Форум Новости Космонавтики

Совершенствование космической техники.
ПРОТОН КИСЛОРОД-МЕТАНОВЫЙ

Называется «Кто о чем, а вшивый о бане». Почитал я тут про Протон, который намеревались снабдить водородными ступенями, и то, как все хорошо получится, и решил добавить свои размышлизмы. Размышлизмы сии касаются совершенствования нижних ступеней Протона.
Думы думают на эту тему давно. Заключаются эти думы в том, как бы перейти на кислород-керосин и двигатели НК-33. Только вот тут начинают резко увеличиваться в размерах боковые блоки. Т.е. диаметр становится около 3м и надо оснастку менять. Да еще компоненты здорово разные, один криогенный, другой нет. При параллельном расположении баков начинают играть роль различные температурные удлинения баков. В общем, тянется там много чего, проще новую РН сделать.
Вот однажды я чесал в репе и вдруг узрел, что объемные соотношения НДМГ+АТ и ЖК+Жмет не то, что бы равны, но ближе, чем у других пар. А что если залить новую пару в баки первой ступени, может что и получится. А уж когда я вычитал, что и температуры компонентов близки, тут мне захотелось это дело серьезно просчитать. И просчитал:
Первым делом я решил стараться не менять габаритов блоков. Решил полностью сохранить центральный блок первой ступени. Объем его 218м3. Объем боковых баков 150м3. Получилось, что в ЦБ можно залить 60т метана, при этом в Блоки надо залить 204т кислорода. Объем кислорода при этом составит 197м3, вместо имеющихся в наличии 150м3. Это значит, что каждую боковуху надо увеличить в объеме почти на 8м3. К сожалению добрать недостающие метры за счет конических частей не удалось, но при удлинении цилиндрической части блоков до верхнего среза ступени нужный объем получился. При этом боковухи пришлось удлинить на две стандартных секции. Сверху пришлось поставить прямые конусы. Не думаю, что они сильно повлияют на разделяемость ступеней. Далее я «залил» метан во вторую и третью ступени. Соотношение компонентов я выдерживал за счет перемещения разделяющих днищ баков. При этом я принял сухую массу ракеты равную массе обычного Протона. Расчеты показали, что несмотря на увеличение удельного импульса двигателей, масса топлива сильно уменьшается, и ПН сильно падает. Тогда я стал смотреть, как можно увеличить заливку топлива, не меняя размеров второй и третьей ступеней. Решение видно из рисунка. Я решил занять место у сухих отсеков. На второй ступени я поставил вогнутое нижнее днище, а у третьей ступени поместил двигатель в ведро (возможно сделать двигатель утопленник). Положение дел заметно улучшилось. Даже без учета возможности уменьшения массы конструкции ракеты за счет уменьшения ее стартовой массы с 690 до 481т, масса ПН для круговой орбиты 200км составила 22,8т. Расчеты с помощью собственной программы я провел давно. Недавно я попросил провести независимые расчеты Дмитрия В. Ему были даны только исходные данные по массам и двигателям. Его расчеты с помощью спредшита Ратмана очень хорошо совпали с моими. Только после этого я рассказал Дмитрию В об особенностях ракеты.
В свете предложений по переводу третьей ступени Протона на водород, что обещает дать прирост ПН под 30т, метановый вариант с третьей водородной ступенью выведет еще больше. Сразу же напрашивается и установка КВРБ. В любом случае мы имеем ракету, построенную на протоновской оснастке, экологичное и дешевое метановое топливо, стартовый комплекс с минимальной переделкой.

Вывешиваю картинку, сделаную Александром Шлядинским по просьбе STEP'а...

(http://www.aerocosmos.ru/files/Protonkm2.jpg)

Александру и Know How спасибо.

ЦитироватьДаже без учета возможности уменьшения массы конструкции ракеты за счет уменьшения ее стартовой массы с 690 до 481т, масса ПН для круговой орбиты 200км составила 22,8т.

Чтото я не понял? Стартовая масса уменьшается на 30% а ПН увеличивается, чтоли?

Именно так. Топливо полегчало (габариты ракеты я ведь оставил почти те же), но удельный импульс возрос.
При том я еще оставил массу конструкции той же, но при уменьшении массы топлива можно уменьшить и массу баков.
Кроме того, можно наверняка вафельные баки 2 и 3 ступеней заменить на гладкие, что удешевит их.

Красота! :!:

ЦитироватьИменно так. Топливо полегчало (габариты ракеты я ведь оставил почти те же), но удельный импульс возрос.
При том я еще оставил массу конструкции той же...

А нельзя ли привести формулы Циолковского для ступеней старого и нового вариантов?

Вообще говоря, раз у нас избыток кислорода по отношению к метану, то можно просто применить не 6 боковых блоков, а 8. Это уменьшит заправку каждого блока на 30% - т.е. обратно подгонит нам их длину.
Второй вариант - сделать бак топлива длинее чем нужно, а в его вершине разместить сферическую емкость для газа наддува (гелия) для всех баков - топлива и окислителя.

И наверх все-таки надо водород ставить. 150-тонная надкалиберная ступень с одним РД-0120 - самое оно. Получается двухступенчатая РН с ПН порядка 45 тонн - примерно треть Энергии.

STEP, молодец! "Весёлые картинки" одна другой краше.
Сперва "Сибирь", теперь "Протон КМ". :wink:

Забавно было бы перевести и "Союз" и "Протон" на унифицированное топливо... Интересно, а во что обойдётся "метановая" инфраструктура?

hcube
Дрейф в сторону "40-ка тонника".  :wink:

8 боковушек можно, но это уже другая ракета и другой стартовик.
Я не против водорода, я как раз за, но пока этот вариант не обсчитал.
Сейчас я убегаю на работу. На все вопросы отвечу вечером, задавайте. Кое на что может ответить Дмитрий В., он в курсе.

Ну правильно ;-) Потом последнее усилие - ставим наверх третью ступень Сибири, чтобы работала на довыведение и разгон, и имеем 20-25 тонн к Луне ;-).

И апгрейдить-то РН надо не на заданный размер - размер значения не имеет (с), а на ЗАДАННУЮ МАССУ и СТАРТОВЫЙ ГАБАРИТ.

Т.е. надо именно нарастить ЦБ в длину, можно внутрь воткнуть бак с гелием для наддува. Плюс два варианта верхней части - или метановая двухступенчатая (в качестве двигателей кстати пойдут все те же многострадальные РД-0234CH - 4 на 2 и 1 или 2 на 3 ступень) или одноступенчатая водородная - на одном РД-0120, массой 120-150 тонн, плюс еще доразгонная ступень типа третьей ступени Сибири-М2В, только с одним двигателем 11Д57 - тогда оптимальная вторая водородная ступень усохнет примерно до 100-120 тонн.

А какие именно ограничения и почему остаются от Протона?

Если, скажем, нужно оставить габариты всех ступеней - это одно. И тут получается незадача с облегчением ракеты - поскольку уменьшается средняя плотность топлива. И нужны дополнительные меры, которые, однако, радикальных выигрышей не дают, а только позволяют повторить результат Протона при меньшей массе топлива. Топливо, однако, по стоимости невелико, на фоне других затрат при пуске; опасность гептила тоже, конечно, кое-чего стоит. Однако наибольшие затраты сейчас на новые ракеты - в разработке, и вот тут мы получаем ту же ПН на ракете, которую надо, в значительной степени разрабатывать (движки, расчёты по конструкции...) В результате - ещё раз вопрос: зачем это надо? Выигрывать в далёкой перспективе? Мне выглядит неубедительно.

Комментарий по поводу 8 навесных баков первой ступени: старт Протона устроен так, что относительно железнодорожной ветки 3 двигателя работают справа, 3 слева - симметричный такой старт, по 3 канала выхода газов с каждой стороны. Поставим 8 баков и 8 движков - придётся старты менять. 6 движков на 8 баков... не слишком удобно.

Может быть, имеет смысл оставить диаметр блоков таким же (чтобы использовать оснастку), и интерфейс к старту такой же? Тогда можно увеличивать длину блоков. А доставлять блоки будем авиацией - сейчас это вроде бы проще, чем 20 лет назад. Тогда есть возможность, наверное, иметь ту же стартовую массу, и большую ПН, особенно с водородом.

Следующий вопрос - кто, какая фирма это будет делать? ЦиХ, вероятно. Но ЦиХ по уши занят Ангарой, да и вообще на новые проекты не слишком подъёмен. Вероятно, это чисто технические упражнения.

Я так понимаю, имелось в виду использовать Протон-КМ вместо Ангары. Чтобы старт не строить и казахов удовлетворить.

Вообще, я бы предложил еще идею - условно назовем ее А-6В. Берем 6 штук УРМ.  Связываем их - жестко и вплотную - в пакет. Заправочные магистрали проводим в промежуток между УРМами  На пакет устанавливаем вторую водородную ступень. Сопло двигателя проходит в зазор между УРМами, играющий роль газоотвода.  Все, волки целы, овцы сыты - 6 УРМ вплотную как раз имеют тот же диаметр что 6 двигателей Протона, плюс-минус сантиметров 30. Скорее плюс ;-). Диаметр верхней ступени тогда получается 2.9*2 = 5.8 метра - почти нужные нам 5.5.

Где вы были раньше, STEP! Лет, эдак, 13 назад.

ЦитироватьИменно так. Топливо полегчало (габариты ракеты я ведь оставил почти те же), но удельный импульс возрос.
При том я еще оставил массу конструкции той же, но при уменьшении массы топлива можно уменьшить и массу баков.
Кроме того, можно наверняка вафельные баки 2 и 3 ступеней заменить на гладкие, что удешевит их.

Упс! STEP, а у Протона разве на 2 и 3 ступени баки вафельные? Мне что!то казалось всегда, что они гладкие, подкрепленные шпангоутами.... Кто может уточнить?

hcube:

ЦитироватьВообще, я бы предложил еще идею - условно назовем ее А-6В. Берем 6 штук УРМ. Связываем их - жестко и вплотную - в пакет. Заправочные магистрали проводим в промежуток между УРМами На пакет устанавливаем вторую водородную ступень. Сопло двигателя проходит в зазор между УРМами, играющий роль газоотвода. Все, волки целы, овцы сыты - 6 УРМ вплотную как раз имеют тот же диаметр что 6 двигателей Протона, плюс-минус сантиметров 30. Скорее плюс . Диаметр верхней ступени тогда получается 2.9*2 = 5.8 метра - почти нужные нам 5.5.

Вот неудачный, но хороший пример (или - наоборот?). Как я понял, зазор будет один, т. е. центрального блока не будет. На такую конструкцию потребуеося довольно много арматуры, чтобы сделать её жёсткой.
А если:
Берем 7 штук УРМ. Связываем их - жестко и вплотную - в пакет. Заправочные магистрали проводим в промежуток между УРМами.
Боковые УРМ переделываём в однобаковые, вводим систему разделения, центральный УРМ наращиваем. Верхней ступени не надо.
Получаем 40-тонник (А7) за моим авторством схемы.
Кстати, названия А4, А7 были введены и использовались в ООО "Энергообменные технологии" в 1998-2002 гг специально, чтобы оригинальные схемы не путать с названиями модификаций Ангары.

Позже: Эка, занесло! Из уважения к автору прошу эту тему здесь не развивать.

Цитировать

ЦитироватьИменно так. Топливо полегчало (габариты ракеты я ведь оставил почти те же), но удельный импульс возрос.
При том я еще оставил массу конструкции той же, но при уменьшении массы топлива можно уменьшить и массу баков.
Кроме того, можно наверняка вафельные баки 2 и 3 ступеней заменить на гладкие, что удешевит их.

Упс! STEP, а у Протона разве на 2 и 3 ступени баки вафельные? Мне что!то казалось всегда, что они гладкие, подкрепленные шпангоутами.... Кто может уточнить?

Н-да, почитал Гудилина... Действительно-баки вафельные, что вообще немного странно: уровень сжимающих нагрузок на баки верхних ступеней относительно невелик.

Не-а, А-7 не получится. У Протона как раз там система заправки и электромагистрали, AFAIK. Т.е. запускаемый на земле 7й двигатель по центру ему по любому не грозит, а когда РН уже взлетела он тем более не нужен. А без него лучше взять 6 УРМ в пакете и ПОВЕРХ них вторую (и третью, если понадобится) ступень.

И почему мощные связи-то нужны? Нужно два силовых пояса - по 2 треугольника каждый. А дальше вся нагрузка по оси УРМ идет. Т.е. надо только принять меры чтобы УРМ не сложились в более компактную форму, и все, силовые нагрузки там невелики.

hcube:

ЦитироватьНе-а, А-7 не получится. У Протона как раз там система заправки и электромагистрали, AFAIK. Т.е. запускаемый на земле 7й двигатель по центру ему по любому не грозит, а когда РН уже взлетела он тем более не нужен. А без него лучше взять 6 УРМ в пакете и ПОВЕРХ них вторую (и третью, если понадобится) ступень.

Да, действительно, без переделки СС ничего не получится.

ЦитироватьИ почему мощные связи-то нужны? Нужно два силовых пояса - по 2 треугольника каждый. А дальше вся нагрузка по оси УРМ идет. Т.е. надо только принять меры чтобы УРМ не сложились в более компактную форму, и все, силовые нагрузки там невелики.

Как же - вся по оси. Осевые нагрузки действительно не страшны, но ко всем остальным такая конструкция будет более податлива: к изгибающим, поперечным сжимающим, крутящим. Амплитуда быстропеременных отклонений будет выше, а взаимное влияние конструкций блоков - сложнее. Поэтому связи должны быть жёстче, либо длиннее и их будет больше.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИменно так. Топливо полегчало (габариты ракеты я ведь оставил почти те же), но удельный импульс возрос.
При том я еще оставил массу конструкции той же, но при уменьшении массы топлива можно уменьшить и массу баков.
Кроме того, можно наверняка вафельные баки 2 и 3 ступеней заменить на гладкие, что удешевит их.

Упс! STEP, а у Протона разве на 2 и 3 ступени баки вафельные? Мне что!то казалось всегда, что они гладкие, подкрепленные шпангоутами.... Кто может уточнить?

Н-да, почитал Гудилина... Действительно-баки вафельные, что вообще немного странно: уровень сжимающих нагрузок на баки верхних ступеней относительно невелик.

Более того, во 2 и 3 ступенях вафельные только нижние баки, а верхние гладкие.

ЦитироватьУпс! STEP, а у Протона разве на 2 и 3 ступени баки вафельные? Мне что!то казалось всегда, что они гладкие, подкрепленные шпангоутами.... Кто может уточнить?

А мне так казалось что на первой гладкие...
 В "Отечественных РН" говорится что вафельные только баки окислителя 2 и 3 ступени.

Степ, так что с Циолковским?

Цитировать

ЦитироватьУпс! STEP, а у Протона разве на 2 и 3 ступени баки вафельные? Мне что!то казалось всегда, что они гладкие, подкрепленные шпангоутами.... Кто может уточнить?

А мне так казалось что на первой гладкие...
 В "Отечественных РН" говорится что вафельные только баки окислителя 2 и 3 ступени.

Уточняю, а то неразбериха получилась.
На первой ступени все баки гладкие. Обечайки привариваются к шпангоутам.
На второй ступени нижний бак вафельный, верхний гладкий.
На третьей ступени нижний бак вафельный, верхний гладкий.
Теперь вроде все без разночтений.

Циолковского счас подниму, а то не успел подойти, а тут один самовар закипает. Пришлось угомонять.

ЦитироватьСтеп, так что с Циолковским?

Старый, лови Циолковского:


______________________Протон К____________Протон КМ

Стартовая масса РН______698 т_______________486,45 т

1-я ступень
Сухая масса_____________ 32,5 т   _____________35 т
Масса топлива___________   417,3 т____________264,6 т
Общая масса_____________ 449,8 т_____________299,6 т
ЖРД____________________РД-253______________РД-190Ф?
Jуд_____________________285/316_____________305/347 с
Тяга ДУ_________________(155/178)х6__________(120х144)х6
Время работы____________123,5 с______________108 с
V характеристич._____________________________2607,4 м/с

2-я ступень
Сухая масса______________12,1 т______________11 т
Масса топлива____________160,0 т_____________97,85 т
Общая масса_____________172,1 т_____________108,85 т
ЖРД____________________РД-0210 (-211)______4 х РД-0234СН
Jуд_____________________326,5 с____________374 с
Тяга ДУ_________________60х4_______________54х4
Время работы____________207,5______________171 с
V характеристич____________________________2789,5 м/с

3-я ступень
Сухая масса_____________4,35 т______________5 т
Масса топлива___________46,35 т_____________45,7 т
Общая масса____________50,7 т______________50,7 т
ЖРД___________________РД-0213+РД-0214____РД-0234СН
Jуд____________________326,5 с_____________374 с
Тяга ДУ________________58,8+3_____________54 т
Время работы___________242,9 с_____________318 с
V характеристич____________________________3563,6 м/с

ГО_____________________4,5 т_______________4,5 т
ПН для круговой 200 км___20,9 т_____________22,8 т

Есть небольшие сложности с ЖРД 1-й ступени. Заявленный РД-190 недотягивает по тяге. Она у него 90/108 т. Я ориентировался тут на удельный импульс. Выходов три:
1.   Дофорсировать двигатель, что конечно малореально.
2.   Поставить двигатели намертво и добавить в каждый блок управляющие качающиеся двигатели. Правда из имеющихся придется добавлять по два РД-169 тягой по 15 т. Это конечно не выход.
3.   Разработать новый двигатель с нужными характеристиками. К примеру можно взять РД-253. При переходе на метан-кислород тяга его уменьшится как надо, импульс увеличится и сразу будут решены все проблемы по совмещению двигателя с ракетой.

Все это конечно прикидки из расчета максимальной сохранности конструкции. Вполне можно изменить ракету путем некоторого удлинения ее ступеней и приближения стартовой массы к стартовой массе Протона. При этом масса ПН может возрости значительно. Можно поиграть на соотношении ступеней для достижения оптимума и сохранения полей выпадения ступеней. Важно другое, что можно воспользоваться существующей оснасткой и существующим СК, топливо удешевляется и становится экологичным, появляется возможность экспорта РН в другие, более близкие к экватору страны, РН становится пригодной к пилотируемым миссиям. Ну и много чего другого.
Использование водородных блоков приветствуется, тут я всегда за. В метановом варианте РН обеспечит облет Луны в комфортных условиях, с водородными ступенями выход на орбиту ИСЛ.
Уверен, что хруники за такую работу не возьмутся, но буду очень рад ошибиться.

Цитировать______________________Протон К____________Протон КМ

ГО_____________________4,5 т_______________4,5 т
ПН для круговой 200 км___20,9 т_____________22,8 т

Уверен, что хруники за такую работу не возьмутся, но буду очень рад ошибиться.

А зачем им делать новую ракету с такими же ПН, как у существующий серийный Протон?

Ну, если кто-то даст деньги, почему нет?  :wink:
Вопрос только, кто даст деньги.  :(

Я не понял, какой УИ у 2-й и 3-й ступени Протона-К.

ЦитироватьЯ не понял, какой УИ у 2-й и 3-й ступени Протона-К.

Извиняюсь, добавил. 326,5 с.

ЦитироватьЯ не понял, какой УИ у 2-й и 3-й ступени Протона-К.

326 секунд.

СТЕП, все-таки если уж апгрейдить Протон - то не надо стараться остаться в тех же габаритах РН. Оснастку ту же использовать - да. Компоновку. А габариты можно менять, единсвтенно что надо - чтобы оно за старт не вылезло. Т.е. надо первую ступень в длину нарастить процентов на 30, а 2 и 3 сделать надкалиберными. Ну, для метана можно и 4.1 диаметр оставить, а водород - точно надкалиберный.

