе представителям Энергомаша на всех выставках, на которые попадал. При этом они утверждали, что делались проливки уменьшенной ФГ с трехкомпонентными форсунками. И более - ничего, так как ни у кого нет интереса и, соответственно, нет денег на этот двигатель.

В то, что за прошедшие 1-2 года Энергомаш за свой счет спроектировал, изготовил и провел полные испытания сложнейшего ЖРД, не имеющего аналогов, - "не верю" (C). Особенно учитывая, что этот ЖРД и сейчас никому не нужен.

Кстати, ни на одной из выставок - ни в России, ни где-либо еще - Энергомаш не представлял РД-701 - ни в макетах, ни в проспектах. При том, что РД-191 представлялся ими задолго до первого испытания.

Так что до тех пор, пока сам Энергомаш не объявит в пресс-релизе хотя бы о первых испытаниях РД-701, я в его существование не поверю. И Вам не советую ;).

ЦитироватьКстати, ни на одной из выставок - ни в России, ни где-либо еще - Энергомаш не представлял РД-701 - ни в макетах, ни в проспектах. При том, что РД-191 представлялся ими задолго до первого испытания.

Нет. На выставке "К звёздам" в 1991-м году был выставлен полномасштабный макет. Тот самый что сфотографирован на буран.ру. Стоял на ВДНХ на улице. Представители говорили что это компоновочный макет предназначеный для увязки МАКСа. Сделан был качественно, сгоряча можно было принять за настоящий двигатель.

Цитировать

ЦитироватьКстати, ни на одной из выставок - ни в России, ни где-либо еще - Энергомаш не представлял РД-701 - ни в макетах, ни в проспектах.

На выставке "К звёздам" в 1991-м году был выставлен полномасштабный макет. Тот самый что сфотографирован на буран.ру.

Ну ладно, перефразирую :): не рекламировался и не представлялся в качестве примера технологических возможностей Энергомаша.

ЦитироватьНу ладно, перефразирую :): не рекламировался и не представлялся в качестве примера технологических возможностей Энергомаша.

А! Это да. Чтото не стремятся они никому впарить заказ на трёхкомпонентник...

ЦитироватьЧтото не стремятся они никому впарить заказ на трёхкомпонентник...

Это... "Неуловимый Джо"!

ЦитироватьВсе-таки делать предельный ЖРД с целью получения нескольких секунд УИ, и при этом сжигать один из компонентов в пристеночном слое при неоптимальном соотношении, - не рационально.

Рационально или нет - зависит от конкретных чисел: растёт УИ (оттого, что можно повысить давление) или падает (оттого, что часть компонента сгорает неоптимально). Числа таковы, что транспирационное охлаждение требует самого малого расхода на стенку из всех видов пристеночного охлаждения. Порядка одного процента. При этом, из-за малого количества и равномерного распределения коэффициент сгорания относительно высок. Даже если потери УИ составят 0,5% - а это относительно много для этого охлаждения - на 3000 м/с УИ это составит 15 м/с. Может оказаться, что выгоднее будет давление поднять.

Насчёт РД-701 - он, по крайней мере, выставляется постоянно в музее Энергомаша, куда и иностранцев пускают. И согласно тем же энергомашевцам, клиент скорее жив, чем мёртв :) .

ЦитироватьИ согласно тем же энергомашевцам, клиент скорее жив, чем мёртв :) .

Что понимается под "клиентом"? Посетители музея? :)
 Если двигатель то согласно энергомашевцам он скорее мёртв чем жив.

ЦитироватьНасчёт РД-701 - он, по крайней мере, выставляется постоянно в музее Энергомаша, куда и иностранцев пускают. И согласно тем же энергомашевцам, клиент скорее жив, чем мёртв :) .

Ну, в музеях много чего выставляется. РД-100, например... ;)

Если кто-то не обратил внимание :) - речь идёт о музее Энергомаша. И сотрудник музея, говорящий об РД-701 там - сотрудник Энергомаша.

Не совсем понятно, при чём тут РД-100 ;) .

ЦитироватьЕсли кто-то не обратил внимание :) - речь идёт о музее Энергомаша. И сотрудник музея, говорящий об РД-701 там - сотрудник Энергомаша.

Не совсем понятно, при чём тут РД-100 ;) .

Обратили внимание :)
Просто если изделие постоянно выставляется в музее, и никогда - на солидных выставках, то возникает подозрение, что даже сам разработчик считает это изделие не более чем музейным экспонатом.  
Как и РД-100... ;)

Ваше мнение понятно.

Известно, что предельные керосиновые двигатели реально существующие, развивают до 200 т на одну камеру, больше ничего нет и в помине!

Разве Глушко просто так отказался делать сверхмощные двигатели для Н-1? Ничего подобного, он прекрасно знал ситуацию и отказался делать абсолютно невозможное, ибо с увеличением камеры и параметров в ней колебания нарастают катастрофически, и выше 200 т уже никакие известные спецам ухищрения не позволяют справиться с колебаниями.

Всех задурили двигателем Ф-1, и глушковцы захотели попытаться сделать подобный ему РД-270, и что? А абсолютно ничего не вышло, все образцы двигателей, почти мгновенно шли в разнос. Как будто бы не глушковцы сейчас лучшие спецы по двигателям в мире?, если они не могут, то и никто другой больше не может!

Вон американцы и то у них двигатели заказывают (РД-180), поскольку с ЖРД у них очень плохо, после Ф-1 они опустили руки и практически перестали керосиновыми ЖРД заниматься, именно потому что не было никакого смысла, немцы можно себе представить что только не перепробовали, но был полный абзац.

Они могли разве что снизить давление и тягу в движке до минимума около 200 т, и на этих параметрах получить работу, но для Луны это было бесполезно, ракета могла взлететь только полупустая, как ее видимо и запускали автоматом...

Доказательством сему является обрезанное сопло Ф-1, со степенью расширения 16 и двигатели явно работали на недорасширении, хотя должны были работать на перерасширении около 23, поэтому у них должен был быть сильно заниженный удельный импульс, около 280, а не заявленный 300, с учетом потерь от генераторного газа... И степень расширения подходила как раз для низкого давления в двигателе, порядка 25 атм. Ну максимум 300 -350 т можно было вытянуть при таких параметрах. И то при низкой устойчивости работы движка.

Вон дипломник правильно сказал, что его проект 1000 тонного двигателя создавал такую звуковую волну, что та дважды вокруг Земли могла обойти, это при условии если двигатель был настолько прочный, что выдержал бы любые колебания, а вот незадача, что подавить колебания никакие ухищрения не позволяют...

ЦитироватьСтарый писал(а):
Гость 22, а как вы прокомментирукете идею в кислород-водородном двигателе делать турбину на кислороде и в газогенераторе сжигать с кислородом не водород а керосин?
Это Вы про РД-701, что ли? Ну, насколько я знаю, такое решение было продиктовано желанием использовать по максимуму опыт разработки "окислительных" двигателей, причем именно на LOX+керосин. В этом смысле такой шаг не является совсем уж неоправданным, по крайней мере для Энергомаша.
Хотя подобное решение фирмы, имеющей опыт работы с водородом, было бы по меньшей мере странным.

Я такое тоже слышал, но не представляю, как у РД-701 обеспечивается второй режим (кислород+водород). Может, кто знает? Но идея сделать трёхкомпонентник на халяву с окислительной схемой ГГ - безнадёжная, там, где он нужен, такое не пройдёт. Если уж делать АКС, то нужно постараться сделать всё по уму: для охлаждения КС и в турбине использовать водород. Тогда в качестве 3-го компонента можно впрыснуть любую гадость. Рекомендую смесь керосина с боргидридом аллюминия и метилацетилен. Всплывут трудности - в РД-701 водорода маловато, но при таком подходе они решаемы.

Полет ракеты на водороде будет в миллиард стоить, как на Шатле, какой смысл в этом? что касается Ф-1, то его просто не в состоянии воспроизвести, и не способны сделать ничего похожего, поэтому все находится на уровне РД-191, это ныне предельный однокамерный двигатель.

Неясность только со следующими двигателями:
Двигатели НК-600, видимо четырехкамерные,  НК-300, видимо двухкамерные, но неизвестно доведены ли они до рабочего состояния или нет?
Двигатель AJ26- 800 около 400 т тяги видимо двухкамерный, вопрос в том, доведенный он или нет? и летает или нет?