Вот тогда трехступенчатая РН с водородом на 2 и 3 ступенях потянет ПН о-го-го какую. Например, так -

1 ступень - метан, 6 РД-192.2 (УИ 354, тяга 190 тс), масса заливки 500т, масса сухая 40 тонн. Стартовая тяга на 15% выше чем у оригинального Протона-К.

2 ступень - метан или водород

метан в целом аналогичен предложенному, водород - 1хРД-0120, масса заливки 120т, сухая масса 11т. Надкалиберная 5.5 метра.

3 ступень - метан или водород, метановая аналогична, водородная - масса заливки 35 т, сухая масса 4т, двигатель - 1х11Д57

Для заброса на Луну - РБ КВРБ, сухая масса 2.5 тонны, заливка 22 тонны.

Думаю, к Луне такая РН кинет 20 тонн 'легко', может даже 22-23 тонны, на низкую орбиту - более 40 тонн, я ставлю на 45+ ;-).

И, думаю особо смысла нет держаться на аналогичную конфигурацию. Если первая ступень длиннее, то все монтажные размеры все равно 'плывут', т.ч. нужно делать новую мачту для установщика. Главное - чтобы масса и установочный размер примерно совпадали.

ЦитироватьСТЕП, все-таки если уж апгрейдить Протон - то не надо стараться остаться в тех же габаритах РН. Оснастку ту же использовать - да. Компоновку. А габариты можно менять, единсвтенно что надо - чтобы оно за старт не вылезло. Т.е. надо первую ступень в длину нарастить процентов на 30, а 2 и 3 сделать надкалиберными. Ну, для метана можно и 4.1 диаметр оставить, а водород - точно надкалиберный.

Вот тогда трехступенчатая РН с водородом на 2 и 3 ступенях потянет ПН о-го-го какую. Например, так -

1 ступень - метан, 6 РД-192.2 (УИ 354, тяга 190 тс), масса заливки 500т, масса сухая 40 тонн. Стартовая тяга на 15% выше чем у оригинального Протона-К.

2 ступень - метан или водород

метан в целом аналогичен предложенному, водород - 1хРД-0120, масса заливки 120т, сухая масса 11т. Надкалиберная 5.5 метра.

3 ступень - метан или водород, метановая аналогична, водородная - масса заливки 35 т, сухая масса 4т, двигатель - 1х11Д57

Для заброса на Луну - РБ КВРБ, сухая масса 2.5 тонны, заливка 22 тонны.

Думаю, к Луне такая РН кинет 20 тонн 'легко', может даже 22-23 тонны, на низкую орбиту - более 40 тонн, я ставлю на 45+ ;-).

И, думаю особо смысла нет держаться на аналогичную конфигурацию. Если первая ступень длиннее, то все монтажные размеры все равно 'плывут', т.ч. нужно делать новую мачту для установщика. Главное - чтобы масса и установочный размер примерно совпадали.

Это нулевой вариант. Я не отрицаю изменения геометрии РН (см.выше), но пока расчетов не делал.
Длину изменить тоже не так просто, тут придется менять башню обслуживания и некоторые другие мелочи. Т.ч. прежде чем менять, надо подумать.

Изменение диаметров - это сразу изменение оснастки. А вариант Степа этого не требует, что есть преимущество.

Если залетает, можно будет думать и об изменении оснастки.

ЦитироватьИзменение диаметров - это сразу изменение оснастки. А вариант Степа этого не требует, что есть преимущество.

Если залетает, можно будет думать и об изменении оснастки.

Повторяю. Вариант нулевой. Соотношение ступеней сильно отличается от соотношения у реального Протона, которое видимо выбрано оптимальным. При этом уползают и поля выпадения ступеней. Первая ступень в моем варианте явно недоразмерена, а третья переразмерена. В принципе общую длину РН можно без особого напряга увеличить на несколько метров, не передравшись со стартовым оборудованием. Можно увеличить длину первой ступени, слегка поиграть второй и уменьшить третью. Тогда ракета станет более оптимальной и потянет гораздо больше при минимальных переделках. Постараюсь разгрестись и посчитать такой вариант.

Цитировать1-я ступень
Сухая масса_____________ 32,5 т   _____________35 т
Масса топлива___________   417,3 т____________264,6 т
Общая масса_____________ 449,8 т_____________299,6 т
ЖРД____________________РД-253______________РД-190Ф?
Jуд_____________________285/316_____________305/347 с
Тяга ДУ_________________(155/178)х6__________(120х144)х6
Время работы____________123,5 с______________108 с
V характеристич._____________________________2607,4 м/с

С такими параметрами смело можно заливать керосин и ставить 4 (четыре!) РД-191 ;)

Цитировать

Цитировать1-я ступень
Сухая масса_____________ 32,5 т   _____________35 т
Масса топлива___________   417,3 т____________264,6 т
Общая масса_____________ 449,8 т_____________299,6 т
ЖРД____________________РД-253______________РД-190Ф?
Jуд_____________________285/316_____________305/347 с
Тяга ДУ_________________(155/178)х6__________(120х144)х6
Время работы____________123,5 с______________108 с
V характеристич._____________________________2607,4 м/с

С такими параметрами смело можно заливать керосин и ставить 4 (четыре!) РД-191 ;)

Керосин меняет диаметры боковушек, тянет за собой стартовик. Повторяю, первую ступень можно и нужно утяжелять удлиннением. Кроме того, метан уникален по экологичности.

А может ну её нафиг, третью ступень? Обойтись двумя?

Кстати, а если взять некий избыток метана - то оно не лучше получится с иимпульсом?

ЦитироватьА может ну её нафиг, третью ступень? Обойтись двумя?

Кстати, а если взять некий избыток метана - то оно не лучше получится с иимпульсом?

Если чисто на метане, то боюсь что двухступенчатая ракета станет сильно мало выводить. Тут надо будет переводить на метан Зенит. Скорее всего две ступени будут смотреться с первой метановой и второй водородной ступенями. Но тут уже придется на второй ступени вылезать за 4,1м. Но все это на уровне IMHO. Надо делать расчеты. Сделаем.

По части избытка метана, это уже к специалистам по двигателям. Я же корпусник по образованию. Если избыток чего либо даст выигрыш, то я с величайшим иудовольствием воспользуюсь им.  :D

ЦитироватьПо части избытка метана, это уже к специалистам по двигателям. Я же корпусник по образованию. Если избыток чего либо даст выигрыш, то я с величайшим иудовольствием воспользуюсь им.  :D

Просто для чистого водорода этим пользуются, а как мне кажется присутствие СО и Н2 в струе только на пользу...

Цитировать

ЦитироватьПо части избытка метана, это уже к специалистам по двигателям. Я же корпусник по образованию. Если избыток чего либо даст выигрыш, то я с величайшим иудовольствием воспользуюсь им.  :D

Просто для чистого водорода этим пользуются, а как мне кажется присутствие СО и Н2 в струе только на пользу...

Н2, это на пользу однозначно. А вот с СО, как бы копоть не получилась. Хотя, я не спец. Нужно мнение спецов.

Мачту так и так под ЖК+метан переделывать придется. Так что передвинуть заправку 2 и 3 ступени повыше - фигня вопрос.

ЦитироватьМачту так и так под ЖК+метан переделывать придется. Так что передвинуть заправку 2 и 3 ступени повыше - фигня вопрос.

Ну, ежли таможня дает добро, то переместим. :D

Цитировать

Цитировать

Цитировать1-я ступень
Сухая масса_____________ 32,5 т   _____________35 т
Масса топлива___________   417,3 т____________264,6 т
Общая масса_____________ 449,8 т_____________299,6 т
ЖРД____________________РД-253______________РД-190Ф?
Jуд_____________________285/316_____________305/347 с
Тяга ДУ_________________(155/178)х6__________(120х144)х6
Время работы____________123,5 с______________108 с
V характеристич._____________________________2607,4 м/с

С такими параметрами смело можно заливать керосин и ставить 4 (четыре!) РД-191 ;)

Керосин меняет диаметры боковушек, тянет за собой стартовик. Повторяю, первую ступень можно и нужно утяжелять удлиннением. Кроме того, метан уникален по экологичности.

Объем баков для керосина/кислорода МЕНЬШЕ, чем для метана/кислорода. Надо просто кислород залить в центральный бак, его объем даже чуть больше необходимого. Стартовый стол - по форме точно такой же - 2 противоположных боковых блока оставить без двигателей. Так что ничего удлинять и утяжелать не надо.
На экологичность - забить болт :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать1-я ступень
Сухая масса_____________ 32,5 т   _____________35 т
Масса топлива___________   417,3 т____________264,6 т
Общая масса_____________ 449,8 т_____________299,6 т
ЖРД____________________РД-253______________РД-190Ф?
Jуд_____________________285/316_____________305/347 с
Тяга ДУ_________________(155/178)х6__________(120х144)х6
Время работы____________123,5 с______________108 с
V характеристич._____________________________2607,4 м/с

С такими параметрами смело можно заливать керосин и ставить 4 (четыре!) РД-191 ;)

Керосин меняет диаметры боковушек, тянет за собой стартовик. Повторяю, первую ступень можно и нужно утяжелять удлиннением. Кроме того, метан уникален по экологичности.

Объем баков для керосина/кислорода МЕНЬШЕ, чем для метана/кислорода. Надо просто кислород залить в центральный бак, его объем даже чуть больше необходимого. Стартовый стол - по форме точно такой же - 2 противоположных боковых блока оставить без двигателей. Так что ничего удлинять и утяжелать не надо.
На экологичность - забить болт :)

Объемное соотношение АТ-НДМГ = 0,97
Объемное соотношение ЖК-ЖМет = 0,89
Величины близкие, хотя приходится менять длины баков.

Соотношение ЖК-Кер = 1,74, а Кер-ЖК = 0,57
Как видим, любые перестановки этой пары компонентов не проходят в существующие баки первой ступени без изменения диаметров.

Тут предлагалось убрать две боковухи и залить в центр ЖК, а в четыре боковухи керосин. Но и тогда соотношение компонентов будет 2,17 вместо 1,74 и оставшиеся боковухи придется удлинять. При этом еще придется возиться со схемой нагружения и прочими прелестями. Да и компоненты имеют существенно разную температуру, т.ч. надо будет разбираться с укорочением ЦБ. Да еще и импульс удельный упадет.
Не, я за метан.

Да
Во всяком случае, "эскизный проект убедительно показывает..." :roll:

ЦитироватьДа
Во всяком случае, "эскизный проект убедительно показывает..." :roll:

Уж договаривайте, не стесняйтесь. Я не некоторые, на стены не полезу и проклятия слать не буду. :D  :D  :D

ЦитироватьОбъемное соотношение АТ-НДМГ = 0,97
Объемное соотношение ЖК-ЖМет = 0,89
Величины близкие, хотя приходится менять длины баков.

Соотношение ЖК-Кер = 1,74, а Кер-ЖК = 0,57
Как видим, любые перестановки этой пары компонентов не проходят в существующие баки первой ступени без изменения диаметров.

Тут предлагалось убрать две боковухи и залить в центр ЖК, а в четыре боковухи керосин. Но и тогда соотношение компонентов будет 2,17 вместо 1,74 и оставшиеся боковухи придется удлинять. При этом еще придется возиться со схемой нагружения и прочими прелестями. Да и компоненты имеют существенно разную температуру, т.ч. надо будет разбираться с укорочением ЦБ. Да еще и импульс удельный упадет.
Не, я за метан.

Это все конечно чудесно :)

Но зачем резать бокувухи, когда их можно просто примерно в 1,5 раза уменьшить, по объему керосина? ;)

Но главное - 4 двигателя вместо 6!

А импульс практически такой же ;)

Я в целом тоже за метан, но...


ЗЫ. И я наверно чего-то не понял  :?
Объем ЦБ - 218 м3, так? Боковушек - 150 м3?
Но почему тогда "Объемное соотношение АТ-НДМГ = 0,97"???

А если "Соотношение ЖК-Кер = 1,74", то на 218 м3 кислорода достаточно будет 126,5 м3 керосина, что очень близко к имеющемуся объему боковушек...

О чем тогда спор?

Цитировать

ЦитироватьДа
Во всяком случае, "эскизный проект убедительно показывает..." :roll:

Уж договаривайте, не стесняйтесь. Я не некоторые, на стены не полезу и проклятия слать не буду. :D  :D  :D

... что целесообразность и перпективность метановых ракет была несколько недооценена на ... э... предыдущем этапе ... э... развития ракетной техники в плане средств выведения :roll:  :oops:  :mrgreen:

... но наиболее ярко это видно на метановой семерке, конечно

Цитировать... но наиболее ярко это видно на метановой семерке, конечно

Ну вот, ведь так просто. А то боялся.  :D  :D  :D

Цитата: "Bell"

ЦитироватьЗЫ. И я наверно чего-то не понял  :?
Объем ЦБ - 218 м3, так? Боковушек - 150 м3?
Но почему тогда "Объемное соотношение АТ-НДМГ = 0,97"???

А если "Соотношение ЖК-Кер = 1,74", то на 218 м3 кислорода достаточно будет 126,5 м3 керосина, что очень близко к имеющемуся объему боковушек...

О чем тогда спор?

Нда, вопрос хорший. Завтра на свежую голову надо будем посмотреть. Где то видимо объемы с массами спутал, или ватще в маразмы впал. :oops:
За такое замечание гранд мерси.

Продолжим крамольно-еретические рассуждения  :evil:

Керосиновая первая ступень ничем не уступает метановой и обещает быть легче (сухая).
С другой стороны, судя по приблизительной развесовке ступеней 3-я должна быть в районе 40 т. А это... а это... А! Это же УРМ-2!  :evil:
И УКВБ тоже подойдет на песпективу :oops:

Нууу.... А дальше остается только перевести на керосин 2-ю ступень. Тогда на нее по тяге прекрасно подойдет РД-191 с высотным соплом  :P


Кто бы посчитал такой девайс?




ЗЫ. И как можно узнать детали проекта керосинового Протона еще советских времен? Вроде ж был такой?

К вопросу о:


(База лежит, так что качаем из кэша гугля)

ЦитироватьК вопросу о:


(База лежит, так что качаем из кэша гугля)
http://72.14.221.104/search?q=cache:7h1JsFiThrgJ:forums.airbase.ru/index.php/topic,7617.0.html+%D1%81%D0%BE%D0%BE%D1%82%D0%BD%D0%BE%D1%88%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5+%D0%90%D0%A2-%D0%9D%D0%94%D0%9C%D0%93&hl=ru&gl=ru&ct=clnk&cd=3&client=firefox-a

А если так...
http://balancer.ru/forum/punbb/viewtopic.php?id=7617

Керосин хотя и не очень много уступает метану, но это 'немного' - это разница между 10 и 15 тоннами ПН для носителей на разных топливах.  Так что не надо тут метан так уж ругать ;-)

И еще - метана банально БОЛЬШЕ. Керосин - это нефть, он стоит порядка 20р литр уже, т.е. 150 тонн керосина на заправку РН класса Союза стоят порядка 100 килобаксов. Жидкий метан стоит порядка 7р килограмм - т.е. заправка обойдется примерно в 35 килобаксов. Разница в 3 раза - уже сегодня! А дальше нефть ведь только дорожать будет...

К слову, раз уж тут такой апгрейдерский зуд пошел... а какие еще есть у нас стартовые комплексы? На Баконуре - 3 стола под Энергию, 2 под Протон и 2 под Р-7, так? Еще два под Зенит, один из них полуразрушен взрывом РН? И еще под мелочь типа Циклона что-то есть?

Плесецк - 4 стола Р-7, один - Зенит (который под Ангару перестраивают), 2 - Циклон?

Это я к тому, что может еще есть кандидатуры на апгрейд? ;-)

Давайте всё-таки называть вещи своими именами - не апгрейд, а разработка новой РН под существующий старт, с использованием общего компоновочного решения и отдельных узлов существующей РН :wink:

А 100 или 300 килобаксов стоит заправка - на фоне цены пуска в десяток млн. это некритично. Перебор в цене из-за "новизны" , только из-за необходимости включать в цену покрытие разработки, поди, больше будет.

Ну, я слышал о цене Союза примерно в 10 мегабаксов. От них 100 килобаксов - это примерно 1 процент. Т.е. за 100 пусков наберется не еще одну РН, а 300-400 пусков окупят ЛКИ ;-).

Но это фигня, действительно. А вот то что метановая РН при той же стоимости в серии поднимает в 1.5 раза больше ПН - это уже куда более сильный аргумент. Это уже не 1, это 50% экономии ;-).

Да, метановую РН надо наново разрабатывать. Но нельзя же, блин, постоянно сидеть на разработках 40-летней давности. А Сибирь или Протон-КМ - это не Ангара, для них нужен существующий старт, в конструкции нет технических авантюр (с) Старый - это нормальная гармоничная РН среднего технического уровня.

ЦитироватьА вот то что метановая РН при той же стоимости в серии поднимает в 1.5 раза больше ПН - это уже куда более сильный аргумент. Это уже не 1, это 50% экономии ;-).

А с чего это вы решили что метановая РН будет той же стоимости?

Встречный вопрос - а почему нет?

Смотрите :

- половина конструкции Р-7 и так криогенная - баки ЖК. Метан имеет ровно ту же температуру что ЖК - ступень УПРОЩАЕТСЯ, ибо уходят тепловые нагрузки. Тем не менее из всех отечественных РН Р7  имеет минимальную стоимость килограмма на орбите. Т.е. средняя криогенка низкой стоимости не помеха.

- движки близки по характеристикам к керосиновым - плотность продуктов сгорания метана ниже, чем у керосина, но не качественно ниже, как у водорода, что требует специальных мер по проектированию двигателя.

- обьем ступеней опять же больше, чем у керосина, но СУЩЕСТВЕННО меньше чем у водорода - так, ЦБ Сибири при запасе топлива в 1.5 раза больше, увеличил диаметр тонкой части с 1.9 до 2.9 метра, при сокращении длины на 10%. Т.е. бак имеет сравнимый размер и ту же технологию изготовления - и не забывайте про отсутствие тепловых нагрузок.

- упрощается конструкция ступени в целом из-за близкой температуры компонентов. Так, можно применить совмещенные днища, трубопровод окислителя внутри бака горючего и т.д.

В общем, метан - это углеводород с высоким УИ. Такой 'криогенный керосин'.

Степ, у меня с Циолковским получилась такая фигня:

Мнач/Мкон_Су_ХС

Протон
1. 698/281_300_2678 м/с
2. 244/84_326_3410 м/с
3. 72/26_326_3257 м/с
Суммарная ХС - 9345 м/с

Протон КМ
1. 486/222_325_2498 м/с
2. 183/85_374_2813 м/с
3. 74/28_374_3566 м/с
Суммарная ХС - 8877 м/с

 Протону КМ не хватает почти полкилометра в секунду характеристической скорости. Получить её можно снизив ПН примерно на 2.5 тонны.
 Кроме того ты взял одинаковый запас топлива на третьих ступенях и одинаковую их сухую массу. Однако т.к. плотность метанового топлива раза в полтора меньше чем гептилового следует увеличить в полтора раза объём баков 3-й ступени Протона КМ, это должно привести к увеличению сухой массы как минимум на тонну. Для сохранения ХС на этк же тонну прийдётся уменьшить ПН.

 Или я чтото неправильно посчитал?

Ну, не совсем так. Да, обьем бака растет. Но масса-то топлива не меняется! А для постоянной массы топлива масса бака тоже более-менее постоянной будет, иначе бы водородники вообще не летали. Для тонны метана бак будет весить от силы на 10% больше чем для тонны керосина. Да и то спорно, что вообще больше.

ЦитироватьНу, не совсем так. Да, обьем бака растет. Но масса-то топлива не меняется! А для постоянной массы топлива масса бака тоже более-менее постоянной будет,

Не будет. Бак больше - нагрузка одинакова - вес больше. Это законы сопромата. А тут, кстати, ещё и нагрузка больше.

Цитироватьиначе бы водородники вообще не летали.

У водородников сухая масса на единицу топлива существенно больше чем у керосинок. У летают они потому что Су рпстёт быстрее чем падает lnZ.

ЦитироватьДля тонны метана бак будет весить от силы на 10% больше чем для тонны керосина. Да и то спорно, что вообще больше.

Ну я взял 20%. Объём рпстёт на 50%, масса на 20%. Не мелочитесь.

Так-так... экстраполируем... наилучшая керосинка имеет совершенство порядка 16, AFAIK, наилучший водородник - 12. Метан посередине, но ближе к керосинкам. Скажем, 1/3. Водородник в абсолютных величинах проигрывает керосинке 25% сухой массы. ВОДОРОДНИК. Т.е. метановый бак будет похуже именно процентов на 10, если не меньше.

Ашкуб, не мелочитесь. Это не спасёт метан.

Эти 20% не спасут керосин ;-) Чисто метановый Протон с той же стартовой массой (700 тонн) вытащит не 22.5 тонны, как обычный Протон, а более 30 тонн. А метаново-водородный - более 45 тонн. При условии, ессно, нормальной развесовки ступеней. Более тяжелые баки тут особо не помешают.

Цитировать

ЦитироватьНу, не совсем так. Да, обьем бака растет. Но масса-то топлива не меняется! А для постоянной массы топлива масса бака тоже более-менее постоянной будет,

Не будет. Бак больше - нагрузка одинакова - вес больше. Это законы сопромата. А тут, кстати, ещё и нагрузка больше.

Воистину :)
Плотность в полтора раза меньше - объём во столько же раз больше. При постоянном диаметре длина в полтора же раза больше. Масса баков, соответственно, больше на 20-30%.
Баки, к тому же, в отличие от керосинок, криогенные. Площадь поверхности, на которую надо добавить теплоизоляции больше площади, выигрываемой от совместных днищ баков. Правда, уменьшится и полная площадь баков (за счёт совместных днищ).
В итоге, мне кажется, суммарная площадь поверхности бака увеличится на 30-45%, а сухая масса на 35-50%.

Не, бред получается - слишком тяжело :(
Хотя, в принципе логично, что массовое совершенство обратно пропорционально плотности...

ЦитироватьЭти 20% не спасут керосин ;-)

О керосине пока и речи нет. Гептил там. Живее всех живых, цветёт и пахнет и не нуждается в спасении.

ЦитироватьЧисто метановый Протон с той же стартовой массой (700 тонн) вытащит не 22.5 тонны, как обычный Протон, а более 30 тонн.

Ни в жисть! 20 секунд удельного импульса ни в жисть не увеличат ПН на треть, а тем более с одновременным уменьшением плотности.
 

ЦитироватьА метаново-водородный - более 45 тонн. При условии, ессно, нормальной развесовки ступеней. Более тяжелые баки тут особо не помешают.

А если Сатурн-5 взять - так и все 135 тонн! ;)

RadioactiveRainbow

ЦитироватьВоистину  
Плотность в полтора раза меньше - объём во столько же раз больше. При постоянном диаметре длина в полтора же раза больше. Масса баков, соответственно, больше на 20-30%.  

Не. Соотношение компонентов другое. На килограмм кислорода нужна меньшая масса метана, чем керосина.

Цитата: "STEP"

Цитировать

ЦитироватьЗЫ. И я наверно чего-то не понял  :?
Объем ЦБ - 218 м3, так? Боковушек - 150 м3?
Но почему тогда "Объемное соотношение АТ-НДМГ = 0,97"???

А если "Соотношение ЖК-Кер = 1,74", то на 218 м3 кислорода достаточно будет 126,5 м3 керосина, что очень близко к имеющемуся объему боковушек...

О чем тогда спор?

Нда, вопрос хорший. Завтра на свежую голову надо будем посмотреть. Где то видимо объемы с массами спутал, или ватще в маразмы впал. :oops:
За такое замечание гранд мерси.

Хуже нет искать собственные ошибки. Сегодня часа три потратил, под это дело даже программку написал специальную. Смотрю, все конечные цифры нормальные (я этот вариант давно несколько раз пересчитал), а как начинаю подставлять, то ерунда получается. Пока не допер, что массовое отношение АТ к НДМГ вместо 2,76 взял 1,76, то всякая ерундень и получалась.

И так, у Протона К на первой ступени:
Топлива - 416,8 т;
АТ - 305,95 т, V - 217,9 м3
НДМГ - 110,85 т; V - 150,9 м3
Vок/Vг=1,44

Размеры баков: 4,1х16,3 и 1,6х12,4

У Протона КМ на первой ступени:
Топлива - 267,5 т;
ЖК - 206,7 т, V - 217,9 м3
ЖМет - 60,8 т; V - 191,6 м3
Vг/Vок=1,14

Размеры баков: 4,1х16,3 и 1,6х15,8

Ребята. Да не расстраивайтесь вы так. Можно подумать, что победителю в этом споре седло большое, ковер и телевизор сразу врУчат, а может быть вручАт. Или может, на худой конец, позволят эту самую лучшую ракету немедленно построить :D
Давайте лучше спокойно предлагать и считать варианты. И хватит войны тупоконечников и остроконечников. Могу с большой долей вероятности предположить, что с водородом у нас будут еще лет 25 раскачиваться, а на метан, как на казус смотреть.
Но считать надо, надо варианты разные смотреть, что бы в различных спорах не на свою интуицию ссылаться, а на что то более надежное.

А у метана есть еще одно хорошее преимущество. Под него относительно легко переделываются существующие двигатели на АТ-НДМГ. А этих двигателей на любой вкус у нас до дуры, дешовые и надежные. Грех этим не воспользоваться, по крайней мере в расчетах.

Ребята. Да не расстраивайтесь вы так. Можно подумать, что победителю в этом споре седло большое, ковер и телевизор за это сразу врУчат, а может быть вручАт. Или может, на худой конец, позволят эту самую лучшую ракету немедленно построить :D
Давайте лучше спокойно предлагать и считать варианты. И хватит войны тупоконечников и остроконечников. Могу с большой долей вероятности предположить, что с водородом у нас будут еще лет 25 раскачиваться, а на метан, как на казус смотреть.
Но считать надо, надо варианты разные смотреть, что бы в различных спорах не на свою интуицию ссылаться, а на что то более надежное.

А у метана есть еще одно хорошее преимущество. Под него относительно легко переделываются существующие двигатели на АТ-НДМГ. А этих двигателей на любой вкус у нас до дуры, дешовые и надежные. Грех этим не воспользоваться, по крайней мере в расчетах.

Ребята. Да не расстраивайтесь вы так. Можно подумать, что победителю в этом споре седло большое, ковер и телевизор за это сразу врУчат, а может быть вручАт. Или может, на худой конец, позволят эту самую лучшую ракету немедленно построить :D
Давайте лучше спокойно предлагать и считать варианты. И хватит войны тупоконечников и остроконечников. Могу с большой долей вероятности предположить, что с водородом у нас будут еще лет 25 раскачиваться, а на метан, как на казус смотреть.
Но считать надо, надо варианты разные смотреть, что бы в различных спорах не на свою интуицию ссылаться, а на что то более надежное.

А у метана есть еще одно хорошее преимущество. Под него относительно легко переделываются существующие двигатели на АТ-НДМГ. А этих двигателей на любой вкус у нас до дуры, дешевые и надежные. Грех этим не воспользоваться, по крайней мере в расчетах.

ЦитироватьНу я взял 20%. Объём рпстёт на 50%, масса на 20%. Не мелочитесь.

а правда, чего мелочится...
я посмотрел какая прочность у 1201 при 20С и при -196С - как раз на 25% выше получилось. выходит метановый бак будет легче на 5% ;)

да, еще одно замечание по поводу термоизоляции. на семерке кажется кислородный бак никак не изолирован, никакого пенопласта и полиуретана?

ЦитироватьРебята. Да не расстраивайтесь вы так. Можно подумать, что победителю в этом споре седло большое, ковер и телевизор за это сразу врУчат, а может быть вручАт. Или может, на худой конец, позволят эту самую лучшую ракету немедленно построить :D

Нет, конечно. Изобретателям метановых ракет вряд ли приходится рассчитывать хотя бы даже на похвальную грамоту на конкурсе юных техников...

ЦитироватьДавайте лучше спокойно предлагать и считать варианты. И хватит войны тупоконечников и остроконечников. Могу с большой долей вероятности предположить, что с водородом у нас будут еще лет 25 раскачиваться, а на метан, как на казус смотреть.
Но считать надо, надо варианты разные смотреть, что бы в различных спорах не на свою интуицию ссылаться, а на что то более надежное.

Да вобщем то всё уже посчитано и предложено. "Лишние" 20 сек удельного импульса никак не окупят пониженую плотность топлива и криогенность горючего.
 Уже был прецедент когда Глушко активно навязывал фтор+аммиак. При этом гарантировал целых 40-50 "лишних" секунд. Не прокатило.

ЦитироватьА у метана есть еще одно хорошее преимущество. Под него относительно легко переделываются существующие двигатели на АТ-НДМГ.

Даже интересно: каким же это образом? А есть хоть один действующий образец?
 А почему керосиновые двигатели не переделываются ещё легче?

Цитироватьа правда, чего мелочится...
я посмотрел какая прочность у 1201 при 20С и при -196С - как раз на 25% выше получилось. выходит метановый бак будет легче на 5% ;)

Вобщето речь шла о прямой переделке Протона. Если приходится брать другой материал с другой толщиной то это будет уже не Протон.

Цитироватьда, еще одно замечание по поводу термоизоляции. на семерке кажется кислородный бак никак не изолирован, никакого пенопласта и полиуретана?

Собственно о теплоизоляции говорить не приходится. Но вот отводить на нейтрализацию испарившийся из баков метан прийдётся. Травить его в атмосферу как кислород не получится - взрыв произойдёт рано или поздно. (скорее раньше чем позже)
 А если требуется отвод значит откатить башню обслуживания не выйдет.

ЦитироватьВобщето речь шла о прямой переделке Протона. Если приходится брать другой материал с другой толщиной то это будет уже не Протон.

вообще-то речь шла о некоторой переделке Протона и использовании гептилового старта с минимальной (но все-таки) переделкой. Все равно вытягивать боковушки придется, так что заменить материал - меньшая из проблем. оснастке пофиг из какого сплава бак на ней гнут и варят.  

ЦитироватьСобственно о теплоизоляции говорить не приходится. Но вот отводить на нейтрализацию испарившийся из баков метан прийдётся. Травить его в атмосферу как кислород не получится - взрыв произойдёт рано или поздно. (скорее раньше чем позже)
 А если требуется отвод значит откатить башню обслуживания не выйдет.

Как раз в этом месте у метана проблемы и рядом не стояли - СПГ везут в цистернах по железной дороге и судя по всему потери там невелики. пусть испаряется в баке, избыток давления будем стравливать и сжигать. или поставить ЭХГ (кислород ведь тоже будет испаряться) и полученную электроэнергию пустить на работу холодильной машины.

Цитироватьвообще-то речь шла о некоторой переделке Протона и использовании гептилового старта с минимальной (но все-таки) переделкой. Все равно вытягивать боковушки придется, так что заменить материал - меньшая из проблем. оснастке пофиг из какого сплава бак на ней гнут и варят.

Оборудованию вовсе не пофиг. Вставить в бак дополнительную секцию это одно, а аменять весь материал это совершенно другое.  

ЦитироватьКак раз в этом месте у метана проблемы и рядом не стояли - СПГ везут в цистернах по железной дороге и судя по всему потери там невелики.

И даже держат в баллонах в частных домах. Однако каково давление в тех цистернах и тех баллонах? Что будет с весом баков ракеты если в них сделать такое же давление?

Цитироватьпусть испаряется в баке, избыток давления будем стравливать и сжигать.

Прямо на ракете? ;)

Цитироватьили поставить ЭХГ (кислород ведь тоже будет испаряться) и полученную электроэнергию пустить на работу холодильной машины.

Прямо на ракете? ;)

ЦитироватьОборудованию вовсе не пофиг. Вставить в бак дополнительную секцию это одно, а аменять весь материал это совершенно другое.

хм... и в чем же будет разница в оборудовании пир использовании другого сплава? в голову приходит только смена режимов сварки. и все. а вот с дополнительной секцией возни больше должно быть

Цитировать

Цитироватьпусть испаряется в баке, избыток давления будем стравливать и сжигать.

Прямо на ракете? ;)

а почему нет? вас не смущает что прямо на ракете сжигают 90+% ее массы? ;)

Цитировать

Цитироватьили поставить ЭХГ (кислород ведь тоже будет испаряться) и полученную электроэнергию пустить на работу холодильной машины.

Прямо на ракете? ;)

а почему нет? возьмем для примера апполон (ЭХГ). или энергию (холодильник). Прямо на ракете! :twisted:

в чем проблемма то?  8)

ЦитироватьИ даже держат в баллонах в частных домах. Однако каково давление в тех цистернах и тех баллонах? Что будет с весом баков ракеты если в них сделать такое же давление?

давление конечно немного выше чем обычно в баках... раз в 10. но ракету и не нужно неделями на старте заправленной держать с отведенными коммуникациями. если в крупных хранилищах без избыточного давления потери составляют 0.1% в сутки, то в мелком с давлением 0.2МПа пусть будут 1% (хай подавятся!)... сколько за 3 часа набежит? килограмм на 30 ПН потеряем ИМХО

Цитироватьа почему нет? вас не смущает что прямо на ракете сжигают 90+% ее массы? ;)

На ракете есть специальный агрегат для сжигания 90% её массы. :) Однако в данном случае его применить вряд ли получится. А установка отдельного дополнительного увеличит вес и стоимость что сведёт на нет и так небольшой эффект от увеличения УИ.

Цитироватьа почему нет? возьмем для примера апполон (ЭХГ). или энергию (холодильник). Прямо на ракете! :twisted:
в чем проблемма то?  8)

Очевидно в том же - вес и стоимость. В итоге с метаном получится и тяжелее и дороже.
 А что, на Энергии был холодильник? :shock:  Я не знал.

Цитировать

Цитироватьа почему нет? вас не смущает что прямо на ракете сжигают 90+% ее массы? ;)

На ракете есть специальный агрегат для сжигания 90% её массы. :) Однако в данном случае его применить вряд ли получится. А установка отдельного дополнительного увеличит вес и стоимость что сведёт на нет и так небольшой эффект от увеличения УИ.

ну хорошо, прикинем (плюс-минус лапоть) вес специального агрегата для сжигания испарющегося метана. примем (если у кого-то есть данные или методики подсчета - в студию) потери топлива в 1% в сутки. 0.046 кг/с. с учетом того что ЖК можно смело травить в атмосферу получаем необходимость сжигать 20 граммов метана ежесекундно. конечно устройство для этих целей своей массой полностью съест весь выигрыш от ИУ и похоронит идею метанового протона  :lol:

Цитировать

Цитироватьа почему нет? возьмем для примера апполон (ЭХГ). или энергию (холодильник). Прямо на ракете! :twisted:
в чем проблемма то?  8)

Очевидно в том же - вес и стоимость. В итоге с метаном получится и тяжелее и дороже.
 А что, на Энергии был холодильник? :shock:  Я не знал.

про холодильник на Энергии я кажется попутал. сейчас начал искать и не нашел, хотя помнится где-то вычитывал что водород там циркулировал через небольшой холодильник. или не на Энергии. неважно ;)

Старый, а с цифрами в руках вы не покажете, будет критическая концентрация метана или нет?

Дано : ветер 5 м/с, испарение 0.1% заправки в час, заправка метана - 30% от общей по массе, всего - 200 тонн. Т.е. 200 кг метана в час, 3 кг в минуту.

Будет критическая концентрация для взрыва? Какая мощность выделится если дожигать?

Если НЕ дожигать... есть несколько решений.

1) отводить газы с первой ступени, где 80% заправки, с остальных - травить в атмосферу.

2) охлаждать ЖМ ЖК. Кстати, он так и так будет им охлаждаться через общее днище. Травить только кислород.

3) захолаживать заправляемый метан

Цитироватьну хорошо, прикинем (плюс-минус лапоть) вес специального агрегата для сжигания испарющегося метана. примем (если у кого-то есть данные или методики подсчета - в студию) потери топлива в 1% в сутки. 0.046 кг/с. с учетом того что ЖК можно смело травить в атмосферу получаем необходимость сжигать 20 граммов метана ежесекундно. конечно устройство для этих целей своей массой полностью съест весь выигрыш от ИУ и похоронит идею метанового протона  :lol:

Видели как валит кислородный пар из Союза? Вот так же будет валить метан из Протона. Только сильнее. Дожигатель конечно не похоронит метановую РН. Он всего лишь вобъёт последний гвоздь в крышку гроба.

Стааарый... ну я право разочарован. Какой КИСЛОРОДНЫЙ пар? Пар получается из ВОЗДУХА, ОХЛАЖДАЕМОГО сбрасываемым кислородом. Для этого при высокой влажности надо очень немного его охладить - от силы на 5-10 градусов. А стравливается кислород с температурой -180 градусов. Так что обьемы его испарения сильно преувеличены.

ЦитироватьСтааарый... ну я право разочарован. Какой КИСЛОРОДНЫЙ пар? Пар получается из ВОЗДУХА, ОХЛАЖДАЕМОГО сбрасываемым кислородом. Для этого при высокой влажности надо очень немного его охладить - от силы на 5-10 градусов. А стравливается кислород с температурой -180 градусов. Так что обьемы его испарения сильно преувеличены.

И какая же высокая влажность в пустыне? И до скольки надо охладить сухой воздух чтоб образовался пар? Сколько требуется кислорода?
 Вот столько же потребуется и метана. Только больше потому что ракета всётаки в три раза больше Союза.

Влажность, дорогой товарищ, есть производная от температуры. Про ночную росу на металле в пустыне слышали? ;-)

Естественно нормальные люди не будут ставитиь никаких "дожигателей". Подобные идеи разве что хорошо илюстрируют какие кадры ратуют за метан.
 Нормальные люди поставят дренажные трубопроводы которые будут отсоединяться непосредственно перед стартом или в сам момент старта, как на Ариане. Но это потребует не отводить кабель-мачту до старта и соответственно  радикально переделать старт Протона.

ЦитироватьВлажность, дорогой товарищ, есть производная от температуры. Про ночную росу на металле в пустыне слышали? ;-)

Но пар то валит средь бела дня! ;)

.. зимой? Или летом? В любом случае - ну не бывает нулевой влажности, а парциальное давление пара СИЛЬНО зависит от температуры.

Но это не суть важно. Возражение номер два. В Сибири кстати конструктивно оно вполне реализовано - кислородный бак над метановым. Метановый пар поднимается над уровнем ЖМ, доходит до днища бака кислорода, КОНДЕНСИРУЕТСЯ и стекает обратно. Кислород, ессно, греется и испаряется - но не метан. Если мало естественого охлаждения, можно опустить в метановый бак дополнительный теплоообменник с кислородным.

ЦитироватьНо это не суть важно. Возражение номер два. В Сибири кстати конструктивно оно вполне реализовано - кислородный бак над метановым. Метановый пар поднимается над уровнем ЖМ, доходит до днища бака кислорода, КОНДЕНСИРУЕТСЯ и стекает обратно. Кислород, ессно, греется и испаряется - но не метан. Если мало естественого охлаждения, можно опустить в метановый бак дополнительный теплоообменник с кислородным.