Вот какое мнение возникло. Технически (не политически) сделать ЖРД на такие параметры сейчас, думаю, проще, чем 30 лет назад (тогда делался РД-170...) "Политически" интерес может быть вызван тем, что технологии РД-170 доступны США. То есть, вариант, напоминающий решение по разработке МиГа-31 после "ухода" МиГа-25.

Интересно было бы оценить, какие технологии, появившиеся в последнее время, могут оказать влияние на разработку такого двигателя.

ЦитироватьВот какое мнение возникло. Технически (не политически) сделать ЖРД на такие параметры сейчас, думаю, проще, чем 30 лет назад (тогда делался РД-170...) "Политически" интерес может быть вызван тем, что технологии РД-170 доступны США. То есть, вариант, напоминающий решение по разработке МиГа-31 после "ухода" МиГа-25.

Между разработкой МиГ-31 и угоном 25-го нет никакой связи. Но в любом случае ЖРД - это не боевой самолет и нет никакого резона стремиться любой ценой превзойти противника по характеристикам. К тому же сомнительно, что американцы используют технологии РД-170 где-либо, кроме производства РД-180 (в случае такой необходимости).

ЦитироватьИнтересно было бы оценить, какие технологии, появившиеся в последнее время, могут оказать влияние на разработку такого двигателя.

Новые керамические материалы для лопаток турбины, композиты для неохлаждаемого соплового насадка (что повысит интегральный УИ).

Ещё можно организовать охлаждение лопаток турбины. Правда для этого лучше подходит водородный движок, водород отличный хладоген.
Вообще я думаю, что если делать для первой ступени ЖРД с предельными параметрами, то лучше водородник. Для него проще реализовать схему газ-газ (нет сажеобразования в "сладком" газе при высоком давлении), а высокое давление в КС позволяет получить УИ более 400 с.
А применив сопловый насадок, можно получить выше 10 км УИ 450-470 с (от 10 км и до конца работы ступени он будет возрастать). Тогда интегральный УИ первой ступени будет в районе 440 с.

ЦитироватьДвигатель AJ26- 800 около 400 т тяги видимо двухкамерный

Нет, однокамерный.
ТНА и ГГ от РД-180 посажены на одну камеру большего размера.

ЦитироватьВообще я думаю, что если делать для первой ступени ЖРД с предельными параметрами, то лучше водородник.

Для первой ступени вроде бы особенно выгодны сопла внешнего расширения. Это и адаптация УИ под внешнее давление, и габаритные качества для такого класса тяги... Может быть, водороду хватит хладоресурса на охлаждение и в этом случае.

Совершенно ламерский вопрос: можно ли одну большую камеру  на 800-1000т разделить углерод-углеродными перегородками на 4-6 отсеков с организацией  завесы у перегородки ну может туда 1% керосина пойдет? Ведь охлаждать 4 камеры рд-171 намного сложнее чем одну большую, да и поверхность одной камеры будет меньше.
А углерод-углеродные перегородки при  помощи завесы может и не успеют сгореть за 200-400 сек(столько мне видится время работы 1-й ступени, поправьте если это не так).

Вопрос навеян горшками рд-170 и  упоминанием про фетровые перегородки в рд-107.

Теперь для борьбы с ВЧ часть форсунок горючего делают выступающими из форсуночной головки, в итоге в районе головки, где как раз и возникают колебания, камера оказывается разделена на несколько частей. На Союзе-ФГ с модернизированными двигателя РД-107А/108А, кстати, так же сделано, почему он и получил такое название. Поэтому фетровая перегородка, а тем более углеродная, не нужна.

Да слышал я про разделение форсунками, но ПМСМ  для тяги 400 т и более с одного горшка этого не хватит, там и перегородки и форсунки найдут применение. Явно в рд-170 выступающие форсунки есть, а тягу более 200 т с горшка побоялись выжать.
Явно один горшок+перегородки внутри будет легче чем  4 горшка на рд170 , а уж про более простое охлаждение всем понятно.

Еще в РД-170 если немного по другому организовать охлаждение одного большого горшка то то думаю тягу до 900-1000 т с него можно выжать. Надеяться на это мне дает вот эта ссылка:http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf

ЦитироватьДа слышал я про разделение форсунками, но ПМСМ для тяги 400 т и более с одного горшка этого не хватит, там и перегородки и форсунки найдут применение.

В F-1 хватало, а перегородки сильно длиннее форсунок просто не нужны.

ЦитироватьЯвно в рд-170 выступающие форсунки есть, а тягу более 200 т с горшка побоялись выжать.

Просто не догадались про перегородки или все же были еще более весомые факторы? :wink:

ЦитироватьЯвно один горшок+перегородки внутри будет легче чем 4 горшка на рд170 , а уж про более простое охлаждение всем понятно.

С углеродными перегородками как раз и не понятно.

Мы обсуждаем предельный движок. Ф-1 по импульсу к таковым не относится. Из-за низкого давления в камере в амерском движке и не нужны были всякие ухищрения. Как эталон(не ниже) стоит брать удельные параметры нк-33.

Догадаться скорее догадывались, но еще нужно иметь мужество пойти на отработку такого решения, а в условиях постоянной гонки в СССР времени и денег просто не хватало.

Что не понятно с углеродными перегородками? То что они будут легче чем  заменяемые ими участки металлической стенки горшков? Или как завесу для них сделать и  сколько завеса съест УИ?

ЦитироватьМы обсуждаем предельный движок. Ф-1 по импульсу к таковым не относится. Из-за низкого давления в камере в амерском движке и не нужны были всякие ухищрения. Как эталон(не ниже) стоит брать удельные параметры нк-33.

И тем не менее выступающие форсунки на F-1 понадобились. При этом F-1 открытой схемы и бороться с ВЧ на нем было посложнее даже при более низком давлении.

ЦитироватьДогадаться скорее догадывались, но еще нужно иметь мужество пойти на отработку такого решения, а в условиях постоянной гонки в СССР времени и денег просто не хватало.

А еще более вероятно выкинули эту идею на свалку истории вместе с фетром.

ЦитироватьЧто не понятно с углеродными перегородками? То что они будут легче чем заменяемые ими участки металлической стенки горшков? Или как завесу для них сделать и сколько завеса съест УИ?

Да, влияние завесы на УИ весьма интересно, как и необходимость столь длинных перегородок.

Фетр выкинули из малотягового движка. Обсуждаемый диапазон в 1000 т-совсем другая область.

Не думаю что завеса съест много от УИ, ведь фактически перегородка будет иметь площадь максимум в 2 раза больше поверхности нескольких камер и потребует менее  сильного расхода на завесу.ПМСМ  Завеса что на 4 горшка, что на один +перегородка будет одинакова по массе, но сэкономим на массе, охлаждении и получим , возможно, поболее чем 800 т  тяги в пустоте.

Да завеса это дело второстепенное. Колебания нужно гасить там, где они возникают, а это область смесеобразования и воспламенения, т.е. район форсуночной головки, поэтому выступающих форсунок достаточно, к тому же не нужно выделять место для крепления отдельных перегородок.

Хорошо! Пойдем от противного.

Почему если выступающих форсунок достаточно разработчики РД-170 не сделали одну камеру?

Так вы сами раньше и ответили :wink: - времени и средств на отработку большая КС требует в любом случае больше, чем КС в уже отработанном диапазоне, при том, что еще надо было делать ТНА из совершенно не освоенного диапазона мощности. Т.е. слишком много технических рисков для одного двигателя.

ЦитироватьДа слышал я про разделение форсунками, но ПМСМ  для тяги 400 т и более с одного горшка этого не хватит, там и перегородки и форсунки найдут применение. Явно в рд-170 выступающие форсунки есть, а тягу более 200 т с горшка побоялись выжать.

Да не побоялись. Просто четырьмя камерами можно рулить по всем трём осям, а одной - только по двум, нужно ещё городить рулевой двигатель, что для "Зенита" неудобно.

ЦитироватьЯвно один горшок+перегородки внутри будет легче чем  4 горшка на рд170 ,

разница - по статистике - 2-4%

Цитироватьа уж про более простое охлаждение всем понятно.

Ну, там ещё меньше разница, доли процента. Камера на 150-200 тонн достаточно велика, и отношение количества тепла, идущего в стенку, к общему, очень мало изменится для однокамерного движка. Зато четырёхкамерный короче и лучше компонуется.

Все же удобство управления и компоновки были второстепенными причинами. На Зените обошлись бы соплами крена.

Андрей Суворов

А Вы какое-то отношение к разработке РД-170 имели?
Если да то сколько % даст отказ от многочисленных трубопроводол для 4 горшков?