Это уже не будет Протон.
 Есть однако более простое решение - прмменить керосин. И все проблемы отпадают враз.

Ага. И на Сатурне и Энергии - тоже применить керосин. И на шаттле.

Собственно про метан всё формулируется так: Если уж решили морочиться с криогенным горючим газом то надо сразу брать водород. Брать метан не имеет никакого смысла.

ЦитироватьЕстественно нормальные люди не будут ставитиь никаких "дожигателей". Подобные идеи разве что хорошо илюстрируют какие кадры ратуют за метан.
 Нормальные люди поставят дренажные трубопроводы которые будут отсоединяться непосредственно перед стартом или в сам момент старта, как на Ариане. Но это потребует не отводить кабель-мачту до старта и соответственно  радикально переделать старт Протона.

А собственно кто мешает сделать дренаж через заправочные трубопроводы? Двойную трубу там поставить и всё...

Цитировать

ЦитироватьВлажность, дорогой товарищ, есть производная от температуры. Про ночную росу на металле в пустыне слышали? ;-)

Но пар то валит средь бела дня! ;)

Ты думаешь днём воды в атмосфере меньше чем ночью? :)

ЦитироватьА собственно кто мешает сделать дренаж через заправочные трубопроводы? Двойную трубу там поставить и всё...

Дык башня с заправочными трубопроводами откатывается до запуска.

ЦитироватьТы думаешь днём воды в атмосфере меньше чем ночью? :)

Я думаю что в пустыне её мало и днём и ночью. Просто днём температура выше поэтому чтоб сконденсировать пар требуется больше кислорода.

по условию задачи надо переделывать протон. и именно под метан он переделывается напильником самого маленького размера. под керосин и водород напильник должен быть намного больше... таких не бывает ;)

Да не, все подо все можно переделать. Вон, я предлагал вариант - 6 штук УРМ в едином блоке, плюс водородная вторая ступень на одном РД-0120. Тоже вполне влезает в Протоновский старт.

Кстати, вентиляционные каналы можно сделать частью самой РН. Просто протянуть гофротрубку и из нее откачивать газ. Под малым давлением - только-только тягу обеспечить.

Но, повторюсь - проблема надуманная. Есть НЕСКОЛЬКО решений проблемы наличия метана в атмосфере. Это если не считать недоказанность ВООБЩЕ достижения в чистом поле критической концентрации для взрыва.

Цитировать

ЦитироватьА собственно кто мешает сделать дренаж через заправочные трубопроводы? Двойную трубу там поставить и всё...

Дык башня с заправочными трубопроводами откатывается до запуска.

А у него разве не через задницу коммуникации? Туда и вывести...

ЦитироватьАга. И на Сатурне и Энергии - тоже применить керосин. И на шаттле.

Ну не метан же?  :shock:  :shock:  :shock:
 А вы разве не знали что на первых ступренях этих ракет керосин?

ЦитироватьА у него разве не через задницу коммуникации? Туда и вывести...

Заправочные? Нет.
 А как с верхних ступеней туда вывести?

ЦитироватьНо, повторюсь - проблема надуманная. Есть НЕСКОЛЬКО решений проблемы наличия метана в атмосфере. Это если не считать недоказанность ВООБЩЕ достижения в чистом поле критической концентрации для взрыва.

Проблема самая что ни на есть реальная. Горючий газ нельзя выпускать в воздух. Рано или поздно взрыв неизбежен.

Проблему, кстати, будет составлять и любой пролив. Утечка, потёк метан, техник бросается устранять, ударяет ключом, искра, взрыв...

Ага, утечка бытового газа, слесарь через час устраняет, бьет ключом по металлу - взрыв. Так? Ну, давайте использование газа запретим ;-).

Еще раз. Температура кипения ЖК - -183C. Температура замерзания ЖМ - -184С. Т.е. ЖК может работать (учитывая что его в 3.4 раза больше по массе) эффективным охладителем для ЖМ. Тогда испарение будет только ЖК, который вроде можно травить в атмосферу.

Да, Старый, и я не вижу расчетов по концентрации метана ;-). Ладно, сам сделаю. Напоминаю, при н.у взрывоопасна смесь от 5 до 15% метана по обьему. Скорость диффузии метана в воздухе при н.у. - порядка 0.5 м/с. Т.е. источник метана производительностью в 200г/сек (это 300 л/с примерно) может 'динамически загадить' до опасной концентрации обьем в 20 раз больше, т.е. 6000 л, 6 кубометров. Это дает площадь сферы через площадь которой истекает такое количество со скоростью 0.5 м/с порядка 6/0.5 = 12 м2, и радиус этой сферы - примерно 2 метра.

Т.е. при утечке метана в атмосферу, в условиях полного безветрия, из точечного источника, с интенсивностью в 200 граммов (300 литров) в секунду взрывоопасной будет область примерно в 2 метра радиусом. 2.25, если точно. Вне ее концентрация метана будет ниже необходимой для взрыва. Напоминаю, диаметр Протона - 3.9 метра. Длина - более 40 метров.

Ку?

http://www.niipep.spb.ru/LNG.html

Цитировать

ЦитироватьНо, повторюсь - проблема надуманная. Есть НЕСКОЛЬКО решений проблемы наличия метана в атмосфере. Это если не считать недоказанность ВООБЩЕ достижения в чистом поле критической концентрации для взрыва.

Проблема самая что ни на есть реальная. Горючий газ нельзя выпускать в воздух. Рано или поздно взрыв неизбежен.

Ну, с водородом-то проблему решили. Можно дренировать метан, как и водород, в закрытую магистраль. А можно метан переохладить, тогда его вообще, в принципе, можно не дренировать. А случайные утечки через микронегерметичности- это не очень страшно. А при больших негерметичностях (разрушение бака) - что керосин, что водород, что метан - по барабану, ракете кранты :wink:

ЦитироватьАга, утечка бытового газа, слесарь через час устраняет, бьет ключом по металлу - взрыв. Так? Ну, давайте использование газа запретим ;-).

Получив сигнал слесарь первым делом перекрывает газ а потом проветривает помещение. Кстати, мало случаев взрывов бытового газа?

ЦитироватьЕще раз. Температура кипения ЖК - -183C. Температура замерзания ЖМ - -184С. Т.е. ЖК может работать (учитывая что его в 3.4 раза больше по массе) эффективным охладителем для ЖМ. Тогда испарение будет только ЖК, который вроде можно травить в атмосферу.

Тогда вес этого теплообменника сожрёт весь эффект от применения метана, от которого (эффекта) и так уже ничего не осталось.

ЦитироватьТ.е. при утечке метана в атмосферу, в условиях полного безветрия, из точечного источника, с интенсивностью в 200 граммов (300 литров) в секунду взрывоопасной будет область примерно в 2 метра радиусом. 2.25, если точно. Вне ее концентрация метана будет ниже необходимой для взрыва. Напоминаю, диаметр Протона - 3.9 метра. Длина - более 40 метров.

Ку?

Ну прямо таки дистилированная вода! Даже удивляюсь - как только газ взрывается?
 И почему только с водородом применяют такие драконовские меры безопасности, если всё так прекрасно?

ЦитироватьНу, с водородом-то проблему решили. Можно дренировать метан, как и водород, в закрытую магистраль. А можно метан переохладить, тогда его вообще, в принципе, можно не дренировать. А случайные утечки через микронегерметичности- это не очень страшно. А при больших негерметичностях (разрушение бака) - что керосин, что водород, что метан - по барабану, ракете кранты :wink:

Можно конечно и переохладить. Но тогда при контакте бака с окружающим воздухом от переохлажденеия очень быстро ничего не останется. Опять же геморой с переохлаждением. Можно и в магистраль отвести. Можно применить и кучу разных других мер. Но ради чего? Ради 20 лишних секунд? Или прпосто ради любви к собственным мучениям?
 В том то и дело что с водородом проблему решили. И если уж применены все эти меры то целесообразней сразу применить водород. Потому что решить все водородные проблемы а потом взять и вместо него применить метан будет выглядеть умышленным вредительством.

 Повторяю ещё раз: ЕСТЬ ВОДОРОД, Поэтому у метана никаких шансов.

Ага. Водород. Какая средняя плотность топливной пары керосин-кислород, метан-кислород и водород-кислород, кто-нибудь скажет?

ЦитироватьАга. Водород. Какая средняя плотность топливной пары керосин-кислород, метан-кислород и водород-кислород, кто-нибудь скажет?

Керосин-кислород - 1.0, водород-кислород - 0.33. Метан-кислород не помню. А что?

ЦитироватьАга. Водород. Какая средняя плотность топливной пары керосин-кислород, метан-кислород и водород-кислород, кто-нибудь скажет?

ЖК+Кер=1,03; ЖК+Мет=0,7; ЖК+ЖВ=0,4; ЖК+НДМГ=1,03; АТ+НДМГ=1,22  (+-, в зависимости от типа двигателя).

О! Предлагаю сокращённые названия топлив:
ЖКК - кислород-керосин
ЖКВ - кислород-водород
ЖКМ - кислород-метан (не к ночи будь помянут)
ЖКГ - кислород-гептил
АТГ - азотный тетроксид-гептил
АКГ - азотная кислота-гептил
АКК - азотная кислота-керосин.
 Никого не забыл? ;)

ПВС. :) (Н2О2+С2Н5ОН)

ЦитироватьО! Предлагаю сокращённые названия топлив:
ЖКК - кислород-керосин
ЖКВ - кислород-водород
ЖКМ - кислород-метан (не к ночи будь помянут)
ЖКГ - кислород-гептил
АТГ - азотный тетроксид-гептил
АКГ - азотная кислота-гептил
АКК - азотная кислота-керосин.
 Никого не забыл? ;)

Склерозник! :D  :D  :D
А ЖФВ и ЖФА. Чем я народ пугать буду в пользу метана???
 :D  :D  :D

А Вас, Старый, надо банить за националистические высказывания против Метана. На месяц, не менее.  :evil:
 :D  :D  :D

СВС - (C2H5OH + H2O) :P

Метан почти вдвое легче воздуха, поэтому даже при нулевом ветре при травлении должен образовываться конвекционный поток вверх. Бытовой газ - продукт на грани горения, чтобы не повзрывались потребители-то. :lol: Если бы в баллонах был чистый метан (а реально там пропан, бутан, разные другие углеводороды и вода), то слесари приходили бы смотреть на руины, причём ежедневно. Не думаю, что проблема дренажа метана в атмосферу являетс серьёзным препятствием. Это скорее неудобство, но решаемое.

ЦитироватьПВС. :) (Н2О2+С2Н5ОН)

Да, ЖКС для Фау-2 и наследников.

ЦитироватьА Вас, Старый, надо банить за националистические высказывания против Метана. На месяц, не менее.  :evil:
 :D  :D  :D

А он еврей или мусульманин? Чтото я по фамилии не пойму... :(

ЦитироватьЕсли бы в баллонах был чистый метан ... то слесари приходили бы смотреть на руины, причём ежедневно.

Во-во. Ну со стартовыми комплексами то ежедневно не получится, дней пять, не более...

Цитировать

ЦитироватьЕсли бы в баллонах был чистый метан ... то слесари приходили бы смотреть на руины, причём ежедневно.

Во-во. Ну со стартовыми комплексами то ежедневно не получится, дней пять, не более...

Помещение-то, в котором находится СК, не закрытое, ну по крайней мере очень большого объёма. :wink: Достигнуть вырывоопасной концентрации на уровне кувалды, ключа и сигареты за время предстартовой подготовки вряд ли удастся.

ЦитироватьПомещение-то, в котором находится СК, не закрытое, ну по крайней мере очень большого объёма. :wink: Достигнуть вырывоопасной концентрации на уровне кувалды, ключа и сигареты за время предстартовой подготовки вряд ли удастся.

А если удастся? :(
 У супостата вон при работе с водородом и герметичность и двойные трубы и тд и тп, а всё равно помещения заполняют азотом. Так, на всякий случай. Три техника случайно оставшиеся в таком помещении стали первыми жертвами шаттла. :(

ЦитироватьА если удастся? :(
 У супостата вон при работе с водородом и герметичность и двойные трубы и тд и тп, а всё равно помещения заполняют азотом. Так, на всякий случай. Три техника случайно оставшиеся в таком помещении стали первыми жертвами шаттла. :(

А чем мы хуже? Можно организовать обдув азотом. Водород легко дифундирует, метан - хуже. Опасность меньше. Нужно, чтобы она не превышала какого-то разумного предела.

ЦитироватьА чем мы хуже? Можно организовать обдув азотом. Водород легко дифундирует, метан - хуже. Опасность меньше. Нужно, чтобы она не превышала какого-то разумного предела.

Всё можно. Только кто станет с этим морочиться ради лишних 20 сек удельного импульса?
 А уж если заморочатся то как убедить их отказаться от водорода?

Цитировать

ЦитироватьА Вас, Старый, надо банить за националистические высказывания против Метана. На месяц, не менее.  :evil:
 :D  :D  :D

А он еврей или мусульманин? Чтото я по фамилии не пойму... :(

Он видимо родственник Рутана :shock:
 :D  :D  :D

Так то водороооод. У него диапазон взрывоопасности куда шире - гремучий газ может взрываться в очень широком диапазоне соотношений обьемов и чуть ли не от ультрафиолета.

Касательно 20 лишних секунд УИ. Старый, 20 секунд - это двойная разница между НК-33 и РД-191. Помнится именно вы ратовали за использование первого вместо второго? Тогда почему вы полагаете невозможным пойти на некоторый гемморой с меньшей на 30% (а не в 2.5 РАЗА как у водорода) интегральной плотностью топлива и его средней криогенностью ради вдвое большего выигрыша?

Еще раз - 'всего лишь' 20 секунд УИ дают разницу между 11 и 14 тоннами ПН. Т.е. роняют себестоимость вывода минимум на 20%. А скорее и на все 30. НЕплохая прибавка к пенсии (с) ? ;-)

ЦитироватьТак то водороооод. У него диапазон взрывоопасности куда шире - гремучий газ может взрываться в очень широком диапазоне соотношений обьемов и чуть ли не от ультрафиолета.

Если обеспечены меры по непопаданию газа в атмосферу то пофигу какая концентрация опасна.

ЦитироватьКасательно 20 лишних секунд УИ. Старый, 20 секунд - это двойная разница между НК-33 и РД-191. Помнится именно вы ратовали за использование первого вместо второго?

Потому что первый вместо второго не даёт дополнительных проблем с плотностью, криогенностью и взрывоопасностью топлива.
 Однако если вы заметили я и счас ратую за применение менее энергичного но боле простого и удобного решения. Что вас удивляет то?

ЦитироватьТогда почему вы полагаете невозможным пойти на некоторый гемморой с меньшей на 30% (а не в 2.5 РАЗА как у водорода) интегральной плотностью топлива и его средней криогенностью ради вдвое большего выигрыша?

Потому что и тогда и сейчас я полагаю нецелесообразным идти на значительные проблемы ради незначительного выигрыша.

ЦитироватьЕще раз - 'всего лишь' 20 секунд УИ дают разницу между 11 и 14 тоннами ПН.

Чиво, чиво??? :shock:

ЦитироватьТ.е. роняют себестоимость вывода минимум на 20%. А скорее и на все 30. НЕплохая прибавка к пенсии (с) ? ;-)

ПН растёт с 11 до 14 тонн? Это 27%. Если даже это обходится ДАРОМ (без увеличения баков, новых двигателей и метанового гемороя) то 30% никак не получается. Но надо ещё доказать что ПН вырастет на столько!

Доказать - это построить и запустить? Или расчета в ратмане достаточно?

И я бы просил выбирать выражения. Гемморой с метаном по температуре не больше чем с кислородом. Плотность метана в разы выше чем у водорода. А если глянуть как следует - то и AT-НДМГ пара тот еще подарочек. И ТТУ тоже. Про водород я вообще молчу. Единственная негемморойная пара 'по Старому' - это керосин-перекись. Или спирт-перекись. Давайте все на нее перейдем и будем летать на связках Фау-2, а?

ЦитироватьДоказать - это построить и запустить? Или расчета в ратмане достаточно?

Расчёта по формуле Циолковского достаточно.

ЦитироватьИ я бы просил выбирать выражения. Гемморой с метаном по температуре не больше чем с кислородом.

Во первых я нигде не говорил о геморое с температурой. Основной геморой с горючестью паров.
 Во вторых может и не больше чем с кислородом но больше чем с керосином. Только и всего.

ЦитироватьПлотность метана в разы выше чем у водорода.

Имеет значение плотность всего топлива в целом а не одного горючего. А она у ЖКМ всего вдвое выше чем у ЖКВ.

ЦитироватьА если глянуть как следует - то и AT-НДМГ пара тот еще подарочек. И ТТУ тоже. Про водород я вообще молчу.

Очевидно ваш "взгляд как следует" отличается от взгляда специалистов-ракетчиков.

ЦитироватьЕдинственная негемморойная пара 'по Старому' - это керосин-перекись. Или спирт-перекись. Давайте все на нее перейдем, а?

Негеморойные пары по мнению специалистов-ракетчиков это те которые летают на ракетах доведённых до серийного производства.
 Я вам ничего не доказываю. Я вам просто объясняю почему ни один нормальный проектировщик не применял и никогда не применит метан. Если вы не желаете или не способны понять то это исключительно ваши проблемы. Считайте что все дураки а вы умный.

А что, есть волшебное слово, из-за которого пары керосина перестают быть горючими? Он кстати и диффундирует медленнее, что частично компенсирует меньшую скорость испарения. К слову, метан стоит на сегодня втрое дешевле керосина, а его по весу надо в 2 раза меньше. Правда надо больше ЖК, но и он тоже стоит дешевле чем керосин!

Резюмируя - увеличение ПН Старому не нужно. Действительно, еще прадеды летали на паре керосин-перекись, и мы тоже будем. Простая заливка топлива из ведра - вот настоящая цель космонавтики, а вовсе не ПН на орбите.

Циолковский... ладно, специально для Старого... расчет Сибири.

1 ступень - 4 блока по 36.5т заправки,  сухая масса 3.9 тонны, УИ 310
2 ступень - 1 блок, 109т заправки, сухая масса 11.8 тонны, УИ 343
3 ступень - 1 блок, 50 тонн заправки, сухая масса 5.5 тонн, УИ 365.
ПН - 15 т

Три этапа.
Первый - выработка из ББ по 36.5 тонн заправки, из ЦБ - 73т.
Начальная масса - 352.9 т. Конечная - 133.9. ХС - 2950 м/с
Второй - сброс ББ, расход из ЦБ оставшегося топлива.
Начальная масса 118.3т, конечная - 82.3т. ХС - 1635 м/c
Третий - сброс ЦБ, работа третьей ступени. УИ двигателя - 365 (РД-0234, высотное сопло)
Начальная масса 70.5т, конечная 20.5 т. ХС - 4420 м/с

Суммируя, получаем ХС в 9005 м/с. Это конечно расчет очень грубый, т.к. УИ первой ступени на самом деле не 310, а растет по мере полета. Но тем не менее.

ЦитироватьРезюмируя - увеличение ПН Старому не нужно. Действительно, еще прадеды летали на паре керосин-перекись, и мы тоже будем. Простая заливка топлива из ведра - вот настоящая цель космонавтики, а вовсе не ПН на орбите.

То что вы пытаетесь юродствовать вас не красит. Это указывает на то что вам больше нечего сказать.

Старый, то что вы любой ценой стараетесь отвертеться от перспективного топлива под надуманными предлогами не красит как раз вас, а не меня. Косность мышления - слышали про такую?