Если турбоагрегаты от рд-170 применить в движке с давлением в камере  150 атм то сколько предположительно тяги можно из него выжать?

Больше 1000 тонн.

ЦитироватьБольше 1000 тонн.

Причем в таком виде от него будет намного больше пользы для тяжелых носителей - тяга выше на десятки процентов, а УИ снизится всего на 3-4%.

ЦитироватьАндрей Суворов

А Вы какое-то отношение к разработке РД-170 имели?

Нет, конечно :)

ЦитироватьЕсли да то сколько % даст отказ от многочисленных трубопроводол для 4 горшков?

Да нисколько :) их не станет меньше - в штуках, может, и станет, в килограммах - вряд ли... Увеличивая диаметр трубопровода вдвое, при том же давлении нужно увеличить толщину стенок вдвое, а, поскольку площадь стенок тоже вдвое возросла, масса возрастёт вчетверо, как и пропускная способность.

2-4% зафиксированы во многих методичках по проектно-баллистическим расчётам.

ЦитироватьЕсли турбоагрегаты от рд-170 применить в движке с давлением в камере  150 атм то сколько предположительно тяги можно из него выжать?

Прежде всего, они (агрегаты) будут неоптимальны для движка с давлением в камере 150 атмосфер. Это ж нужны будут другие насосы, у них будет другое число оборотов и т.д.

ЦитироватьПрежде всего, они (агрегаты) будут неоптимальны для движка с давлением в камере 150 атмосфер. Это ж нужны будут другие насосы, у них будет другое число оборотов и т.д.

+100
хотел написать, но поленился )

Вообще говоря, при таком падении давления в камере увеличится перепад давления на турбине... Так что для оптимальности придется и турбину менять :)

ЦитироватьВообще говоря, при таком падении давления в камере увеличится перепад давления на турбине... Так что для оптимальности придется и турбину менять :)

Это само собой. ТНА нужен будет новый, хотя наработки по РД-170 несомненно пригодятся. Перепад давления на турбине будет больше, объем прокачиваемого насосами топлива - тоже больше.

Я думал что речь вообще идет про двигатель с мощностью ТНА в классе РД-170.

Ну, видимо так оно и есть :)

При равной мощности расход обратно пропорционален напору.
Снижаем вдвое давление - можем прокачивать вдвое больше топлива.

Только вот почему завязка идет именно на мощность ТНА? ;)

ЦитироватьТолько вот почему завязка идет именно на мощность ТНА? ;)

Потому что ТНА РД-170 - выдающееся техническое достижение.
У него мощность 190 тысяч л. c., а самая мощная из существующих газовых турбин - 340 МВт (на электростанции стоит). Так что превзойти мощноть ТНА РД-170 на десятки процентов ещё можно, но в разы - вряд ли вобще технически возможно.

По мощности ТНА с РД-170 ни один реально существовавший ЖРД сравниться и близко не может. Близкую тягу имел F-1, но у него из-за небольшого давления в КС мощность ТНА была "всего" 68 тысяч л. c.

В то же время даже РД-170 имеет недостаточную тягу, чтобы применяться на тяжелых носителях в качестве единственного двигателя первой ступени (например на 40-тоннике).
И для сверхтяжелых носителей будущего чем меньше двигателей на ступень - тем лучше.
Используя ТНА, по мощности близкий к ТНА РД-170, в многокамерном ЖРД с большей, чем у РД-170, размерностью КС, и с пониженным давлением в КС (всё равно  давление в 250 атм приводит к незначительному росту УИ, 100-150 атм вполне достаточно), можно получить очень перспективный для тяжелых и сверхтяжелых носителей двигатель с тягой 1200-1500 тонн.

К тому же с давлением в КС в 100-150 атм можно сделать двигатель с ТНА на "сладком" газе, особенно при использовании метана в качестве горючего. Это резко повысит надежность двигателя.

Кстати Глушко первоначально замахивался именно на тягу 1200 тонн, его остановило только отсутствие стендов для испытаний таких двигателей. Стенды конечно надо построить.

Не имея отработанного сверхмощного двигателя - очень сложно замахиваться на амбициозные космические программы (а я верю, что рано или поздно на них замахнуться).

В принципе РД-170 тоже для этого годится. Но 1500-тонный метановый ЖРД умеренной напряженности со сладким газогенераторным газом подошел бы намного лучше.

ЦитироватьВообще говоря, при таком падении давления в камере увеличится перепад давления на турбине... Так что для оптимальности придется и турбину менять :)

Фигово...  Я тут думал что используя отработанные турбоагрегаты от РД-170 можно нечто  позабористей Ф-1 соорудить, причем не сильно теряя в импульсе. В смысле тяги с одной камеры.

Если я не ошибаюсь турбоагрегаты РД-170 есть наиболее мощные из того что существует, а поскольку удельная масса турбоагрегата пропорциональна корню квадратному из его мощности то глупо их не использовать в дальнейших разработках.

ЦитироватьПотому что ТНА РД-170 - выдающееся техническое достижение.
У него мощность 190 тысяч л. c., а самая мощная из существующих газовых турбин - 340 МВт (на электростанции стоит). Так что превзойти мощноть ТНА РД-170 на десятки процентов ещё можно, но в разы - вряд ли вобще технически возможно.

Да бросьте вы!
Понадобится - сделают и вдвое мощнее, и вчетверо, и на порядок :)
Теоретический препятствий увеличению мощности ТНА я лично не вижу.

У РД-170 мощность ТНА и так больше мощности на валу гребного винта любого существующего корабля.
Что касается резкого увеличения размеров - проблемы будут с подшипниками и с лопатками из-за центробежных сил. Не факт что существующие материалы выдержат такие удельные нагрузки.

ЦитироватьУ РД-170 мощность ТНА и так больше мощности на валу гребного винта любого существующего корабля.

И что? :)
Для настоящего инженеро-маньяка это не показатель )))

ЦитироватьЧто касается резкого увеличения размеров - проблемы будут с подшипниками и с лопатками из-за центробежных сил. Не факт что существующие материалы выдержат такие удельные нагрузки.

А с чего бы им увеличиваться? Если речь идет о повышении расхода при снижении давления - увеличится проходное сечение колеса, а диаметр вполне может даже уменьшиться. А если и увеличится - то незначительно. Кроме того, чтобы увеличить в разы мощность ТНА не обязательно увеличивать его пропорционально мощности. Можно тупо увеличить количество исполнительных механизмов - насосов и турбин.
Путей решения задачи много :)

Мне что-то видится ЖРД  состоящий из ТНА от РД-170 , естественно видоизмененный,пусть даже с некоторой потерей мощности,и
 камер(ы)  сгорания  на 150 атм. Тягой 1000+ тонн. Если при давлении в камере 150 атм  удастся выжать 1200-1400 т тяги то будет вообще прекрасно. Это позволит создать носитель у которого будет по 1 двигателю на каждой ступени. И всякие УРМы идут лесом.

ЦитироватьМне что-то видится ЖРД  состоящий из ТНА от РД-170 , естественно видоизмененный,пусть даже с некоторой потерей мощности,и
 камер(ы)  сгорания  на 150 атм. Тягой 1000+ тонн. Если при давлении в камере 150 атм  удастся выжать 1200-1400 т тяги то будет вообще прекрасно.

И обязательно - газогенератор с восстановительным газом. Это резко повышает надежность двигателя - химически неагрессивная среда "сладкого" газа намного безопаснее в турбине, и к посторонним частицам чувствительность намного меньше.
В качестве горючего для того двигателя лучше всего подойдет метан, тем более что в России его - хоть залейся.

А на вторую ступень нужен водородный движок. Причем при меньшей тяге мощность его ТНА будет сопоставима с мощностью ТНА двигателя первой ступени - потому что водород имеет низкую плотность, объем баков второй водородной ступени будет ненамного уступать объему баков первой метановой.
Если много доступного метана - водород дешевле всего получать из него, прямо на космодроме.

ЦитироватьЭто позволит создать носитель у которого будет по 1 двигателю на каждой ступени. И всякие УРМы идут лесом.

Ну это смотря какой именно носитель.  :wink:
Для сверхтяжелых в будущем всё равно по несколько двигателей понадобится.
Только они за приемлимые деньги смогут обеспечить грузопоток на орбиту порядка тысяч тонн в год.

Что вам так сдался восстановительный газ? восстановительный газ пригоден только для открытой схемы - малый расход и большой перепад давления на турбине.

На метане в принципе можно и замкнутую схему сделать, хотя особой необходимости в том и нет.

Особой необходимости в таком двигателе вообще нет.
Восемь ЖРД РД-170 дают достаточную тягу для любой мыслимой ракеты, при этом число камер в точности равно числу камер на Р-7, а число турбонасосов почти вчетверо меньше, чем на Н-1.

Но, к сожалению, и такую ракету никто строить не будет.

Да, Вулкан оказался не слишком востребован. :)

ЦитироватьОсобой необходимости в таком двигателе вообще нет.
Восемь ЖРД РД-170 дают достаточную тягу для любой мыслимой ракеты, при этом число камер в точности равно числу камер на Р-7, а число турбонасосов почти вчетверо меньше, чем на Н-1.

Надежность двигателя высокой напряженности (например РД-190) меньше, чем средненапряженного НК-33.
Так что 4 средненапряженных движка - это дешевле и надежнее, чем 8 высоконапряженных. Особенно если учитывать колоссальную стоимость ПН сверхтяжелого носителя - желательно обойтись без аварий.

Да и старый добрый Вулкан - не предел извращенной фантазии по размерности.
И с точки зрения борьбы с акустическими нагрузками (это острая проблема для супертяжей) больше подходят двигатели с большой тягой и умереным УИ - нагрузки зависят от УИ в 4 степени, а от тяги в первой. При небольшом снижении УИ первой ступени при равной ПН стартовая масса и тяга возрастают ненамного, а уровень нагрузок снижается заметно.

ЦитироватьНо, к сожалению, и такую ракету никто строить не будет.

Если всерьёз соберуться копать Луну на предмет разжиться гелием - ещё как будут.

Вот за что я люблю ракетные двигатели, так это за то, что нужного результата можно добиться как одним большим-пребольшим двигателем, так и туевой хучей маленьких :)

Цитировать

ЦитироватьУ РД-170 мощность ТНА и так больше мощности на валу гребного винта любого существующего корабля.

И что? :)
Для настоящего инженеро-маньяка это не показатель )))

Свят, свят, свят! :roll:  Упаси нас, Господи, от инженеро-маньяков! :x

Ну тогда срочно из квартиры переезжайте в шалаш ибо квартира для древних тоже была маньячеством своеобразным.:)

Подозреваю что "сладкий" метановый турбоагрегат можно и поболее 190 000 л.с. сделать. И если понадобится то сделают.

Со сладким, кстати, будет сложнее.
Соотношение метана и кислорода при максимальном УИ составляет примерно 3,4. То есть расход метана в 3 раза меньше расхода кислорода. Температуру можно поднять с 700 до 1100 К.
В формуле мощности расход снаружи, а температура под корнем...

ЦитироватьСо сладким, кстати, будет сложнее.
Соотношение метана и кислорода при максимальном УИ составляет примерно 3,4. То есть расход метана в 3 раза меньше расхода кислорода. Температуру можно поднять с 700 до 1100 К.
В формуле мощности расход снаружи, а температура под корнем...

Расход не по массе считается, а по объему. Водорода в водородных ЖРД расходуется в 5-6 раз меньше по массе, чем кислорода. Тем не менее в газогенераторах там газ именно сладкий - потому что водорода втрое больше по объему.
У метана плотность тоже небольшая, он занимает объем почти равный с кислородом. В этом отношении он намного лучше керосина для привода ТНА - позволяет выше поднять давление при умеренной температуре в ГГ. А поднимать температуру в ТНА со сладким газом на основе углеводородов не рекомендуется - закоксовывание может начаться.

ЦитироватьПодозреваю что "сладкий" метановый турбоагрегат можно и поболее 190 000 л.с. сделать. И если понадобится то сделают.

Если уменьшить давление в КС до 120-150 атм, мощность ТНА на любом газе можно увеличить - добавить к существующей турбине ещё одну ступень, для относительно низкого давления.
Давление будет падать на турбине не как сейчас с 500 атм. до 250, а с 500 до 150, мощность ТНА увеличится при прочих равных процентов на 40.

Причем расход топлива для более мощного двигателя будет в разы больше, чем у РД-170 - для тяги 1500 тонн около 6 тонн в секунду. Так что существующую турбину РД-170 там можно использовать только для смешанной закрыто-открытой схемы. Пропустить через неё весь объем одного из компонент (хоть кислорода, хоть метана) будет невозможно. Будут пропускать примерно половину, а газ после турбины дожигать в двух КС двигателя из четырех. А в две другие камеры и горючее и окислитель будет поступать сразу после насоса, минуя газогенератор и турбину.
Таким образом мощность турбины будет расходоваться на то, чтобы примерно половину метана  сжимать до 550 атм и загонять в газогенератор (причем объем этой половины будет как у всего расхода кислорода РД-170), а оставшуюся половину метана и весь кислород сжимать только до 150 атм и загонять сразу в КС.

ЦитироватьВ формуле мощности расход снаружи, а температура под корнем...

А как она туда попала?

ЦитироватьРасход не по массе считается, а по объему. Водорода в водородных ЖРД расходуется в 5-6 раз меньше по массе, чем кислорода. Тем не менее в газогенераторах там газ именно сладкий - потому что водорода втрое больше по объему.

Это у насоса потребная мощность зависит от объемного расхода перекачиваемой жидкости, а располагаемая мощность турбины - от массового расхода рабочего тела. У водорода просто молекулярная масса существенно меньше, потому и работоспособность больше при равной с кислородом температуре, да еще и температуру можно повысить. У метана та же история, в итоге располагаемая мощность турбин на кислом и сладком газе примерно одинакова.

ЦитироватьЕсли уменьшить давление в КС до 120-150 атм, мощность ТНА на любом газе можно увеличить - добавить к существующей турбине ещё одну ступень, для относительно низкого давления.
Давление будет падать на турбине не как сейчас с 500 атм. до 250, а с 500 до 150, мощность ТНА увеличится при прочих равных процентов на 40.

Если нужно увеличить расход топлива при меньшем давлении, то мощность турбины может и не понадобится сильно увеличивать. Нужно просто сделать новую турбину на больший расход газа, тогда и большой перепад давления не понадобится и давление в ГГ можно понизить.

ЦитироватьПричем расход топлива для более мощного двигателя будет в разы больше, чем у РД-170 - для тяги 1500 тонн около 6 тонн в секунду. Так что существующую турбину РД-170 там можно использовать только для смешанной закрыто-открытой схемы. Пропустить через неё весь объем одного из компонент (хоть кислорода, хоть метана) будет невозможно. Будут пропускать примерно половину, а газ после турбины дожигать в двух КС двигателя из четырех. А в две другие камеры и горючее и окислитель будет поступать сразу после насоса, минуя газогенератор и турбину.
Таким образом мощность турбины будет расходоваться на то, чтобы примерно половину метана сжимать до 550 атм и загонять в газогенератор (причем объем этой половины будет как у всего расхода кислорода РД-170), а оставшуюся половину метана и весь кислород сжимать только до 150 атм и загонять сразу в КС.

Если часть метана и кислорода сжимать до 550 атм, а часть до 150, то понадобятся двухступенчатые насосы с совершенно другими расходами, чем в существующем двигателе, в итоге от РД-170 останется разве что турбина, да и та создана под кислый газ. Тут нет смысла в использовании существующих агрегатов, просто нужен новый ТНА.

Впрочем  метановый движок равный рд-170 по тяге дело не ближайшего будущего. Из рд-170 нужно сделать  что-то на 1200-1500 т тяги. Тогда на каждой ступени носителя типа 40-тонника можно по 1 движку ставить и идея псевдоконструктора с УРМ отпадет.

Проще сделать новый двигатель, чем переделывать существующий.

Золотые слова! :)

Тьфу ты!
Позор на мою несчастную голову! :(
Конечно, RT безо всякого корня...

Но расход, извините, все таки массовый )

ЦитироватьВпрочем  метановый движок равный рд-170 по тяге дело не ближайшего будущего. Из рд-170 нужно сделать  что-то на 1200-1500 т тяги. Тогда на каждой ступени носителя типа 40-тонника можно по 1 движку ставить и идея псевдоконструктора с УРМ отпадет.

А чего Вы так на УРМы накинулись-то? С точки зрения технической сложности и стоимости отработки это правильная идея для тяжёлых и сверхтяжелых РН.
А вот создание и отработка супер-движков, создание для них супер-стендов, суперзаводов и прочих крупно-дорогих вещей совершенно не окупается ожидаемой для них частотой запусков. Кроме прочего, надежность РН, и прежде всего для безопасности крупногабаритных стартовых сооружений, у многодвигательной схемы выше.  А однодвигательную оставить "рабочим лошадкам" средней и малой грузоподъёмности. Они будут надёжнее в силу большей частоты запусков.