Знаете как звучит ваше предложение использовать вместо метана водород? 'Не, с 2106 пересаживаться на иномарку типа FW Golf непочетно. Вот есть болид Ф-1 - вот это самое оно, что надо для езды на работу использовать. Технология-то отработана!'

Еще раз - какие возражения против метана?

- криогенность - снято, я правильно понял?
- взрывоопасность паров - снято
- меньшая плотность топливной пары - несущественно. Плотность всего на 35% ниже чем у керосин-кислорода. Увеличение бака в диаметре на 15% более чем компенсируется возрастающим УИ. Потом, керосин даже 'избыточно' компактен - керосиновая РН для размещения ПН должна иметь надкалиберный обтекатель. Вон, на Сибирь посмотрите - ПН на 25% ниже Протона, размер тот же что у Протона, примерно. Сухая масса, которая стоит основных денег, при этом в 2 раза ниже.

Какие еще аргументы будут?

Опаньки! Пока я писал ответ, УИ первых ступеней радикально изменился!

Да, точно, ошибочка вышла. Взял вакуумный УИ вместо наземного. Но все исправил уже ;-).

Водородная ступень имеет сухую массу 5.9 тонны, заправку также 50 тонн. ПН при этом - 22.7 тонны.

ЦитироватьСтарый, то что вы любой ценой стараетесь отвертеться от перспективного топлива под надуманными предлогами не красит как раз вас, а не меня. Косность мышления - слышали про такую?

Перспективно это топливо только в вашем воображении.
 Если всё человечество косно и только вы один не косный значит человечеству просто не повезло. Оно просто забыло спросить ваше мнение и потому до сих пор не летает на метане. И никогда не будет.
 И вобще в век водорода пытаться впаривать метан это не косность. Это мракобесие.

Старый, у вас с головой что-то не так? Или как? Я правильно понял, что вы предлагаете использовать конструкцию ступени почти в 2 раза тяжелее для той же ПН, с дорогими водородными двигателями, с дорогущей заправочной инфраструктурой - лишь бы метан не использовать?

Может, у вас на кухне газ взрывался, и с того времени осталась инстинктивная неприязнь?

Еще раз - я не против использования водорода. Но только там, где его применение даст максимальный выигрыш - а именно на верхних ступенях и разгонных блоках. На первой ступени можно использовать керосин или метан, на второй - лучше всего метан. Да, керосин проигрывает метану не особо много, и керосиново-водородная Онега вполне оптимальна по ПН. Но метаново-водородная Сибирь при равной стоимости конструции имеет ПН на 30% выше. Т.е. стоит на 30% меньше.

ЦитироватьЗнаете как звучит ваше предложение использовать вместо метана водород? 'Не, с 2106 пересаживаться на иномарку типа FW Golf непочетно. Вот есть болид Ф-1 - вот это самое оно, что надо для езды на работу использовать. Технология-то отработана!'

Водород - давно уже не формула 1, он давно уже рабочая лошадь.  

ЦитироватьЕще раз - какие возражения против метана?
- криогенность - снято, я правильно понял?
- взрывоопасность паров - снято
- меньшая плотность топливной пары - несущественно.

Тогда осталось одно - низкий УИ.
 Если все эти проблемы решены то попытку впарить вместо водорода метан можно рассматривать только как умышленное вредительство.

Итак объясните: с какой целью вы пытаетесь ухудшить параметры ракет применив вместо водорода метан?
 Объясните тупому человечеству, почему вместо водорода нужно применять метан?

ЦитироватьКакие еще аргументы будут?

В качестве криогенного горючего водород лучше метана. Будете оспаривать?

Буду. Температура кипения метана почти такая же как у ЖК - -162C или же 110K. Температура кипения ЖВ - 20K. Практически это озачает довольно большой гемморой по заправке и хранению этого топлива.

Но это решаемый вопрос. Главный недостаток в том, что применение водорода на первых ступенях НЕ ДАЕТ СУЩЕСТВЕННОГО ВЫИГРЫША в ПН. Сухая (конструктивная) масса РН при замене керосина/метана на водород на первой ступени даже РАСТЕТ, а не уменьшается при фиксированной ПН. Поэтому весь, не спорю, решаемый, гемморой с заправкой здоровенной первой ступени получается зряшным. Именно это я и пытаюсь донести до (не)благодарного слушателя.

Да, _вакуумный_ УИ водорода существенно выше. Но первая ступень, вот беда, работает не в вакууме. А там УИ водорода превосходит УИ метана уже не в 1.5 раза, а только на 25%. А обьем баков у него выше в 2.5 раза - т.е. мидель ракеты и аэродинамическое сопротивление выше раза в 2. плюс меньшее конструктивное совершенство баков.

Относительно применения водорода на ВЕРХНИХ ступенях у меня серьезных возражений нету. Хотя тут надо смотреть что будет выгоднее - применить водород или сделать метановую РН бОльшего размера - гемморой по заправке-то никуда не делся, только уменьшился.

Цитировать2 ступень - 1 блок, 109т заправки, сухая масса 11.8 тонны, УИ 343
Второй - сброс ББ, расход из ЦБ оставшегося топлива.
Начальная масса 118.3т, конечная - 82.3т. ХС - 1635 м/c

У меня почемуто при начальной массе 118, конечной 82 и УИ 343 получилось 1225 м/с. Откуда ещё 400 то? Я ничего не перепутал?

ЦитироватьСтарый, у вас с головой что-то не так? Или как? Я правильно понял, что вы предлагаете использовать конструкцию ступени почти в 2 раза тяжелее для той же ПН, с дорогими водородными двигателями, с дорогущей заправочной инфраструктурой - лишь бы метан не использовать?

Это не я предлагаю Так делает весь мир. Может у него с головой чтото не так?

Не, все правильно. Обшиибся. Видимо взял начальную массу вместе с боковушками ;-)

Ну, ок, 8600 ХС. Тяговооруженность выше чем у Союза, т.е. думаю, 8600 вполне хватит для вывода.

Касательно всего мира - Старый, мне честно говоря неинтересно что думает остальной мир. Я вижу, что метан ДАЕТ выигрыш, вполне оправдывающий его использование, и я предлагаю его использовать - тем более, у нас, где запасы этого самого метана неисчерпаемы. А остальной мир может летать хоть на ТТРД, хоть на водороде - меня это мало трогает.

Я _полагаю_ что у метана есть некоторое преимущество над керосином. Примерно порядка 20-25% ПН при равной сухой массе. Достаточно ли этого, чтобы вводить еще один криогенный компонент с меньшей плотностью - не знаю. На мой взгляд - достаточно.

Ох ребяты!
Основное горе в том, что старых в нашей ракетно-космической промышленности развелось слишком много и ни метан, ни даже водород нам в ближайшей перспективе не грозят. А если учесть мнение Старого, что Ангара, это авантюра, то нам ничего не грозит и в далекой перспективе.
Союз рулез! Союз форева! Союз во веки веков!! Да зравствует керосин!!! Аминь.
 :D  :D  :D

ЦитироватьЦиолковский... ладно, специально для Старого... расчет Сибири.

1 ступень - 4 блока по 36.5т заправки,  сухая масса 3.9 тонны, УИ 310
2 ступень - 1 блок, 109т заправки, сухая масса 11.8 тонны, УИ 343
3 ступень - 1 блок, 50 тонн заправки, сухая масса 5.5 тонн, УИ 365.
ПН - 15 т

Три этапа.
Первый - выработка из ББ по 36.5 тонн заправки, из ЦБ - 73т.
Начальная масса - 352.9 т. Конечная - 133.9. ХС - 2950 м/с
Второй - сброс ББ, расход из ЦБ оставшегося топлива.
Начальная масса 118.3т, конечная - 82.3т. ХС - 1635 м/c
Третий - сброс ЦБ, работа третьей ступени. УИ двигателя - 365 (РД-0234, высотное сопло)
Начальная масса 70.5т, конечная 20.5 т. ХС - 4420 м/с

Суммируя, получаем ХС в 9005 м/с. Это конечно расчет очень грубый, т.к. УИ первой ступени на самом деле не 310, а растет по мере полета. Но тем не менее.

Вы ошиблись, суммарная ХС у вас 8656 м/с.

 Ну теперь смотрите что у нас получается с керосином.
Берём массы ступеней и топлива Союза и увеличиваем ихпропорционально на 13% чтобы получить стартовую массу тоже 353 тонны.
 Удельные импульсы берём для первых ступеней НК-33, для третей - РД-0124.
 Получается:
1 ступень - 4 блока по 44.5т заправки,  сухая масса 4.5 тонны, УИ 300
2 ступень - 1 блок, 107т заправки, сухая масса 7 тонн, УИ 331
3 ступень - 1 блок, 25 тонн заправки, сухая масса 3 тонны, УИ 359.
ПН - 15 т

Три этапа.
Первый - выработка из ББ по 44.5 тонн заправки, из ЦБ - 44т.
Начальная масса - 353 т. Конечная - 131. ХС - 2917 м/с
Второй - сброс ББ, расход из ЦБ оставшегося топлива.
Начальная масса 108т, конечная - 45т. ХС - 2647 м/c
Третий - сброс ЦБ, работа третьей ступени. УИ двигателя - 359 (РД-0124, штатное сопло)
Начальная масса 43т, конечная 18 т. ХС - 3067 м/с
Из 18 тонн 15 - ПН.

Суммируя, получаем ХС в 8631 м/с. Это конечно расчет очень грубый, т.к. УИ первой ступени на самом деле не 300, а растет по мере полета. Но тем не менее с керосином, массовыми характеристиками Союза и серийными двигателями ПН получается такая же как в вашем метановом удолбище. Может чтото не так?

ЦитироватьОх ребяты!
Основное горе в том, что старых в нашей ракетно-космической промышленности развелось слишком много

А в ненашей? И там одни старые? Это заговор. Однозначно! Заговор старых! ;)

Цитироватьи ни метан, ни даже водород нам в ближайшей перспективе не грозят.

Тоже я виноват? ;)

ЦитироватьА если учесть мнение Старого, что Ангара, это авантюра, то нам ничего не грозит и в далекой перспективе.

Ох, боюсь что Ангара нам всётаки грозит... Потому что стврых в нашей ракетно-космической промышленности на самом деле очень, очень мало... :(

ЦитироватьСоюз рулез! Союз форева! Союз во веки веков!! Да зравствует керосин!!! Аминь.
 :D  :D  :D

Ура, товарищи! (громкое троекратное "Ура!")

ЦитироватьНе, все правильно. Обшиибся. Видимо взял начальную массу вместе с боковушками ;-)

Бывает...

ЦитироватьНу, ок, 8600 ХС. Тяговооруженность выше чем у Союза, т.е. думаю, 8600 вполне хватит для вывода.

Это не принципиально. Главное чтобы у сравниваемого керосинового аналога получилось столько же.

ЦитироватьКасательно всего мира - Старый, мне честно говоря неинтересно что думает остальной мир.

Ну естественно. Они же дураки а вы - умный. Зачем вам интересоваться мнением дураков...

ЦитироватьЯ вижу, что метан ДАЕТ выигрыш,

Вы путаете "я вижу" и "мне кажется". Вам кажется что метан даёт выигрыш, а на самом деле он не даёт.

Цитироватьвполне оправдывающий его использование,

Не оправдывающий. Применение метана не оправдывается. Поэтому ни один конструктор в зравом уме его не применит. Нигде и никогда. И никаких шансов.

Цитироватьи я предлагаю его использовать - тем более, у нас, где запасы этого самого метана неисчерпаемы. А остальной мир может летать хоть на ТТРД, хоть на водороде - меня это мало трогает.  

К сожалению (для вас) у нас законы и физики и экономики такие же как и во всём остальном мире. Поэтому у метана никаких шансов.

ЦитироватьЯ _полагаю_ что у метана есть некоторое преимущество над керосином.

Я же вам объяснил что это вам _кажется_. И объяснил почему. Сколько можно повторять то?

ЦитироватьПримерно порядка 20-25% ПН при равной сухой массе.

Ню-ню... Замахнитесь сразу уж на 50 или даже все 100, чего уж там...

ЦитироватьДостаточно ли этого, чтобы вводить еще один криогенный компонент с меньшей плотностью - не знаю. На мой взгляд - достаточно.

По счастью общепринятый взгляд противоположен вашему.
 И если б даже и вправду был прирост в 25% то всё равно никто не станет проектировать по существу новую ракету с ПН всего на 25% больше старой...

ЦитироватьНу теперь смотрите что у нас получается с керосином.
Берём массы ступеней и топлива Союза и увеличиваем их пропорционально на 13% чтобы получить стартовую массу тоже 353 тонны.

Ок.

ЦитироватьУдельные импульсы берём для первых ступеней НК-33, для третей - РД-0124.

Ок. НК-33 - УИ 300 (331). РД-0124 - УИ 359, согласен. Хотя в таком случае я использую УИ 375 на верхней ступени и получу ПН выше примерно на 3%. Ну да непринципиально.

ЦитироватьПолучается:
1 ступень - 4 блока по 44.5т заправки, сухая масса 4.5 тонны, УИ 300

Ок.

Цитировать2 ступень - 1 блок, 107т заправки, сухая масса 7 тонн, УИ 331

Не согласен. Сухая масса 7 тонн (когда оригинальная ступень имеет 6.9 тонны на 90 тонн заправки) не годится. Согласен на 8-8.5 тонн. Также прошу иметь в виду, что применяется не НК-33 как таковой, а нечто с тягой порядка 120 тонн - это если в ратман загонять. Иначе надо конструкцию ступени усиливать и она будет тяжелее.

Цитировать3 ступень - 1 блок, 25 тонн заправки, сухая масса 3 тонны, УИ 359.

Согласен.

ЦитироватьПН - 15 т

ЦитироватьТри этапа.
Первый - выработка из ББ по 44.5 тонн заправки, из ЦБ - 44т.
Начальная масса - 353 т. Конечная - 132. ХС - 2917 м/с

... 2850 - с учетом ЦБ на 2 тонны тяжелее.

ЦитироватьВторой - сброс ББ, расход из ЦБ оставшегося топлива.
Начальная масса 114т, конечная - 51т. ХС - 2647 м/c

... 2611 - УИ можно уже пустотным считать, 331

ЦитироватьТретий - сброс ЦБ, работа третьей ступени. УИ двигателя - 359 (РД-0124, штатное сопло)

Фига штатное. Со штатным он дает УИ 331, как и НК-33. Это сопло чуть ли не со ступень диаметром - 1.5 метра. И есть НЕКОТОРЫЕ сомнения относительно достижимости такого УИ на керосинке в принципе. Но пусть будет.

ЦитироватьНачальная масса 43т, конечная 18 т. ХС - 3067 м/с

Согласен.

ЦитироватьИз 18 тонн 15 - ПН.

Суммируя, получаем ХС в 8631 м/с. Это конечно расчет очень грубый, т.к. УИ первой ступени на самом деле не 300, а растет по мере полета. Но тем не менее с керосином, массовыми характеристиками Союза и серийными двигателями ПН получается такая же как в вашем метановом удолбище. Может чтото не так?

Ну, чуть ниже с учетом большего веса ЦБ - примерно на 100 м/c. Это уменьшает ПН примерно на 2.5%. Но в целом согласен. Суммируя с выигрышем за счет предположительно большего УИ верхней метановой ступени, получаем разницу в ПН Сибири и Союза+ порядка 5-6%.

Странно только, что в РКК не знают о чудо-двигателе РД-0124 с УИ 359, и ИХ Ямал при примерно тех же движках выводит по их же заверениям 11.5 тонн.

Если взять более консервативный УИ 3 ступени в 331 сек, то ХС третьей ступени получится примерно на 7% меньше, т.е. для компенсации этого надо будет снизить конечную массу примерно на 8%. В терминах ПН это будет уже 13.5 тонн вместо 15. Да плюс потеря ХС из-за большей массц ЦБ. Как ни крути, а 2 тонны ПН керосин проигрывает даже при оптимистичных оценках УИ и масс ступеней.

ЦитироватьФига штатное. Со штатным он дает УИ 331, как и НК-33. Это сопло чуть ли не со ступень диаметром - 1.5 метра.

По размеру он такой же, как РД-0110.

ЦитироватьИ есть НЕКОТОРЫЕ сомнения относительно достижимости такого УИ на керосинке в принципе. Но пусть будет.

Не далеее как вчера достигли в очередной раз. :)

Да, вы подумайте, как в КБХА могли сделать такой плохой двигатель, если уже 30 лет существовали 11Д58 с УИ 351 секунда (это у первой модификации, теперь еще больше) и НК-39 с УИ 353 секунды.

ЦитироватьСтранно только, что в РКК не знают о чудо-двигателе РД-0124 с УИ 359, и ИХ Ямал при примерно тех же движках выводит по их же заверениям 11.5 тонн.

Вот с Ямалом тоже непонятно. Первый вариант был с РД-107А на 1-й ступени и ПН заявлялась 11,8 т. А РД-120 вроде на Союзе-3 стоят и его ПН 12,5 т, хотя скорее всего без обтекателя (Клипер). А почему ПН Ямала и посчитанная Старым отличается - так разработчики наверно учли побольше факторов, чем мы на форуме ну и ХС конечно маловата. Но главное - ракеты сравниваются в равных условиях. Хотя не совсем - попробуйте посчитать метановый вариант с распределением ХС как на Союзе, может чего и выиграете :wink: А у стандартного НК-33 кстати земной УИ 297 с, там можете отыграть еще 30 м/c :)

Т.е. урезать 3 ступень скажем до 35 тонн с одним РД-0234 и добавить на 2 ступень еще 20 тонн топлива, до 130? Ну, можно попробовать, да. Выигрыш видимо будет порядка тонны.

Маленькое замечание.
Керосинки активно развиваются. Сейчас достигнуты новые результаты. Над метаном работают мало и предельно технически достижимые результаты далеко не достигнуты. Идет перевод на метан существующих гептиловых двигателей, а не разработка специализированных. Сейчас прошло сравнение ракет на хороших керосинках с недоведенными метановиками. Метановики много теряют, как и водородники, потому, что их почти не развивают. В этом случае Старый полне прав, их применять не будут.
В своих проектах я обхожу экономику, т.к. не вижу возможности изготовления таких ракет. Меня просто интересует, во что все вытекает. Посему надо бы посчитать вариант метановых ракет с максимально достижимыми характеристиками двигателей. Я не понимаю только вот этого долбежа, мол запретить, измена родине и т.д. Да не заставляю я ни кого все это делать, даже денег не прошу. Меня просто интересует, что на самом деле может получиться. Не ужели не интересно, не предполагать, а знать???

А Старому спасибо. Наконец он поборол лень и не просто прокричал, мол все ерунда, а произвел хоть грубые, но расчеты. Теперь их можно спокойно сравнивать , проверять и делать реальные выводы. Жаль только, что такая работа его сильно напрягла и для компенсации усилий он стал срывать на оппонентах. Ну, ничего, мы привычные.
Так держать, Старый!!!
 :D  :D  :D

ЦитироватьТ.е. урезать 3 ступень скажем до 35 тонн с одним РД-0234 и добавить на 2 ступень еще 20 тонн топлива, до 130? Ну, можно попробовать, да. Выигрыш видимо будет порядка тонны.

Я думаю, чтобы сравнить ракеты в равных условиях нужно сделать развесовку как на увеличеннном "Союзе" Старого. Т.е. отвлечься от существующих двигателей и просчитать эту абстрактную ракету, используя только УИ двигателей.

ЦитироватьМаленькое замечание.
Керосинки активно развиваются. Сейчас достигнуты новые результаты. Над метаном работают мало и предельно технически достижимые результаты далеко не достигнуты. Идет перевод на метан существующих гептиловых двигателей, а не разработка специализированных. Сейчас прошло сравнение ракет на хороших керосинках с недоведенными метановиками.