Модульная концепция накладывает кучу очень плохих ограничений на РН, и при этом не позволяет реально экономить деньги, т.к. невозможно производство УРМов сделать действительно серийным. Даже при объемах в сотню УРМов в год - это все равно будет штучное производство.

ЦитироватьМодульная концепция накладывает кучу очень плохих ограничений на РН, и при этом не позволяет реально экономить деньги, т.к. невозможно производство УРМов сделать действительно серийным. Даже при объемах в сотню УРМов в год - это все равно будет штучное производство.

Ну, при объёме "в сотню УРМов в год" оно уже не совсем "штучное"... хотя спорить о смысле слов - занятие глупое. Но я всё же считаю, что модульная (полиблочная) концепция позволяет реально экономить деньги, не так много как хотелось бы, но ощутимо по сравнению с освоением нового диаметра (с решением всего букета сопутствующих проблем) и созданием свермощных ЖРД. Типичные примеры - Дельта-4 и т.н. "Тризенит" (ну, и "Ангарово семейство" ;) ).
Ограничения на конструкцию, конечно, имеются, но они вовсе не "очень плохие", хотя и приводят к некоторому снижению удельных характеристик РН - на мой взгляд, допустимому.

Не хотелось бы продолжать здесь этот "вечный" спор" - всё же оффтопик. Да и обсуждали-переобсуждали уже это всё многократно...
Я только хотел выразить несогласие с идеей октогена, что сверхмощные РН  должны быть обязательно моноблочными и однодвигательными.

ЦитироватьЯ только хотел выразить несогласие с идеей октогена, что сверхмощные РН  должны быть обязательно моноблочными и однодвигательными.

Я очень сильно сомневаюсь, что это вообще физически возможно.
Сверхмощные носители всегда будут многодвигательными.

Но оптимальными для них будут такие двигатели, с которыми просто мощные носители можно делать одновигательными (на ступень).

Мечты про  40 и более тонн пока избыточны. Тем более что размерность в 40 т и опыт стыковок еще советский позволит строить любые мыслимые станции не прибегая к тяжеловозам на 75-100 т.

Всё зависит от задач. Если возобновлять лунную программу - не избыточны.
Чтобы поменять экипаж лунной базы в 6-9 человек - нужна ракета размерности Вулкана. Причем лететь через радиационные пояса нужно быстро, так что для пилотируемых полетов буксир с ЭРД не годится, нужны классические ЖРД, как у Сатурна-5.
Вот уже стабильно по два пуска сверхтяжелого носителя в год на все годы существования лунной базы (не считая её развертывания, только для обслуживания).

Так 2 пуска в год-мелочь! Городить из-за них отделный сверхтяжелый носитель  избыточно. Нужен быстрый полет к Луне-стыковка на орбите 2-х частей корабля по 40т  или заправка его топливом от более мелких ракет(  тут можно конверсионные МБР использовать ибо топливо дешевый груз и есть возможность держать несколько таких ракет для подстраховки). С доставкой расходных материалов вполне корабли на ЭРД справятся. А назад с Луны выгоднее всего ПМСМ будет электромагнитная катапульта обсуждаемая в соседней теме.

Так что носитель более 40 нах не нужен. Стыковка и дозаправка позволят от него отказаться.

ЦитироватьТак 2 пуска в год-мелочь! Городить из-за них отделный сверхтяжелый носитель  избыточно. Нужен быстрый полет к Луне-стыковка на орбите 2-х частей корабля по 40т  или заправка его топливом от более мелких ракет(  тут можно конверсионные МБР использовать ибо топливо дешевый груз и есть возможность держать несколько таких ракет для подстраховки). С доставкой расходных материалов вполне корабли на ЭРД справятся. А назад с Луны выгоднее всего ПМСМ будет электромагнитная катапульта обсуждаемая в соседней теме.

Так что носитель более 40 нах не нужен. Стыковка и дозаправка позволят от него отказаться.

С дозаправкой не всё так просто, а стыковка не всегда оптимальна... да и надёжность снижается. Но в целом насчет малой потребности в сверхтяжёлых  я с Вами согласен.

Касательно же дешёвых конверсионных МБР - подозреваю, что они скоро закончатся. Сроки выйдут и ага. А современные твердотопливные под эту задачу плохо подходят.
Что касается лунной ЭМ-катапульты - на ближайшие 40 лет можете смело забыть.  Не всё сразу.

Где-то встречал, не помню уже, что для Свободного рассматривались 2 варианта конфигурации многоразовой (частично?..) ТКС - на 35 т и 45 т  ПГ.  Подозреваю, что при выборе размерности старались исходить как раз из оптимизации под минимальную удельную (на тонну ПГ) стоимость жизненного цикла такой системы. Что имхо и есть САМЫЙ ПРАВИЛЬНЫЙ подход.
Но что-то мы уже совсем удалились...

Конверсионные рн никогда не закончатся :)
У них есть срок годности, как не крути их надо менять на новые. Согласен, что мало. Но если это окажется экономически ВЫГОДНО, почему бы и не обновлять парк не по фактическому подходу к концу периода, а намного раньше. И нам же это выгодно, у заводов работы будет больше. Да и тогда парк МБР обновлялся бы на более современные быстрее. Тут вопрос стоит больше в том выгодно или нет и надо ли это все нашему правительству.

Идея интересная, но это может оказаться экономически нецелесообразно.
МБРы - игрушки очень недешевые. С учетом требований к точности, живучести т др. стоиимость эксплуатации этих ракет в качестве космических носителей может оказаться выше чем у гражданских ракеь.
Сейчас конверсионки спускают по довольно условной сумме, не известно как полученой. Возможно, взятой вообще отфонарно.

В вашем случае стоимость пусковых услуг приблизится к стоимости новой ракеты. Кроме того, более частая замена ракет приведет к увеличению объемов ракетооборота и, следовательно, к повышению абсолютных значений расходов на ротацию...

Но мысль интересная...

Полностью согласен, для этого надо проводить экономические исследования. Но предположим ведь и запуск не бесплатный + страховка нагрузки с этого тоже что-то перепадает в казну. В конечном итоге можно даже немного терять на этом, за счет того что в строй будут поступать более современные МБР и с нулевым сроком.  Обороноспособность страны дороже. Тем более этим самым мы увеличиваем их массовость производства, у заводов появятся деньги, новые линии более высокотехнологичные, рабочие получать более высокую зарплату, цена на производство должна падать. Мы ведь тратим эти деньги не в космосе, а на земле. Хотя да, это утопия какая-то получается :) В нашей стране такое невозможно :) Да и оффтопик.

При сотнях МБР на боевом дежурстве пара десятков может ежегодно использоваться в качестве носителей и без ускоренной ротации. Только вот на Тополях много не назапускаешь, даже Днепры с Рокотами не слишком востребованы.

За счет серийности тяжелых МБР можно сгладить их некоторое неудобство в качестве легких носителей. Сейчас каждая контора пытается изобрести свой легкий носитель и проектов тьма и денег потраченных на них хватило бы на увеличение серийности гипотетической(пока) наследницы р-36м2.

А если выкидывать в космос ядерные отходы то  появится и нехилая серийность.

ЦитироватьТолько вот на Тополях много не назапускаешь, даже Днепры с Рокотами не слишком востребованы.

Отсюда вывод:
увеличиваем грузоподъемность МБР до такой степени, чтобы при использовании в кач-ве носителя масса ПН составила 25-40 тонн :)

Конечно даже тяжелые МБР подходят только как легкие носители.
Но у твердотопливных тяжелых МБР есть серьёзное преимущество: их первые ступени без усиления конструкции могут использоваться в качестве ТТУ средних и тяжелых носителей.

ЦитироватьЗа счет серийности тяжелых МБР можно сгладить их некоторое неудобство в качестве легких носителей. Сейчас каждая контора пытается изобрести свой легкий носитель и проектов тьма и денег потраченных на них хватило бы на увеличение серийности гипотетической(пока) наследницы р-36м2.

На складах лежат десятки списанных ракет, только желающих что-либо запускать на них все равно мало и серийность тут ничем не поможет.

ЦитироватьА если выкидывать в космос ядерные отходы то появится и нехилая серийность.