Ну насчет недоведенности это еще не факт. Вот сделали из тех же вонючек керосиновый РД-0155К и он ни в чем не уступает "специализированному" РД-120U при том же давлении в КС. Ну и потом мы же сравниваем заявленные показатели метановых двигателей, которых еще надо достигнуть, с уже достигнутыми керосинками показателями. Не думаю, что метану удастся наскрести больше 5 дополнительных секунд разницы с керосинками.

Cтарый

ЦитироватьЯ вам просто объясняю почему ни один нормальный проектировщик не применял и никогда не применит метан.

ЦитироватьОно просто забыло спросить ваше мнение и потому до сих пор не летает на метане. И никогда не будет.

По метановым движкам работают - это есть реальность, данная нам в ощущениях. Раз ведутся работы по движкам - логично предположить, что эти движки предполагается использовать на каких-то ракетах.
"Послушайте, но ведь если звёзды зажигают - значит, это кому-нибудь нужно?" (с) Маяковский  :mrgreen:

ИМХО, STEP целиком прав - считать варианты обязательно надо, поскольку априори ничего не очевидно. Сперва считать "технику", потом, если техника смотрится хорошо - "экономику". Ну и там уж видно будет. Може, получится что стоящее, может, нет - пока не сосчитаешь, не узнаешь.
"Поэзия - та же добыча радия, в грамм добыча - в год труды. Изводишь единого слова ради тысячи тонн словесной руды"  :wink:  :mrgreen: (с) Маяковский


P.S. Единственное, против чего я категорически возражаю - называть эти новые ракеты в компоновке "Союза" или "Протона" апгрейдами "Союза" или "Протона"  :wink:

Цитировать

Цитировать2 ступень - 1 блок, 107т заправки, сухая масса 7 тонн, УИ 331

Не согласен. Сухая масса 7 тонн (когда оригинальная ступень имеет 6.9 тонны на 90 тонн заправки) не годится. Согласен на 8-8.5 тонн.

Согласно диску "отечественные РН" от академии Можайского вторая ступень Союза имеет сухую массу 6.1 т и стартовую 101.2 тонны. Все данные Союза я брал оттуда.

ЦитироватьТакже прошу иметь в виду, что применяется не НК-33 как таковой, а нечто с тягой порядка 120 тонн - это если в ратман загонять. Иначе надо конструкцию ступени усиливать и она будет тяжелее.

Можно считать что применён НК-33 с дроселированием. Или специально разработанный двигатель соответствующей тяги. Для метановой РН потребуются двигатели специальной разработки, поэтому приемлемо так же поступить и тут.

Цитировать

ЦитироватьТретий - сброс ЦБ, работа третьей ступени. УИ двигателя - 359 (РД-0124, штатное сопло)

Фига штатное. Со штатным он дает УИ 331, как и НК-33. Это сопло чуть ли не со ступень диаметром - 1.5 метра. И есть НЕКОТОРЫЕ сомнения относительно достижимости такого УИ на керосинке в принципе. Но пусть будет.

С какую ступень???? РД-0124 четырёхкамерный! Параметры подтверждены огневыми испытаниями. Здесь приведены его штатные параметры с которыми он должен осенью лететь на Союзе-2б.

ЦитироватьСтранно только, что в РКК не знают о чудо-двигателе РД-0124 с УИ 359,

Это вы не знаете. А они прекрасно знают. На ленте новостей сообщение о его огневом испытании в составе ступени, а в составе РН он должен лететь в конце года со спутником Корот.

Цитироватьи ИХ Ямал при примерно тех же движках выводит по их же заверениям 11.5 тонн.

Это потому что на самом деле требуется ХС больше чем 8600 м/с. Также в наших рассчётах не учтён вес газа наддува и т.п. Но этиже же факторы подействуют и на вашу ракету.

Столь низкие параметры вашей ракенты, ашкуб, не превышающие параметров керосинки, получились потому что вы её спроектировали неоптимальной. Насколько я понял вы за какимто хреном удвоили тягу ЦБ что увеличило его сухую массу и уменьшило запас топлива на вторую ступень. Пакет сразу же стал практически одноступенчатым. Вам пришлось увеличить третью ступень чтобы она играла роль нормальной второй ступени к одноступенчатому пакету. Увеличив третью ступень вдвое вы увеличили её сухую массу и необходимость тащить эту массу на орбиту сразу же сожрала пару тонн из ПН.
 Если бы вы спроектировали ракету нормально то действительно вам бы удалось выжать лишние процентов 10 по сравнению с керосином. Но это максимум. Ни о каких 30% не может быть и речи. Вы ошиблись в три раза а это недопустимо.
 Из за жалких 10% естественно никто не станет проектировать фактически новую ракету и брать на себя весь этот метановый геморой. Поэтому у метана никаких шансов. Нигде и никогда.

Да, вот смотрите:

Цитировать2 ступень - 1 блок, 109т заправки, сухая масса 11.8 тонны, УИ 343
3 ступень - 1 блок, 50 тонн заправки, сухая масса 5.5 тонн, УИ 365.
ПН - 15 т

Три этапа.
Первый - выработка из ББ по 36.5 тонн заправки, из ЦБ - 73т.
Начальная масса - 352.9 т. Конечная - 133.9. ХС - 2950 м/с
Второй - сброс ББ, расход из ЦБ оставшегося топлива.

У вас во вторую ступень расходуется 36 тонн топлива, а в третью - 50. Третья ступень в полтора раза больше второй! Что вы хотите от такой ракеты?
 Кто вас вобще учил так проектировать ракеты?
 Вы уж не обижайтесь, но именно из таких кадров и рекрутируются сторонники метана...

Ну хорошо, давайте посчитаем вариант с бОльшей второй и мЕньшей третьей ступенью. Высказывания о моей умственной неполноценности оставляю за кадром ;-).

Итак,

1 ступень такая же - 34.5 т заправка, 3.9 сухая масса. УИ 310
2 ступень больше - 13т сухая масса, 130т заправка. УИ 343
3 ступень меньше - 4т сухая масса, 35т заправка. УИ 370
ПН 15 т

Считаем. Общая масса РН - 350.6 т.
На момент окончания работы первой ступени масса 128т.
ХС 1 ступени - 3060
На момент продолжения работы второй ступени масса 112.4
На момент окончания работы второй ступени масса 67
ХС 2 ступени - 1740
Третья ступень - начало 54, конец 19, УИ 370
ХС 3 ступени - 3791
Общая ХС - 8591. МЕНЬШЕ чем было в начальном варианте.

Ну блин, что, мне до 150 т 2 ступень наращивать? ;-)

Метан, метан... Откуда взялся прирост УИ 20 с? То, что я видел и читал - 12, хорошо -15 с. А в сумме метан даёт около 10% прироста массы ПГ. Где-то была мысль, что металл прочнее при температуре ЖМ, но не всё так просто - баки должны быть прочными и при температуре газа наддува. А в целом получается так, что полезные свойства метана неактуальны. Например, на метане довольно легко сделать относительно надёжную и эффективную РН технологического уровня от ФАУ-2 до Р7. РН на метане имеет бОльшую перспективную надёжность, но в свете пройденного пути по керосину эта перспектива неимоверно отдалённая. Но вот где оправдан метан - в системах, где имеется возможность заправки жидким кислородом. Например, на низкой орбите или на Луне. Правда, водород лучше, но это - другая история. В предложенном нами варианте лунной экспедиции на околоземной орбите кроме прочего заправляется кислородом блок ДМ, керосин он везёт с собой. Если бы был аналогичный блок на метане, то, из-за бОльшего соотношения компонентов масса заправки увеличилась бы почти на 900 кг + увеличился бы УИ, при незначительном росте массы баков.
Одним словом, по совокупности св-в напрашивается один объект для перевода на метан - блок ДМ. Но если подумать о том, чтобы лезть с метаном на протоновский и морской старт...
Теперь сладкое для метанофилов. Я долго думал, как можно эффективно использовать метан, и понял, что нужны трёхкомпонентные двигатели. Очень хорошее горючее - смесь метана и диборана (15-25%), но на нём не сможет работать газогенератор. Варианты:
1. МД-смесь в двигателе типа РД-107.
2. Метан и диборан раздельно. Здесь в двигателе также нужны три насоса, но далее проще - горючие могут смешиваться.
3. Метан для газогенератора отдельно и МД-смесь.
И, конечно, диборан не рекомендуется применять на первой ступени.
Теперь сладкое для метанофобов. Пока вы тут спорили, я порылся в патентной литературе и нашёл:

УВГ     плотность  прирост УИ кгс/кг с
Т-1         810              0
Дициклобутил 828  4,8
1-метил-1,2-дициклопропил-циклопропан 851  5,5

И что самое приятное, полная совместимость с керосином.

ЦитироватьМетан, метан... Откуда взялся прирост УИ 20 с? То, что я видел и читал - 12, хорошо -15 с.

Ну это наш подарок метанофилам. Чтоб не обижались и не плакали...

ЦитироватьОчень хорошее горючее - смесь метана и диборана (15-25%), но на нём не сможет работать газогенератор.

А оставить окислительный газогенератор, а метан-диборан вместо керосина?

Цитировать1-метил-1,2-дициклопропил-циклопропан

А чего, пропил уже больше не называют амилом?
 И вобще, эта жуть случайно не циклин?

А как насчёт подробностей по трёхкомпонентникам? :)
УИ там, соотношения компонентов?
Окислитель везде - кислород, я правильно понял?

И что там насчёт диборана - вроде когда-то читал, что с бором какие-то проблемы с засорениями трубопроводов?

Старый:

Цитироватьmihalchuk писал(а):

ЦитироватьМетан, метан... Откуда взялся прирост УИ 20 с? То, что я видел и читал - 12, хорошо -15 с.

Ну это наш подарок метанофилам. Чтоб не обижались и не плакали...

Ваш подарок.

Цитироватьmihalchuk писал(а):

ЦитироватьОчень хорошее горючее - смесь метана и диборана (15-25%), но на нём не сможет работать газогенератор.

А оставить окислительный газогенератор, а метан-диборан вместо керосина?

А это и есть:

Цитировать1. МД-смесь в двигателе типа РД-107.

исключительно так.

Цитироватьmihalchuk писал(а):

Цитировать1-метил-1,2-дициклопропил-циклопропан

А чего, пропил уже больше не называют амилом?
И вобще, эта жуть случайно не циклин?

Нет, циклин известен давно и его не запатентовали бы. А патент свежий, люди от РКК "Энергия".

Fakir:

ЦитироватьА как насчёт подробностей по трёхкомпонентникам?

А никак, никто за это дело не брался.

ЦитироватьУИ там, соотношения компонентов?
Окислитель везде - кислород, я правильно понял?

Окиститель - да, кислород. Соотношение компонентов сказать не могу, это вообще сложно - оценивать горение с твёрдой фазой. Но из того, что оптимальный к-т избытка окислителя для метанового топлива близок к единице, можно надеяться на прирост УИ 40-50 с.

ЦитироватьИ что там насчёт диборана - вроде когда-то читал, что с бором какие-то проблемы с засорениями трубопроводов?

Очень просто - оксид бора - тугоплавкое вещество.

mihalchuk

ЦитироватьА никак, никто за это дело не брался.

Ну в железе - верю, что не брались (хотя писали когда-то, что в Штатах военные интересуются, и исследования закрыты). Но чтобы даже на теории не прикидывали?! :shock:

ЦитироватьОкиститель - да, кислород.

Это хорошо :D

ЦитироватьСоотношение компонентов сказать не могу, это вообще сложно - оценивать горение с твёрдой фазой.

Ну хоть по стехиометрии?

 

ЦитироватьНо из того, что оптимальный к-т избытка окислителя для метанового топлива близок к единице, можно надеяться на прирост УИ 40-50 с.

По сравнению с чем? "Скока в граммах?"

ЦитироватьОчень просто - оксид бора - тугоплавкое вещество.

Да это понятно. Чего дальше-то с ним будет?
Я криво выразился - не трубопровод, конечно, а чуть ли не сопло забивается.
То есть еще в сопле оксид бора начнёт конденсироваться и оседать на стенках, так? Значит, либо запорем сопло, либо придётся его делать неоптимальным, короче оптимального - чтобы кондесации шла уже за срезом сопла. Это не убьёт нафиг весь выигрыш по УИ?

ЦитироватьА оставить окислительный газогенератор, а метан-диборан вместо керосина?

Оксид бора ГГ и турбине в любом случае не понравится.

ЦитироватьА чего, пропил уже больше не называют амилом?

Не называли, не называют и не будут называть :)

ЦитироватьА это и есть:
Цитата:
1. МД-смесь в двигателе типа РД-107.

Ну в РД-107 ГГ на перекиси, а Старый имел ввиду ГГ с избытком кислорода.

Что можно сказать по диборану. Стехиометрическое массовое соотношение с кислородом 3,4, что близко к метану (4,0). На практике альфа меньше 1, поэтому метан берется в соотношении 1:3,4. Диборан же брать в меньшем соотношении смысла нет, так как образующийся бор имеет еще более высокую температуру кипения, чем оксид, если только для понижения температуры - но это актуально для чистого диборана. Не совсем понятно, что будет сгорать полнее - метан или диборан, можно предположить что последний из-за большего сродства бора к кислороду. Плотности их почти одинаковы, тут выигрыш не получить. Температура плавления диборана ниже чем кипения у метана - значит не замерзнет, однако испаряться метан будет быстрее, что может несколько изменить их соотношение. Но вообще диборан тоже криогенный, кипит при -92 градусах со всеми вытекающими прелестями.
Добавку диборана к метану можно расссматривать как аналог алюминия в ТРТ - т.е. он дает больший УИ за счет большей температуры в КС. Значит усложняется ее охлаждение, при том что сам диборан легко разлагается при нагревании, а доля метана уменьшается. Необходима защита КС от отложений бора и его оксида, а так же от эрозии твердыми частицами. Возможно выгоднее будет КС с абляционным охлаждением или многослойная по типу сопла твердотопливников. При больших степенях расширения температура продуктов сгорания падает ниже температуры конденсации оксида бора и прирост УИ резко уменьшается, значит необходимо подбирать оптимальное соотношение метана и диборана. Оценить прирост УИ достаточно сложно, может и будут те 40 секунд прибавки, а может и нет.
То что диборан самовоспламеняется с кислородом вроде бы хорошо - не будет проблем с зажиганием. Но от так же хорошо самовоспламеняется и с воздухом и взрывается при соотношениях практически от 0 до 100 % - меры безопасности для водорода покажутся цветочками. Ну еще он ядовитее гептила, но это совсем фигня :)
Так что я бы связываться с дибораном не стал ни под каким видом, тем более что особых преимуществ перед водородом он не имеет, а вот недостатки понравятся разве что мозахистам. :)

Гм... смысл цепочка "керосин-метан-водород" обретает только в одном случае, когда керосина уже нет, а водорода еще нет.
А поскольку на ближайшие 20-ть лет керосин есть, то метан лишний.

Fakir:

ЦитироватьЦитата:

ЦитироватьНо из того, что оптимальный к-т избытка окислителя для метанового топлива близок к единице, можно надеяться на прирост УИ 40-50 с.

По сравнению с чем? "Скока в граммах?"

Прикинул поточнее. 75% метана + 25% диборана могут дать 20-25 с УИ к чисто метановому двигателю с учётом (умозрительно) поправки на диссоциацию. При таком соотношении соплу ничего фатального не грозит. А вот если добавку диборана увеличить, то и с засорением хуже, и потери на диссоциацию растут.
Вообще-то диборан - тоже "подарочек". Реагирует с водой, а температура плавления на 4 градуса ниже температуры кипения метана при НУ. Под давлением, конечно, разници побольше, но температурный режим прописан.

Собственно, меня метан с примесью бора интересует в первую очередь для Луны, для многоразовых лунных лэндеров (в предположении, что кислородом заправляемся на месте). В этом топике обсуждалось где-то с 10-й страницы:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3118

Т.е. важна, в частности, многоразовость движка. Поэтому абляционные покрытия КС не годятся...

fagot

ЦитироватьЧто можно сказать по диборану. Стехиометрическое массовое соотношение с кислородом 3,4, что близко к метану (4,0).

Это чистый диборан, так? А если брать смесь с метаном, как Михальчук предлагает, чего можно ожидать?

ЦитироватьНа практике альфа меньше 1, поэтому метан берется в соотношении 1:3,4.

Кстати, а что будет, если взять метан в стехиометрии? Для Луны это как раз важный момент.

ЦитироватьПлотности их почти одинаковы, тут выигрыш не получить. Температура плавления диборана ниже чем кипения у метана - значит не замерзнет, однако испаряться метан будет быстрее, что может несколько изменить их соотношение.

Для Луны выигрыш может наиграться за счёт экономии на баках-охлаждении при транспортировке малой тягой.

ЦитироватьДобавку диборана к метану можно расссматривать как аналог алюминия в ТРТ - т.е. он дает больший УИ за счет большей температуры в КС. Значит усложняется ее охлаждение, при том что сам диборан легко разлагается при нагревании, а доля метана уменьшается. Необходима защита КС от отложений бора и его оксида, а так же от эрозии твердыми частицами. Возможно выгоднее будет КС с абляционным охлаждением или многослойная по типу сопла твердотопливников.

Зело погано :(

ЦитироватьПри больших степенях расширения температура продуктов сгорания падает ниже температуры конденсации оксида бора и прирост УИ резко уменьшается, значит необходимо подбирать оптимальное соотношение метана и диборана.

Либо сопло укорачивать, чтобы конденсация происходила за срезом... Со всеми вытекающими.
 

ЦитироватьОценить прирост УИ достаточно сложно, может и будут те 40 секунд прибавки, а может и нет.

Если будут - то это серьёзно, стоит, может быть, задуматься.

ЦитироватьНо от так же хорошо самовоспламеняется и с воздухом и взрывается при соотношениях практически от 0 до 100 % - меры безопасности для водорода покажутся цветочками. Ну еще он ядовитее гептила, но это совсем фигня  

Для Луны - всё фигня :)

ЦитироватьТак что я бы связываться с дибораном не стал ни под каким видом, тем более что особых преимуществ перед водородом он не имеет, а вот недостатки понравятся разве что мозахистам.  

Для Луны - преимущество с отсутствием столь глубокой криогенности, как у водорода, при длительной транспортировке и хранении.
Проблемы с водородом, наверное, разрешимы, но по возможности хотелось бы от них уйти.
 
mihalchuk

ЦитироватьПрикинул поточнее. 75% метана + 25% диборана могут дать 20-25 с УИ к чисто метановому двигателю с учётом (умозрительно) поправки на диссоциацию. При таком соотношении соплу ничего фатального не грозит. А вот если добавку диборана увеличить, то и с засорением хуже, и потери на диссоциацию растут.

Проценты в данном случае массовые, я правильно понимаю?
Плюс 20-25 с - это для Луны достаточно симпатично.

ЦитироватьВообще-то диборан - тоже "подарочек". Реагирует с водой,

Поскольку более  интересно "лунное" применение, то не проблема :)

Цитироватьа температура плавления на 4 градуса ниже температуры кипения метана при НУ. Под давлением, конечно, разници побольше, но температурный режим прописан.

Ну а какие здесь трудности, не понял? Зачем его непременно в твёрдой фазе иметь?

ЦитироватьЭто чистый диборан, так? А если брать смесь с метаном, как Михальчук предлагает, чего можно ожидать?