А еще лучше выводить мешки с песком. :wink:

Тут подумалось  можно ли турбонасос от рд-170 переделать на сладкий с метаном  в качестве рабочего тела? Выгода будет однозначно в надежности, а также появится небольшая возможность снизить мощность, при этом уи не упадет  по сравнению с керосином.
Если еще организовать охлаждение КС третьим веществом и греть потом в теплообменнике кислород то может получиться мощный и в то же время надежный движок.


П.С. Кто-нибудь сможет аргументированно доказхать/опровергнуть  возможность создания двигателей большой тяги 200-400-800т  с безгазогенераторной схемой по типу рд-146? На водороде или метане.

ЦитироватьТут подумалось  можно ли турбонасос от рд-170 переделать на сладкий с метаном  в качестве рабочего тела? Выгода будет однозначно в надежности, а также появится небольшая возможность снизить мощность, при этом уи не упадет  по сравнению с керосином.
Если еще организовать охлаждение КС третьим веществом и греть потом в теплообменнике кислород то может получиться мощный и в то же время надежный движок.

Да фигня вопрос. Переделать форсуночную головку камеры и газогенератора, турбину. Посмотреть чтоб охлаждение при этом не уплыло. Возможно, придется переделывать насосы... не помню какая там ПГС.

ЦитироватьП.С. Кто-нибудь сможет аргументированно доказхать/опровергнуть  возможность создания двигателей большой тяги 200-400-800т  с безгазогенераторной схемой по типу рд-146? На водороде или метане.

С тягой проблем никаких нет. Проблемы с давлениями. Мой приятель с неделю назад как раз защитился - был у него метановый безгазогенераторник с охлаждением и приводом турбины, если не ошибаюсь, третим компонентом... Или метаном, не помню. В принципе можно, наверное. Чего невозможного-то?
Вопрос в том - нужно ли?

Думаю НУЖНО! Ибо при такой схеме надежность будет, а падение импульса до уровня керосин/кислород  на рд-170 вполне приемлимо.

Имеем шикарный рд-170 но что-то Зениты с ним регулярно падают и уровня надежности Союза Зениту пока не видать. А при движке обсуждаемой схемы на переделанном Зените думаю можно будет добиться уровня надежности Союза.

Да и пресловутая многоразовость ПМСМ только при такой схеме возможна.

Надежность не единственный показатель.
Хорошо бы, чтобы этот двигатель (точнее - носитель с этим двигателем) по стоимости разработки и эксплуатации укладывались в определенные пределы. Сверху по крайней мере.

ЦитироватьП.С. Кто-нибудь сможет аргументированно доказхать/опровергнуть  возможность создания двигателей большой тяги 200-400-800т  с безгазогенераторной схемой по типу рд-146? На водороде или метане.

Да запросто! Нужно, чтобы охлаждающее рабочее тело (водород или метан) снимало не меньше тепла на единицу своей массы, чем в РД-146. Проблемы какие: масса прокачиваемого рабочего тела растёт пропорционально кубу размеров, а площадь камеры - пропорционально квадрату. Кроме того, растёт толщина стенок, что снижает тепловой поток. Что делать? Самое простое - увеличить площадь поверхности (удлиннить КС, поставить четыре КС вместо одной и т. д.), но можно и создать отдельный теплообменник.

ЭЭЭЭ охлаждение я предполагал третьим веществом, не топливом... Тепло потом идет в метан через теплообменник.Читал работу что так лучше. Вот только с теплообменниками трахаться придется. Да и были у меня сомнения что съема тепла со стенки оптимальной по внутренним процессам камеры хватит чтобы прогреть метан до нужных параметров...

Собственно говоря эту идею уже кто-то высказхывал, у меня лишь были сомнения что можно сделать так большой двигатель.

Фтопку теплообменники. Один геморрой от них.
Для прогрева метана тупо удлинняем камеру сгорания.

тогда метан начинает коксоваться :) его охлаждающие способности ни в какие подётки не годятся даже по сравнению с керосином, я уж молчу о водороде :)

ЦитироватьЭЭЭЭ охлаждение я предполагал третьим веществом, не топливом... Тепло потом идет в метан через теплообменник.Читал работу что так лучше. Вот только с теплообменниками трахаться придется. Да и были у меня сомнения что съема тепла со стенки оптимальной по внутренним процессам камеры хватит чтобы прогреть метан до нужных параметров...

Собственно говоря эту идею уже кто-то высказхывал, у меня лишь были сомнения что можно сделать так большой двигатель.

Третье вещество полезно в кислородно-углеводородном двигателе, или ещё в каких, но для водорода и метана оно не даёт существенных преимуществ - у них итак хорошие охлаждающие свойства.

у метана охлаждающие свойства в газообразном виде никакие, а расстояние от точки кипения до критической небольшое. Это делает его худшим охладителем, чем керосин, отсюда и предложения по использованию третьего компонента для охлаждения.

Цитироватьу метана охлаждающие свойства в газообразном виде никакие, а расстояние от точки кипения до критической небольшое. Это делает его худшим охладителем, чем керосин, отсюда и предложения по использованию третьего компонента для охлаждения.

Ну, это сильное заявление. Циферками подтверждено?
Кроме того, газифицировать его можно не в рубашке камеры сгорания, а в районе радиационно охлаждаемого насадка. Там и температура достаточная, и охлаждение не критично.

ГГГ Допускаем КИПЕНИЕ в рубашке охлаждения? Эт я думаю геморрой огромный будет... Читал работу в которой написано что компонент которым охлаждают КС кипеть не должен и не должен замерзать в теплообменнике.

Если давление выше критического, ничего кипеть не будет.

Цитироватьу метана охлаждающие свойства в газообразном виде никакие, а расстояние от точки кипения до критической небольшое. Это делает его худшим охладителем, чем керосин, отсюда и предложения по использованию третьего компонента для охлаждения.

Не слышал, чтобы предлагалось использовать третий компонент для охлаждения метанового двигателя. Метан начинает разлагаться где-то при 800 С, и то на водород и этилен. А до сажеобразования ещё далеко - температура будет выше, чем та, при которой не выдержит стенка камеры.

Что-то давненько здесь жарких дискуссий не было:)
Подниму тему дабы оффтопы в других  не расцветали буйно.

Мнится мне что из РД-170 неплохо было бы сделать 6 горшковый движок на 1200т , при охлаждении камер третьим компонентом возможно даже тупрбоагрегата от прародителя хватит. Используя отработанные камеры и другие узлы РД-170 разработка более мощного собрата будет проще и быстрее. И цена одного мощного движка будет однозначно меньше чем кучи менее сильных на " сосисочных" носителях типа Ангары.

ПМСМ 1 ступень-1 двигатель, ну возможные рулевые не в счет.

Пожалуй, сделать РД-170-6 сложнее, чем РД-191. Заново самую сложную часть двигателя разрабатывать, с масштабированием вверх... Лучше уж тогда, наверное, попробовать сразу обсуждаемый в данной теме.

Цитировать

Цитироватьу метана охлаждающие свойства в газообразном виде никакие, а расстояние от точки кипения до критической небольшое. Это делает его худшим охладителем, чем керосин, отсюда и предложения по использованию третьего компонента для охлаждения.

Не слышал, чтобы предлагалось использовать третий компонент для охлаждения метанового двигателя. Метан начинает разлагаться где-то при 800 С, и то на водород и этилен. А до сажеобразования ещё далеко - температура будет выше, чем та, при которой не выдержит стенка камеры.

Хрен с ним, с сажеобразованием, сколько тепла можно вогнать в жидкий метан от температуры кипения до критической точки? Ибо охлаждать газообразным метаном невозможно, в силу низкой теплоёмкости и теплопроводности!
Рабочая температура стенки из медных сплавов должна быть не выше 350 градусов. Ну, 380. Именно такое значение достигается у РД-107/108 чуть выше входа в критическое сечение. И это - температура газовой стенки, температура жидкостной стенки ниже градусов на полсотни, а температура охладителя - ещё минимум на полсотни при тех тепловых потоках, что нужны для охлаждения ЖРД.
При этом температура разложения имеет мало значения, если она ниже температуры жидкостной стенки. Но очень большое значение имеет теплоёмкость и теплопроводность охладителя. Поэтому спирт - лучший охладитель, чем керосин, а керосин - лучший, чем метан. Ибо газообразный метан плохо отбирает тепло от металлической стенки, несмотря на оребрение. Лишь водород является адекватным охладителем в газообразном состоянии, при большом давлении, хотя бы атмосфер 40. И то, его адекватность поддерживается за счёт низкого молекулярного веса продуктов сгорания, и, как следствие, меньшей температуры в камере, по сравнению даже с метаном, а равно и любым другим углеводородом.

Хорошо бы привести эти низкие значения теплоемкости и теплопроводности для сверхкритического метана в сравнении с другими охладителями. Хотя лучше конечно коэффициенты теплоотдачи.

А почему бы не смасштабировать нк-33. У него самая лучшая из всех жрд на кислороде/керосине устойчивость к вч колебаниям. Я читал, что когда его проектировали размерность 150 т. выбраи только потому, что не было оборулования, чтобы делать больие детали. Можно увеличить его и сделать 1500 тонн :D

...А еще лучше - сделать многокамерный двигатель с центральным телом на аммиаке/ЖК. Тонн на 1500 :))

Извиняюсь. Вопрос от дилетанта.
А если спользовать переохлаждённый метан? Пусть загорается в КС жидким :roll:  И ещё, читал в РД-170 у стенок КС температура всего 270 гр., а в центре более 3000, за счёт непропорционального смешивания компонентов. Нельзя ли этот эффект использовать.

Да все можно, только основная причина неиспользования метана вовсе не проблемы с охлаждением, тут у него скорее преимущество.

С метаном проблемы две - отсутствие подгтовленного персонала и инфраструктуры, и то, выигрыш, по сравнению с керосинкой, копеечный. То есть, если начинать все с нуля - то метан лучше. Если мы закладываем использование чего-то имеющегося - то вперед выходит керосин.

У аммиака есть хоть явное достоинство, как хладагента - там сразу можно переходить на движки со штыревым или тарельчатым соплом, что отыграет "формальную" потерю УИ. А стоимость аммиака и керосина (ракетного) примерно одинакова. Токсичность аммиака повыше, зато взрывоопасность поменьше - тоже так на так. А вот возможности форсирования аммиачных движков путем растворения в жидком аммиаке металлов выглядят соблазнительно для верхних ступеней. Ну и, если что, фтор там лучше вписывается :)

Цитировать...А еще лучше - сделать многокамерный двигатель с центральным телом на аммиаке/ЖК. Тонн на 1500 :))

С центральным телом можно и одну камеру сделать, кольцевидную, очень большой тяги, с радиальными перегородками для борьбы с ВЧ-колебаниями. Тогда трубопороводная система двигателя упрощается по сравнению с несколькими качающимися камерами. Не надо гнать через гибкие трубопроводы высокотемпературные компоненты после ТНА.

Хотя для открытой схемы этих проблем нет - там почти весь объем обоих компонент в КС попадает холодным. Там гибкие трубопроводы сделать проще. Хотя правда вопрос - как много материалов будут гибкими при температуре жидкого кислорода?

ЦитироватьС метаном проблемы две - отсутствие подгтовленного персонала и инфраструктуры, и то, выигрыш, по сравнению с керосинкой, копеечный. То есть, если начинать все с нуля - то метан лучше. Если мы закладываем использование чего-то имеющегося - то вперед выходит керосин.

Из метана удобно прямо на космодроме получать водород, это дешевле электролиза. В плане совмещения с водородом на верхних ступенях метан перспективен.

ЦитироватьИз метана удобно прямо на космодроме получать водород, это дешевле электролиза. В плане совмещения с водородом на верхних ступенях метан перспективен.

Водород - перспективен и без метана! :twisted:

Для ЖРД предельной тяги, а не УИ - нет. Его большие массы трудно перекачивать.

ЦитироватьИз метана удобно прямо на космодроме получать водород, это дешевле электролиза. В плане совмещения с водородом на верхних ступенях метан перспективен.

Опять мечты. Нет технологии получения водорода достаточно чистого для ракет из метана. Равно как и не производится такое оборудование. Для разовых пусков дешевле электролизом получитть.

ЦитироватьОпять мечты. Нет технологии получения водорода достаточно чистого для ракет из метана. Равно как и не производится такое оборудование. Для разовых пусков дешевле электролизом получитть.

Банальная перегонка. Для сжижения и отделения метана из метано-водородной смеси достаточно оборудования существующих на космодромах КАЗов.

ЦитироватьПаровая конверсия природного газа / метана
В настоящее время данным способом производится примерно половина всего водорода. Водяной пар при температуре 700° 1000° Цельсия смешивается с метаном под давлением в присутствии катализатора. Себестоимость процесса $2-5 за килограмм водорода. В будущем возможно снижение цены до $2-$2,50, включая доставку и хранение.

Bell

В реале таких установок пригодных для космических целей  нет. Хоть и паровая конверсия кажется такой легкой.

ЦитироватьBell

В реале таких установок пригодных для космических целей  нет. Хоть и паровая конверсия кажется такой легкой.

Исчо раз по буквам:

1. Паровая конверсия природного газа (95% метана) уже вот прямо СЕЙЧАС составляет ПОЛОВИНУ промышленного производства водорода.

2. Водород 100% отделяется от остальных продуктов конверсии простой перегонкой на оборудовании кислородно-азотного завода.

Где это У НАС ДЛЯ КОСМОСА? Я только за. Но в реале пока в космической сфере этого нет и самое плохое что нет желающих вкладывать в это свои деньги. А выморозить газы из водорода конечно легко. Толькоо оборудования для крупномасштабного производства соединенного с аппаратурой паровой конверсии я что-то не наблюдаю.

ЦитироватьГде это У НАС ДЛЯ КОСМОСА?

Что - для космоса? КАЗ есть на любом космодроме, а конверсия - сделать не долго при желании, только газ повести.

ЦитироватьТолькоо оборудования для крупномасштабного производства соединенного с аппаратурой паровой конверсии я что-то не наблюдаю.

Дык это ваша проблема, если вы не наблюдаете оборудование, на котором производится половина всего водорода в мире.
Ваша, а не космонавтики.

Цитироватьсделать не долго при желании

Нет что-то желающих. Да и технически самые простые вещи иногда оказываются сложными.

Цитировать

ЦитироватьИз метана удобно прямо на космодроме получать водород, это дешевле электролиза. В плане совмещения с водородом на верхних ступенях метан перспективен.

Опять мечты. Нет технологии получения водорода достаточно чистого для ракет из метана. Равно как и не производится такое оборудование. Для разовых пусков дешевле электролизом получитть.

Октоген, можно сделать так. Сначала получить водород любым - промышленным, экономически эффективным - способом. Привезти этот водород в виде газа в баллонах на космодром. Сжижить водород, попутно отделяя примеси - детандер штука небольшая.

А можно и так - сжижить водород на одной из космофирм, которые в крупных городах, и привезти на космодром в дьюарах по ЖД.

Технологически в обоих вариантах проблем нет. Экономически тоже - пока водород нужен для РБ или верхних ступеней, во всяком случае.

На самом деле количества настолько невелики, что и электролиз может оказаться выгоднее; вопрос в стоимости всей цепочки. Опять же, пока водорода надо мало, в любом случае это будет относительно недорого. С водородом проблемы в основном другие, не то, что его трудно получать чистым и жидким...

Вопрос знатокам:

Коксуется ли метан?
Возможно ли построить метано-кислородный движок по схеме "газ-газ" ?

Да.
Да.

Любопытно :)
Я думал, ответ будет "Да,Нет" или "Нет,Да" :)

получение пиролитического графита из метана было налажено в больших объёмах для ядерной промышленности. Нужно было, чтобы графит не содержал бора более 4 частей на миллион.

Что же касается двигателя по схеме "газ-газ", то по этой схеме можно создать двигатель на практически любых компонентах, на которых вообще можно создать ЖРД. Просто схема "газ-газ" не получила распространения из-за большей сложности. Она становится единственно пригодной при давлениях свыше 350 атмосфер, кажется.

На керосине можно разве что теоретически как раз из-за сажеобразования.

ЦитироватьВодород - перспективен и без метана! :twisted:

Перспективен на 2 и 3 ступенях, а на 1 ступени перспективне метан или керосин.

Цитировать

ЦитироватьВодород - перспективен и без метана! :twisted:

Перспективен на 2 и 3 ступенях, а на 1 ступени перспективне метан или керосин.

Смотря что считать критерием перспективности! :wink:

ЦитироватьСмотря что считать критерием перспективности! :wink:

Ну на первой ступени главный критерий - тяга.

Цитировать

ЦитироватьСмотря что считать критерием перспективности! :wink:

Ну на первой ступени главный критерий - тяга.

Главный критерий - минимальная стоимость пуска РН при заданной эффективности (короче, макимум эффективность/стоимость). Как-то так, имхо.