Чистый. А в случае смеси с метаном я так понимаю будет в первую очередь окисляться диборан поэтому для него всегда будет стехиометрия, а метан - насколько хватит кислорода. Может имеет смысл уменьшить альфа, чтобы было побольше СО - его можно нагреть до большей температуры чем СО2 из-за меньших потрь на диссоциацию, а молекулярная масса ниже. Тепла же при сгорании диборана выделяется больше чем достаточно.

ЦитироватьКстати, а что будет, если взять метан в стехиометрии? Для Луны это как раз важный момент.

Будет как обычно - УИ упадет из-за увеличения молекулярной массы продуктов сгорания и потерь на диссоциацию СО2. Температура в КС может несколько возрасти но это не компенсирует потерь и приведет только к ухудшению охлаждения. При небольших колебаниях соотношения возможен заброс в сторону избытка окислителя, а тут и до прогара камеры недалеко. Преимущество - увеличивается средняя плотность топлива. В общем получите УИ как у керосина плюс проблемы с криогенностью и худшее массовое совершенство. Это все применительно к чистому метану.

ЦитироватьЗело погано  :(

Говорят, что если изловчиться - можно и внешнее охлаждение сделать, тем более при наличии метана. :wink:

ЦитироватьЛибо сопло укорачивать, чтобы конденсация происходила за срезом... Со всеми вытекающими.

Да пусть она и до среза проходит - если эрозия и оседание частиц будет минимально - не так страшно, а УИ увеличится.

ЦитироватьЕсли будут - то это серьёзно, стоит, может быть, задуматься.

Тогда уж берите сразу чистый диборан :wink:

ЦитироватьДля Луны - всё фигня  :)

Ну если в лунном вакууме производить то может и фигня, а вот если с Земли тащить то все эти проблемы вам обеспечены. И на ракете он случайно перегреется - и привет.

ЦитироватьНу а какие здесь трудности, не понял? Зачем его непременно в твёрдой фазе иметь?

В том-то и дело что незачем - поэтому метан нельзя сильно переохлаждать, чтобы диборан не смерзся :)

Кстати, у чистого пентаборана с кислородом УИ выше, чем у керосина, на 20 секунд. По диборану неизвестно, но за счет более высокой теплоты сгорания и большей доле воды в продуктах УИ очевидно выше.

ЦитироватьНет, циклин известен давно и его не запатентовали бы. А патент свежий, люди от РКК "Энергия".

А формула его случайно не известна или она секретна?

fagot

ЦитироватьКстати, у чистого пентаборана с кислородом УИ выше, чем у керосина, на 20 секунд.  

Ну это фигня... Так же, как у метана, выходит.

Выгоды нет, с учётом того, что соотношение компонент практически такое же...

ЦитироватьБудет как обычно - УИ упадет из-за увеличения молекулярной массы продуктов сгорания и потерь на диссоциацию СО2. Температура в КС может несколько возрасти но это не компенсирует потерь и приведет только к ухудшению охлаждения. При небольших колебаниях соотношения возможен заброс в сторону избытка окислителя, а тут и до прогара камеры недалеко. Преимущество - увеличивается средняя плотность топлива. В общем получите УИ как у керосина плюс проблемы с криогенностью и худшее массовое совершенство. Это все применительно к чистому метану.

Тут дело в том, что в формулки для расхода привозного топлива на посадки-взлёты с Луны входит величина k=(exp(v/u)-1)/(b+1) , где v - ХС взлёта-посадки, u - УИ, b - соотношение компонентов (кислород/горючка).  
Величина 1/k - эдакий "компонентный удельный импульс" (по аналогии с объёмным удельным импульсом).
Поэтому если ценой уменьшения УИ удастся увеличить b и в результате увеличить 1/k - то игра стоит свеч.  

ЦитироватьГоворят, что если изловчиться - можно и внешнее охлаждение сделать, тем более при наличии метана.  

Если можно - то другое дело.

ЦитироватьДа пусть она и до среза проходит - если эрозия и оседание частиц будет минимально - не так страшно, а УИ увеличится.

Движок должен быть многоразовым, иначе весь смысл теряется.

ЦитироватьТогда уж берите сразу чистый диборан  

Ну если дадите :D
Какие там параметры будут у движка? Насколько реально его сделать?

ЦитироватьНу если в лунном вакууме производить то может и фигня, а вот если с Земли тащить то все эти проблемы вам обеспечены. И на ракете он случайно перегреется - и привет.

Тащить, конечно.
А если перегреется - что будет?

fagot:

Цитироватьmihalchuk писал(а):

ЦитироватьНет, циклин известен давно и его не запатентовали бы. А патент свежий, люди от РКК "Энергия".

А формула его случайно не известна или она секретна?

Думаете, предприимчивые товарищи, воспользовавшись тем, что "гриф секретности" на давно известное вещество снят, пробили патент? Бывает и не такое. Про формулу циклина не знаю, думал, что это не вещество, а смесь.

При тех ограничениях на долю диборана нет необходимости укорачивать сопло. Был же у нас создан ЖРД на топливе пентаборан+перекись водорода. Сопло в нём немаленькой степени расширения, а оксида бора в продуктах сгорания - больше. Чистый диборан при сгорании (исходные компоненты - жидкие) выделяет 15,9 МДж/кг продуктов сгорания. Это было бы очень хорошо, но всё портит высокая температура и сопутствующая ей диссоциация. Уменьшает УИ и твёрдая фаза, так как она не работает на расширение. Поэтому и обсуждается смесь с метаном.

ЦитироватьНе называли, не называют и не будут называть :)

А что же тогда называют амилом?
 Мне както с детства врезалось:
-метил
-этил
-амил
-бутил
-гептил

это алкилы

Цитироватьэто алкилы

Это радикалы насыщеных углеводородов. Ну так радикал пропана вроде всегда назывался амилом а не пропилом?

Должен заметить, однако, что чистый метан имеет некоторое преимущество по сравнению со всеми этими смесями. Он химически пассивен и нетоксичен. Ну, то есть чистым метаном дышать не рекомендуется, но при концентрациях вплоть до взрывоопасной он вреда для здоровья не представляет.

ЦитироватьА что же тогда называют амилом?
Мне както с детства врезалось:
-метил
-этил
-амил
-бутил
-гептил

Странно, что вам не врезался пропил :) Правильно так:
-метил
-этил
-пропил
-бутил
-амил
-гексил
-гептил ну и т.д.
То есть амил - это радикал нормального пентана и теперь называется пентилом, а пропил как был пропилом, так и остался.

ЦитироватьНу это фигня... Так же, как у метана, выходит.
Выгоды нет, с учётом того, что соотношение компонент практически такое же...

Это я на тот случай, если кому-нибудь придет в голову его применить :wink: Ну и от этого УИ можно отталкиваться для оценки УИ диборана.

ЦитироватьТут дело в том, что в формулки для расхода привозного топлива на посадки-взлёты с Луны входит величина k=(exp(v/u)-1)/(b+1) , где v - ХС взлёта-посадки, u - УИ, b - соотношение компонентов (кислород/горючка).
Величина 1/k - эдакий "компонентный удельный импульс" (по аналогии с объёмным удельным импульсом).
Поэтому если ценой уменьшения УИ удастся увеличить b и в результате увеличить 1/k - то игра стоит свеч.

Точно не скажу, насколько УИ упадет, но думаю секунд 20-30 будет. Тогда выгоды почти нет, зато появляются проблемы с охлаждением и надежностью двигателя, а это для пилотируемых полетов немаловажно.

ЦитироватьДвижок должен быть многоразовым, иначе весь смысл теряется.

Если эрозия невелика - можно и многоразовый. Или скажем со сменным сопловым насадком (можно и с абляционным охлаждением).
 

ЦитироватьНу если дадите :D  
Какие там параметры будут у движка? Насколько реально его сделать?

Да мне не жалко :) А двигатель сделать можно - были даже опытные двигатели на фторе, смеси фтора с кислородом и моноокисью фтора в сочетании с дибораном, а там продукты поагрессивнее будут. Правда работали они недолго :). Вот УИ не знаю, можно бы "Астрой" посчитать, но у меня ее нет.

ЦитироватьТащить, конечно.
А если перегреется - что будет?

Взорвется он, но впрочем его надо изрядно перегреть. Ну и раз тащить, проблемы с взрывоопасностью в наземных условиях остаются.

ЦитироватьДумаете, предприимчивые товарищи, воспользовавшись тем, что "гриф секретности" на давно известное вещество снят, пробили патент? Бывает и не такое. Про формулу циклина не знаю, думал, что это не вещество, а смесь.

А гриф уже снят? Тогда конечно всякое может быть, однако формулы я нигде не видел, но это точно не смесь.

ЦитироватьСтранно, что вам не врезался пропил :)

Чго ж тут странного - я ж не химик... :(
 Почемуто запало что училка говорила нам что слово "пропил" специально убрали чтоб такие как мы не паясничали...

Глушко построил экспериментальный действующий двигатель на перекиси водрода и пентаборане.

fagot

ЦитироватьТочно не скажу, насколько УИ упадет, но думаю секунд 20-30 будет. Тогда выгоды почти нет, зато появляются проблемы с охлаждением и надежностью двигателя, а это для пилотируемых полетов немаловажно.

Посчитал в таком предположении - метан к кислороду 1:4 (стехиометрия, в отличие от традиционных 1:3,4), УИ падает с 370 с до 340 с. Но k практически не изменилось - как было 0,16, так и осталось. Если же УИ для стехиометрии упадёт не на 30, а на 20 с - k чуть-чуть улучшится (k=0,154), но это ненамного дальше от керосина (k=0,22) и ненамного ближе к водороду (k=0,08 ).
Но в принципе если УИ упадёт на 20 с - то за полёт 5-тонного лэндера туда-обратно можно сэкономить порядка 100-200 кг метана (из 2,3 тонн).

ЦитироватьЕсли эрозия невелика - можно и многоразовый.

Хотя бы 10 полётов выдержит? Т.е. 20 примерно 2-3 минутных запусков?

ЦитироватьА двигатель сделать можно - были даже опытные двигатели на фторе, смеси фтора с кислородом и моноокисью фтора в сочетании с дибораном, а там продукты поагрессивнее будут. Правда работали они недолго .

"Скока в граммах"? :)
Минуты, секунды?

ЦитироватьВот УИ не знаю, можно бы "Астрой" посчитать, но у меня ее нет.

Ну а хоть навскидку? От и до?

ЦитироватьНу и раз тащить, проблемы с взрывоопасностью в наземных условиях остаются.

Да там тащить порядка 10 тонн за раз - это не то что заправленная ракета на старте.

ЦитироватьПочемуто запало что училка говорила нам что слово "пропил" специально убрали чтоб такие как мы не паясничали...

Было дело, шутили "Ментолпропилрадикал" :) Но чтоб из-за этого IUPAC нафик посылать!  :shock: Боже упаси :)

ЦитироватьНо в принципе если УИ упадёт на 20 с - то за полёт 5-тонного лэндера туда-обратно можно сэкономить порядка 100-200 кг метана (из 2,3 тонн).

Не стоит такой выигрыш мороки со стехиометрическим двигателем.

ЦитироватьХотя бы 10 полётов выдержит? Т.е. 20 примерно 2-3 минутных запусков?

Ну вы спросите тоже, я же вам не копенгаген :)

Цитировать"Скока в граммах"?  
Минуты, секунды? :wink:

На испытаниях секунд по 10 работали, но им больше и не нужно было.

ЦитироватьНу а хоть навскидку? От и до?

Больше чем у керосина, но меньше чем у водорода  :) А если серьезно, думаю секунд 40 у керосина выиграть можно. Но наверняка есть и точные данные, может даже у Вэйда.

ЦитироватьДа там тащить порядка 10 тонн за раз - это не то что заправленная ракета на старте.

Все равно мороки много - их надо заправлять, хранить и т.п. Но если тащить, то можно даже заморозить его.

ЦитироватьЧго ж тут странного - я ж не химик... :(

И это правильно. А название запоминающееся :wink:  

ЦитироватьПочемуто запало что училка говорила нам что слово "пропил" специально убрали чтоб такие как мы не паясничали...

Может она пошутила просто.

fagot

ЦитироватьНе стоит такой выигрыш мороки со стехиометрическим двигателем.

ИМХО, для Луны как раз очень может стоить. Экономия 100-200 кг на LLO - это экономия полутонны на LEO. И это только за один раз! За десяток-другой рейсов лунного челнока экономим один старт с Земли.
Да, и это для пилотируемого лунного челнока. Для грузового, опускающего (поднимающего) 10-20 тонн на Луну с орбиты, расходы и экономия, соответственно, в несколько раз больше.

ЦитироватьБольше чем у керосина, но меньше чем у водорода  А если серьезно, думаю секунд 40 у керосина выиграть можно.

Так, 40 с против керосина... Поскольку керосинки вроде есть до 370 с - то есть до 410 с можно надеяться получить? Или нет?
И какое соотношение компонент?
Может, и удастся подобраться поближе к водородным параметрам - потому что, грубо, расходы водорода:метана:керосина соотносятся как 1:2:3.  Если хотя бы на четверть, лучше - на треть, можно снизить расход по ср. с метаном - уже серьёзная альтернатива водороду (с учётом отсутствия заморочек с криогеникой).

ЦитироватьНо наверняка есть и точные данные, может даже у Вэйда.

Если где попадутся - скажите, ладно? :)

Цитировать

ЦитироватьЧго ж тут странного - я ж не химик... :(

И это правильно. А название запоминающееся :wink:  

ЦитироватьПочемуто запало что училка говорила нам что слово "пропил" специально убрали чтоб такие как мы не паясничали...

Может она пошутила просто.

http://www.slovar.info/word/?id=50685

ПРОПЕРДИН


глобулярный белок сыворотки крови человека и млекопитающих животных. Фактор естественного иммунитета: участвует в разрушении бактерий, стимулирует фагоцитоз.

ЦитироватьТак, 40 с против керосина... Поскольку керосинки вроде есть до 370 с - то есть до 410 с можно надеяться получить? Или нет?

Керосина такого нет, только до 360-362 с при больших степенях расширения, а у диборана с этим как раз проблемы. У синтина может и повыше быть.

ЦитироватьИ какое соотношение компонент?

3,4 по стехиометрии, ну и соответственно меньше при альфа меньше 1.

ЦитироватьЕсли где попадутся - скажите, ладно? :)

А вы попросите RadioactiveRainbow посчитать - у него вроде есть программулина. Можно заодно посчитать и стехиометрические двигатели на метане и керосине.

Цитировать

Цитировать1-метил-1,2-дициклопропил-циклопропан

эта жуть случайно не циклин?

Он самый и есть (он же cинтин).

В патенте RU-2233385 2004.07.27 (на который ссылался mihalchuk) приведена условная формула C10H16. Среди авторов изобретения указаны А.А.Григорьев, С.П.Черных, Г.М.Ширшов.

С другой стороны, в докладе "Синтин - синтетическое ракетное горючее" авторов А.А.Григорьев, С.П.Черных, Г.М.Ширшов указано: "Синтин - индивидуальный синтетический углеводород С10Н16". (ссылка на доклад здесь уже была: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=22707#22707 но сейчас она не работает).

ЦитироватьТеперь сладкое для метанофобов. Пока вы тут спорили, я порылся в патентной литературе и нашёл

Так что получается, что это "сладкое" метанофобы уже свыше 40 лет едят :).

Гость 22, а чем если не секрет вызван более высокий УИ синтина по сравнению с обычным керосином? Вроде углерода в нём больше а водорода меньше...

хоть меня и не спрашивали...
Очевидно, высокий УИ объясняется энергией химических связей в молекуле. Циклопропан, и соответственно циклопропил, обладают значительной энергией тройного цикла (вызванной тем, что вместо обычных для насыщенных углеводородов ~90 град приходится выворачиваться под 60).
По теории, расплатой за это служит повышенная температура в камере сгорания. Ну и если перестараться, известный недостаток, присущий ацетилену, циклопропану и озону. Похоже, чтобы зтого избежать, довесили метиловую группу, по аналогии с переходом с ацетилена на метилацетилен.
Непонятно только, как ухитряются синтезировать этот ''ужас на крыльях ночи" (с). Не могли что ли обойтись просто метилацетиленом или ещё чем-нибудь попроще.

чайник17:

ЦитироватьОчевидно, высокий УИ объясняется энергией химических связей в молекуле. Циклопропан, и соответственно циклопропил, обладают значительной энергией тройного цикла (вызванной тем, что вместо обычных для насыщенных углеводородов ~90 град приходится выворачиваться под 60).

Да не 90, а что-то около 105, включите пространственное воображение.

ЦитироватьНепонятно только, как ухитряются синтезировать этот ''ужас на крыльях ночи" (с). Не могли что ли обойтись просто метилацетиленом или ещё чем-нибудь попроще.

Обратная сторона ужаса синтезации - полная совместимость с керосином, что очень удобно. Можно заливать из ведра :) , в отличие от метилацетилена.
Вообще физические свойства компонентов важны. Вот, например, лучшим топливом по возможностям достижения ХС было бы:
кислород - водород - метилацетилен - метан.
Проблемы - все компоненты несовместимы в хранении из-за разной температуры кипения. Ну и четырёхкомпонентник - сами понимаете. Так что даже не обсуждается.
Другое дело - кислород - метан - диборан. Горючие совместимы по температуре, бак с дибораном можно сделать внутри метанового бака, что предотвратит его испарение до тех пор, пока значительная часть метана не выкипит (можно подобрать такой режим). Двигатель - трёхкомпонентный, но здесь необходим только третий насос, обеспечивающий горючим газогенераторы, в остальном горючие компоненты могут быть смешаны.
Интересно применение метилацетилена или диметилацетилена в трёхкомпонентном ЖРД в близких к одноступенчатым и/или многоразовых системах, где в общей выводимой массе масса конструкции значительна.

Цитироватьа чем вызван более высокий УИ синтина по сравнению с обычным керосином? Вроде углерода в нём больше а водорода меньше...

Наверное, у синтина энтальпия выше, чем у обычного керосина.

fagot

ЦитироватьКеросина такого нет, только до 360-362 с при больших степенях расширения,

Ну ладно, пусть 360 (я всё равно во всех оценках брал вакуумный УИ для керосина 350).  
Кстати, а у всякой специальной углеводородной синтетики - синтин там и прочее, любая углеводородная экзотика, на цену сейчас несмотрим, бо надо относительно немного - насколько выше может быть УИ? Единицы секунд или десяток-другой можно натянуть? И какое соотношение компонентов - может ли быть топлива на единицу массы кислорода меньше, чем керосина?  

Цитироватьа у диборана с этим как раз проблемы.

Плохо. С учётом соотношения компонентов - так и совсем.

Цитировать3,4 по стехиометрии, ну и соответственно меньше при альфа меньше 1.

Так себе соотношение... хуже метанового, даже не стехиометрического... Так что шансы лишь в случае, если УИ сильно выше - порядка 400 с.


mihalchuk

ЦитироватьВот, например, лучшим топливом по возможностям достижения ХС было бы:
кислород - водород - метилацетилен - метан.
Проблемы - все компоненты несовместимы в хранении из-за разной температуры кипения. Ну и четырёхкомпонентник - сами понимаете.

Для начала - шут с ними, с проблемами!  :D
Какие параметры, какой УИ, какие массовые соотношения компонентов?

 

ЦитироватьТак что даже не обсуждается.
Другое дело - кислород - метан - диборан.

Параметры! :D  Умоляю, параметры! :D

Цитироватьу всякой специальной углеводородной синтетики - синтин там и прочее - насколько выше может быть УИ?

В упомянутом патенте заявлен прирост УИ 5.5 с (т.е. 53.9 м/с) по сравнению с керосином Т-1с, при плотности 851 (у керосина 810) кг/м3.

ЦитироватьИ какое соотношение компонентов - может ли быть топлива на единицу массы кислорода меньше, чем керосина?