ЦитироватьГлавный критерий - минимальная стоимость пуска РН при заданной эффективности (короче, макимум эффективность/стоимость). Как-то так, имхо.

Это для РН, а для 1 ступени - максимальная тяга при минимальных затратах и максимально продолжительное время полёта. :wink:

ЦитироватьЭто для РН, а для 1 ступени - максимальная тяга при минимальных затратах и максимально продолжительное время полёта. :wink:

 :shock: Эт-то еще почему? :shock:

Цитировать

ЦитироватьГлавный критерий - минимальная стоимость пуска РН при заданной эффективности (короче, макимум эффективность/стоимость). Как-то так, имхо.

Это для РН, а для 1 ступени - максимальная тяга при минимальных затратах и максимально продолжительное время полёта. :wink:

Эти два критерия (для РН и для 1-й ступени) иногда находятся в противоречии.

Цитировать

ЦитироватьГлавный критерий - минимальная стоимость пуска РН при заданной эффективности (короче, макимум эффективность/стоимость). Как-то так, имхо.

Это для РН, а для 1 ступени - максимальная тяга при минимальных затратах и максимально продолжительное время полёта. :wink:

Хм... Про min затраты - понятно :)

Максимальная тяга - можно понять, для чего её желают :)

А откуда взялось "максимально продолжительное время полёта"?


И вообще, "оптимизация" по "максимальной тяге и максимально продолжительному времени полёта" приведет к переразмеренной I ступени (в "идеале" ;) - к одноступу) и снижению ПН.

Все же, РН - единая система с определенной задачей, поэтому оптимизировать отдельные системы в отрыве от других, да еще по противоречащим критериям - бессмысленно. Все компоненты обязаны работать на основную задачу целой системы.

Поясняю.
1-Максимум тяги даёт запас как по наращиванию стартовой массы, так и по режиму перегрузок при полёте.
2-Под затратами я имел в виду топливо (его массу, ну т.е. УИ движка).
3-Чем больше время полёта 1 ст. тем меньше работы верхним :wink:  и ниже к ним тебования. Особенно на начальной стадии испытаний и эксплуатации.
Это для РН с установленной грузоподёмностью. Пример -"Зенит".

Зенит это как раз пример неоптимальной РН, получился он таким из-за стремления перевозить 1-ю ступень по ЖД целиком и унификации с блоком А Энергии.
Под максимумом тяги видимо подразумевается тяговооруженность, но поскольку двигатель наиболее дорогая часть ступени, чрезмерное увеличение ее ведет к удорожанию пуска, т.к. несмотря на рост мю ПН сама ПН будет меньше, чем удалось бы получить на РН с тем же двигателем, но с малой тяговооруженностью. Опять же увеличивать время работы 1-й ступени можно только в определенных пределах, иначе будет неоптимальное распределение ХС по ступеням и получится Ангара. К тому же этот пункт входит в противоречие с высокой тяговооруженностью, а увеличение ресурса наиболее мощного и дорогого двигателя носителя наименее выгодно.

Первая ступень "Зенита" позволяет охватить спектр грузоподъёмности от нескольких до ~20 тонн. А серийность позволит снизить стоимость ракеты. Вспомните "семёрку", где то упоминалось что современный "Союз" в десятки раз дешевле первых экземпляров.
Закон рынка - в серии все изделия становятся проще и дешевле :wink:

Никакая серийность не позволит Зениту сравняться в стоимости с Космосом-3М, Циклоном и Союзом. Вообще у любителей сочетать серийность и всеохватность в итоге получается Ангара. :(

ЦитироватьСмотря что считать критерием перспективности! :wink:

Критерий перспективности - реализуемость: "Водород на первой ступени при диаметре УРБ 3,8 увеличивает длину УРБ  с 30 до 60 м. и соответственно массу и т.д. И все преимущества УИ потеряются."

Цитировать

ЦитироватьСмотря что считать критерием перспективности! :wink:

Критерий перспективности - реализуемость: "Водород на первой ступени при диаметре УРБ 3,8 увеличивает длину УРБ  с 30 до 60 м. и соответственно массу и т.д. И все преимущества УИ потеряются."

А смысл - пытаться впихнуть водород в диаметр 3,8м? Ну чего вы так уперлись в ЖД-транспортировку? Делайте для водорода вменяемые диаметры ступеней (5-6м) и возите их самолетами...

Цитировать

ЦитироватьСмотря что считать критерием перспективности! :wink:

Критерий перспективности - реализуемость: "Водород на первой ступени при диаметре УРБ 3,8 увеличивает длину УРБ  с 30 до 60 м. и соответственно массу и т.д. И все преимущества УИ потеряются."

Все-таки перспективность и реализуемость - разные понятия. К примеру, перспективность того или иного технического решения можно оценить производной  основных характеристик по затратам (для перспективных решений эта производная выше). Ну, а реализуемость, наверное, вероятностью выполнения требований ТЗ :roll:
Да, и почему именно 3,8 м? А не 4,1 или 3,9? Или не 5,5? :shock:

ЦитироватьПервая ступень "Зенита" позволяет охватить спектр грузоподъёмности от нескольких до ~20 тонн.

Существующая 1-я ступень? Не позволяет, слишком мала для ~20 т.
Двигатель 1-й ступени - да, позволяет создать РН до 20 т. Двигатель, а не ступень.

ЦитироватьА серийность позволит снизить стоимость ракеты.

Не будет серийности 1-й ступени в указанном диапазоне ПН.

ЦитироватьЗакон рынка - в серии все изделия становятся проще и дешевле :wink:

Закон рынка не работает в при серийности 5-10 шт. в год. Это не массовое серийное производство фордов-Т.

ЦитироватьКритерий перспективности - реализуемость:

Как мило...
Значит полеты к звездам - бесперспективны, ибо нынче нереализуемы?  :P

ЦитироватьСуществующая 1-я ступень? Не позволяет, слишком мала для ~20 т.
Двигатель 1-й ступени - да, позволяет создать РН до 20 т. Двигатель, а не ступень.


Не будет серийности 1-й ступени в указанном диапазоне ПН.


Закон рынка не работает в при серийности 5-10 шт. в год. Это не массовое серийное производство фордов-Т.

Реальный "Зенит"-13,8 т., при ст. массе 459т. Думаю увиличение второй ступени и приминение на ней водорода позволяло добиться 20 тонн с Байконура.

Сегодняшняя потребность России в РН грузоподъёмности 7 -20 тонн более двух десятков в год. На 2009 запланированно 28 Союзов, Зенитов и Протонов.

ЦитироватьА смысл - пытаться впихнуть водород в диаметр 3,8м? Ну чего вы так уперлись в ЖД-транспортировку? Делайте для водорода вменяемые диаметры ступеней (5-6м) и возите их самолетами...

Ей-богу, если бы по жд не возили сопутствующие пускам грузы, стоило бы взорвать железнодорожную ветку, идущую на космодром.
Может хоть тогда бы ушли от железнодорожного габарита.  :D

ЦитироватьBell пишет:
 

Цитировать

ЦитироватьЗакон рынка - в серии все изделия становятся проще и дешевле :wink:

Закон рынка не работает в при серийности 5-10 шт. в год. Это не массовое серийное производство фордов-Т.

Есть эмпирическое наблюдение, выведенное для широкого спектра промышленных изделий и проверенное на космической технике. Суть такая: если взять стоимость первого экземпляра за 1, то стоимость второго - примерно 0,9 (в среднем), четвёртого - 0,9 * 0,9, восьмого - 0,9*0,9*0,9, шестнадцатого - 0,9*0,9*0,9*0,9 и так далее.

Цитировать

ЦитироватьКритерий перспективности - реализуемость:

Как мило...
Значит полеты к звездам - бесперспективны, ибо нынче нереализуемы?  :P

Да мило. На химии к бесперспективно ибо не реализуемо, а может,  точнее. - не разумно.  Как и водород на первой ступени.

ЦитироватьAlex_II писал(а):
А смысл - пытаться впихнуть водород в диаметр 3,8м? Ну чего вы так уперлись в ЖД-транспортировку? Делайте для водорода вменяемые диаметры ступеней (5-6м) и возите их самолетами...

Возили. Но не вижу преимуществ водорода на 1 ст.
Покажите преимущество по сравнению с УРБ на кисл + керосин.
Тяга 500 т (зем), 565 т (пуст). ИУ 282 и 315 (2 х РД0163*). Масса КТ - 250 т, масса констр - 19 т.