Т.к. применение синтина не требует переделки существующих ДУ, то очевидно, что соотношение если и не совпадает с керосиновым, то несущественно.

ЦитироватьЕдиницы секунд или десяток-другой можно натянуть?

А зачем Вам? (я за топиком не следил :oops: ) НДМГ не подойдет? У него в паре с кислородом УИ повыше чем даже у синтина будет. Плотность, правда, несколько ниже, чем у обычного керосина.

Гость 22

ЦитироватьА зачем Вам? (я за топиком не следил  ) НДМГ не подойдет? У него в паре с кислородом УИ повыше чем даже у синтина будет. Плотность, правда, несколько ниже, чем у обычного керосина.

Cчитаю расход топлив для разных топливных пар для взлёта-посадки на Луну многоразовых лэндеров - предполагается, что кислород есть местный (см. предыдущую страницу, там писал чуть подробнее).
Соответственно, НДМГ может и подойти - впрочем, зависит от того, какое там соотношение (по массе) топливо:кислород. Плостность некритична.

Fakir:

ЦитироватьПараметры!  Умоляю, параметры!

Ещё чего! Ну вы представляете задачу? Для двухкомпонентника оптимум ищется на прямой, для 3-компонентника - на плоскости, для 4-компонентника - в пространстве. И тут не удельный импульс важен. Скажем так. Если гидрировать жидкий метилацетилен жидким водородом, то получим метан с энтальпией где-то 7,6 МДж/кг (для случая с керосином - 2,3 МДж/кг). Отсюда можете пытаться что-то оценить. Замена керосина метилацетиленом при одинаковом составе продуктов сгорания приведёт к повышению УИ, но из-за роста температуры в КС энергетические возможности этой тройки будут использованы не полностью. Будет выгодно разбавить смесь водородом, что приведёт к уменьшению плотности топлива, что, однако, может быть частично компенсировано увеличением доли трёхкомпонентного участка. Но, если разбавлять метаном, то достигаемый УИ будет совсем немного меньше случая разбавления водородом, зато плотность топлива возрастёт значительно.
Дело в том, что трёх- и более компонентники такого типа нужно расчитывать, привязываясь к конструктивным параметрам всей РН, а сами по себе параметры ЖРД ещё ни о чём не говорят. И конечно, такие двигатели - двух (а то и трёх-) режимные.
Но если вы считаете лэндер, особенно, с экипажем, забудьте о них, они для другой цели. Да и не стоит в лэндер такую сложность пихать.

В лэндер - стоит, как минимум, в грузовой - если уменьшает расход топлива.
Обращаю внимание: предполагается, что кислород добывается на месте.
Поэтому на минимизацию массы привозного топлива влияют два фактора: УИ и масса топлива на единицу массы кислорода (обе  величины входят в параметр k=(exp(v/u)-1)/(Мкисл/Мтопл + 1) , который позволяет сравнивать расход различных топлив).

2mihalchuk:
У Вас в одном сообщении противоположные доводы приводятся: то Вы хотите совместимость с керосином, то с другим компонентом (жидким кислородом) по температуре. Уж выберите одно из двух.
А сложность синтеза и уникальность применения - это серьёзная проблема. Насколько я знаю, одно время мощности по производству синтина вообще были потеряны, да и цена всегда была проблемой.
В этом смысле метилацетилен, как крупнотоннажный химикат с широкой областью применения, гораздо лучше.

2Fakir
Я так понимаю, водород Вас не устраивает?
Тогда, если из жидких, наверное подойдёт лучше всего метилацетилен и сходные вещества с большой внутренней энергией.
Если твёрдые можно, под гибридные двигатели, тогда LiH или AlH3.
А лучше всего - раствор ацетилена в метилацетилене и раствор озона в жидком кислороде  :)

чайник17:

Цитировать2mihalchuk:
У Вас в одном сообщении противоположные доводы приводятся: то Вы хотите совместимость с керосином, то с другим компонентом (жидким кислородом) по температуре. Уж выберите одно из двух.

А нет однозначно лучшего решения. Определяться нужно под задачу, которую решаешь. Тут Fakir решает задачу, а я ему помогаю или мешаю. Но, как я понимаю, он не лэндер строит, а упражняется в расчётах. Так что тут одна польза.
Керосин хорош на наземном старте, он сам по себе никогда не создаст проблемы, что особенно ценно при испытательных пусках. Отчасти поэтому и стоят все дела с метаном (и метилацетиленом).
А в космосе такие свойства не нужны, там баки лёгкие, а защитить их от перегрева просто. Здесь лучше метан.
Метилацетилен - топливо для трёхкомпонентников. Или в паре с перекисью водорода.

ЦитироватьА сложность синтеза и уникальность применения - это серьёзная проблема. Насколько я знаю, одно время мощности по производству синтина вообще были потеряны, да и цена всегда была проблемой.

Нужно знать, чего мы хотим. Синтин позволяет повысить грузоподъёмность РН, не разрабатывая новых ЖРД и практически ничего не меняя в конструкции. Прибавка ПГ невелика, но иногда это важно: например, для РН "Союз" применение синтина позволило использовать 3-местный ПК "Союз" вместо двухместного. Совместимость выгодна и тем, что потеря производства компонента не фатальна для РН. То, что он дорог, опеделяет место его использования - на РН, начиная сверху (РБ->3-я ступень и т. д.).

ЦитироватьВ этом смысле метилацетилен, как крупнотоннажный химикат с широкой областью применения, горааздо лучше.

Я слышал, что на заре ракетостроения метилацетилен испытывался, как горючее. Но что получилось, не знаю. Есть ли у вас сведения?
По идее, высокая энтальпия сгорания и сопровождающая её температура должны приводить к сильной диссоциации молекул, что будет отбирать прирост УИ. Придётся сильно разбавлять горючим.

ЦитироватьА лучше всего - раствор ацетилена в метилацетилене и раствор озона в жидком кислороде

Это экстремальное топливо не для лэндера. У него будет слишком маленький к-т избытка окислителя.
ИМХО, вообще, если вести речь о том уровне развития, который предполагает ЛОС и добычу кислорода на Луне, то тут уже не нужно ужиматься с массами, а выбрать простую пару: ЖК-ЖМ или ЖК-ЖВ.

чайник17

Цитировать2Fakir
Я так понимаю, водород Вас не устраивает?

Скажем так: не совсем устраивает. По массе чистого привозного топлива он пока в сильном отрыве от других посчитанных вариантов, но глубокая криогеника и требование к длительному, многомесячному хранению... Несколько смущает. Плюс полный цикл я еще не считал - с учётом массы баков, потерь на выкипание, холодильников и т.п.

ЦитироватьТогда, если из жидких, наверное подойдёт лучше всего метилацетилен и сходные вещества с большой внутренней энергией.

Может быть :)
А цифирьками не угостите? :) Интересует соотношение масс кислород:топливо и возможный УИ.

ЦитироватьЕсли твёрдые можно, под гибридные двигатели, тогда LiH или AlH3.

Не... Гибридные, думаю, не подойдут - нужен многоразовый двигатель, причём с дозаправкой на LLO а я себе плохо представляю перезарядку гибридника на лунной орбите...
Впрочем, если у вас есть какая-нибудь цифирь по таким гибридникам - буду благодарен, почему и их не просчитать?

ЦитироватьА лучше всего - раствор ацетилена в метилацетилене

Может быть:) Насколько я понимаю, как раствор, так и компоненты по отдельности вполне стабильны и долгохранимы?
А параметры какие?

Цитироватьи раствор озона в жидком кислороде  

Кхм... Такой раствор (который пока, насколько я понимаю, вообще порядочная проблема) нужно будет, вдобавок, непосредственно на Луне получать...
Хотя на дальнюю-дальнюю перспективу - идея очень интересная.

 
mihalchuk

ЦитироватьА нет однозначно лучшего решения. Определяться нужно под задачу, которую решаешь. Тут Fakir решает задачу, а я ему помогаю или мешаю. Но, как я понимаю, он не лэндер строит, а упражняется в расчётах. Так что тут одна польза.

Да, я считаю разные варианты для лунной транспортной системы, соответственно, различные варианты топливных пар для лэндеров. Чтобы была табличка и можно было бы сравнивать.

Кое-что обсуждалось вот тут:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3118

но там, конечно, обсуждался полуфабрикат. Считать и сводить воедино еще много надо.

ЦитироватьЭто экстремальное топливо не для лэндера. У него будет слишком маленький к-т избытка окислителя.

Почему?

ЦитироватьИМХО, вообще, если вести речь о том уровне развития, который предполагает ЛОС и добычу кислорода на Луне, то тут уже не нужно ужиматься с массами, а выбрать простую пару: ЖК-ЖМ или ЖК-ЖВ.

Ну, тут надо посчитать все более-менее обещающие варианты (причём полный цикл просчитать, с учётом и баков, и транспортировки, и разных вариантов местонахождения перевалочной станции, и стоимости, в конце концов) - а выбирать уж потом, со всеми данными на руках.
 
P.S. Может быть, с альтернативными топливами лучше в топик про транспортные системы, а то здесь уж больно жёсткий оффтоп получается?

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3118

ЦитироватьВ этом смысле метилацетилен, как крупнотоннажный химикат с широкой областью применения, гораздо лучше.

А какие у него плотность, температура кипения и теплота сгорания?

Fakir:

ЦитироватьЦитата:

ЦитироватьА лучше всего - раствор ацетилена в метилацетилене

Может быть:) Насколько я понимаю, как раствор, так и компоненты по отдельности вполне стабильны и долгохранимы?
А параметры какие?

Ацетилен стабилен только в газообразном состоянии, и то - при умеренных давлениях. Жидкий - рванёт! По такому раствору, боюсь, вам никто не скажет, так как никто его не делал.
mihalchuk:

ЦитироватьЦитата:

ЦитироватьЭто экстремальное топливо не для лэндера. У него будет слишком маленький к-т избытка окислителя.

Почему?

Для любого топлива существует определённый к-т избытка окислителя, соответствующий максимальному УИ. Если температура сгорания невысокая и диссоциации молекул нет, то выгодно стехиометрическое соотношение. При высокой температуре выгодно разбавить смесь. А чем разбавлять? Лучше - лёгкие молекулы, тогда прирост УИ будет заметнее. Н2 или Не. Но на практике разбавляют тем, что есть.
Ацетилен/метилацетилен имеют высокую энтальпию сгорания+ более высокий молекулярный вес продуктов сг., следовательно - очень высокую температуру. Если разбавлять стехиометрическую смесь горючим, получим на выходе доп. СО, Н2О и Н2. Если разбавляем окислителем, получим О2 с мол.весом 32.
Я знаю, что вам нужно!
ЖРД, который на старте работает с избытком окислителя, потом переключается на оптимальный режим.
Такой двигатель на водороде в своё время предлагался для одноступенчатой РН. Можно сделать и на метане, но там отклонение от стехиометрии небольшое и эффект будет меньше. На метилацетилене, похоже, не получится - при избытке окислителя нужно защищать стенки камеры, делать завесу. С большой вероятностью стенки будут закоксовываться, либо температура у стенок получится выше, чем в ядре. Но, если ввести 3-й компонент - метан, водород... Но это усложнение.
А характеристики таких ЖРД дать не могу - мои познания не простираются в область избытка окислителя.

ЦитироватьЖРД, который на старте работает с избытком окислителя, потом переключается на оптимальный режим.
Такой двигатель на водороде в своё время предлагался для одноступенчатой РН. Можно сделать и на метане, но там отклонение от стехиометрии небольшое и эффект будет меньше. На метилацетилене, похоже, не получится - при избытке окислителя нужно защищать стенки камеры, делать завесу. С большой вероятностью стенки будут закоксовываться, либо температура у стенок получится выше, чем в ядре. Но, если ввести 3-й компонент - метан, водород... Но это усложнение.

Третий компонент при избытке окислителя вряд ли поможет, так как реакции догорания в завесе должны быть минимальны, иначе она получится слишком толстой и даже может загородить все критическое сечение. Мог бы подойти инертный компонент вроде гелия, но и тут будет снижение УИ и массового совершенства, поэтому лучше все же делать завесу из окислителя, допустимая температура стенки конечно снизится и расход его будет больше, но все же не такой, как горючего. Как вариант, можно сделать двигатель со стехиометрическим соотношением компонентов, тогда если забросы соотношения невелики, можно обойтись и завесой горючего.

Факиру
У кислорода с метилацелиленом стехиометрическое соотношение несколько меньше, чем у керосина - 3,2, с ацетиленом - 3,08, а вот УИ не факт что выше керосинового, а может даже и ниже. С озоном соотношения ясное дело те же самые. Вообще закономерность такая, что чем в молекуле меньше доля водорода и больше доля углерода, тем меньше Km0. Для гибридников, использующих гидриды или металлы, соотношения еще меньше. В общем итог таков, что у водорода по этому показатели конкурентов нет, а подобраться к нему по УИ можно только ценой снижения Кm0. Так что совершенствуйте криогенную технику :wink:

Нда... неутешительные какие-то новости  :)
Только я не понял, а с озоном чего - то же самое? Не-не, уж с озоном точно УИ выше, и не пытайтесь меня переубедить! :)

Неужели никак нельзя подобраться к водородным параметрам без глубокой криогеники? Ну даже необязательно вплотную, а так, поближе подойти?
Вот если попробовать взять что-нибудь совсем мерзкое, а? Например, HF ?

ЦитироватьНеужели никак нельзя подобраться к водородным параметрам без глубокой криогеники? Ну даже необязательно вплотную, а так, поближе подойти?
Вот если попробовать взять что-нибудь совсем мерзкое, а? Например, HF ?

Ну почему, используйте гидрид лития LiH. Я б даже рекомендовал его использовать в космосе вместо криогенного водорода - мороки меньше.
Вообще - уникальный метал по накоплению водорода и его изотопов...
ЗЫ. Кстати, интересно в каком состоянии оказывается водород в момент разложения этого гидрида  (примерно 700 гр. цельсия)? Часом не в атомарном ли виде...

ЦитироватьНда... неутешительные какие-то новости  :)
Только я не понял, а с озоном чего - то же самое? Не-не, уж с озоном точно УИ выше, и не пытайтесь меня переубедить! :)

Да я про УИ и не говорил, я только про соотношение. А УИ выше конечно секунд на двадцать.

ЦитироватьНеужели никак нельзя подобраться к водородным параметрам без глубокой криогеники? Ну даже необязательно вплотную, а так, поближе подойти?

По Km нет - так уж карта легла, вернее соотношения между валентностями и молекулярными массами элементов :) , кстати метан таки на втором месте. По УИ - можно несколько приблизиться, но с никудышными Km.

ЦитироватьВот если попробовать взять что-нибудь совсем мерзкое, а? Например, HF ?

И что я с ним буду делать? :wink:

fagot

ЦитироватьДа я про УИ и не говорил, я только про соотношение. А УИ выше конечно секунд на двадцать.

Ну то есть соотношение масс как и для просто кислорода - это нормально, главное, чтоб не меньше :)
А что, УИ всего на 20 с поднимется? Не густо...
Хотя, конечно,  в трудной дороге и жук - мясо :)

ЦитироватьПо Km нет - так уж карта легла, вернее соотношения между валентностями и молекулярными массами элементов  , кстати метан таки на втором месте. По УИ - можно несколько приблизиться, но с никудышными Km.

Значит, от криогеники, видимо, не отвертеться...

ЦитироватьИ что я с ним буду делать?  

Ну это... химик из меня никакой :) Не сообразил сразу, что фтор же сам по себе окислитель, да еще какой...
А может есть всё-таки что-то, хорошо горящее в кислороде, пусть даже жутко ядовитое и агрессивное? Какой-нибудь гидрид бора, или вон гидрид лития предлагали - что с ним получится?

ЦитироватьНу почему, используйте гидрид лития LiH. Я б даже рекомендовал его использовать в космосе вместо криогенного водорода - мороки меньше.

Было бы меньше - давно бы использовали :wink: В КС его просто так не засунуть - слишком непрочный, да и сдетонировать может - значит нужно связующее, которое УИ уменьшает, а он и так меньше водородного. Производство твердого топлива не проще, чем водорода. Единственное преимущество - большая плотность и некриогенность. Ну и Факиру он не подходит по Km :)

ЦитироватьА что, УИ всего на 20 с поднимется? Не густо...
Хотя, конечно, в трудной дороге и жук - мясо :)

Точно не знаю, но что-то вроде того.

ЦитироватьНу это... химик из меня никакой  :) Не сообразил сразу, что фтор же сам по себе окислитель, да еще какой...
А может есть всё-таки что-то, хорошо горящее в кислороде, пусть даже жутко ядовитое и агрессивное? Какой-нибудь гидрид бора, или вон гидрид лития предлагали - что с ним получится?

Гидрид бора уже был - диборан и пентаборан :wink: Самый крутой по УИ - гидрид бериллия, но в паре с кислородом он у него секунд на 60 меньше, чем у водорода, у гидрида лития значит еще хуже. Но без связующего не обойтись (я бы взял старый добрый бутилкаучук, грубо говоря, твердый керосин :) , хотя конечно для кислорода может лучше и что-то другое). УИ понятное дело упадет. Любимые вами Кm у гидрида бериллия 2,9, лития - 2,0, а у связки 3,4 -это все стехиометрия, в реальности значит еще меньше.

Fakir:

ЦитироватьНда... неутешительные какие-то новости

Ещё раз говорю: старт с избытком кислорода. Посадка - ЖРД работает на оптимальном режиме (это если не заправлять кислородом с Луны). Старт - с избытком кислорода, потом - переключение на оптимальный режим.
Для водорода считать надо так. УИ водородника с Кm=4 будет на 4 с меньше оптимального, а диссоциацией можно пренебречь. Возьмите состав продуктов сгорания, замените молекулы водорода на молекулы кислорода, пересчитайте среднюю молекулярную массу, по ней найдите Кm и оцените УИ. Затем методом подбора определите оптимальное соотношение между режимами и результаты сюда.
А по метану сказать трудно, там будет сложный состав продуктов сгорания.

mihalchuk

ЦитироватьЕщё раз говорю: старт с избытком кислорода.

Cлышал, и даже записал :)
Но всё-таки выгоды неочевидны. Это ж надо всю баллистику просчитывать, значит, надо чётко знать зависимость характеристик движка от соотношения компонентов... Боюсь, наколенными прикидками тут не обойтись.

ЦитироватьДля водорода считать надо так. УИ водородника с Кm=4 будет на 4 с меньше оптимального

Так, что-то я совсем ничего не понял. Km - массовое отношение, так, не молярное? Так как же при Km=4 может быть УИ всего на 4 с меньше, если даже у SSME соотношение компонент 1:6, а стехиометрия так и вовсе 1: 8?

ЦитироватьВозьмите состав продуктов сгорания, замените молекулы водорода на молекулы кислорода, пересчитайте среднюю молекулярную массу, по ней найдите Кm и оцените УИ. Затем методом подбора определите оптимальное соотношение между режимами и результаты сюда.

Сильно подозреваю, что полученные оценки будут настолько плюс-минус лапоть, что их и делать смысла нет  :(
Раз движок много- (минимум двух-) режимный, так надо еще как-то оценить изменение параметров за счёт газодинамики, нерасчётного режима...

fagot

ЦитироватьТочно не знаю, но что-то вроде того.

Нет на свете панацеи :)

ЦитироватьГидрид бора уже был - диборан и пентаборан  Самый крутой по УИ - гидрид бериллия, но в паре с кислородом он у него секунд на 60 меньше, чем у водорода, у гидрида лития значит еще хуже.

Тьфу... расстройство одно :)

ЦитироватьНо без связующего не обойтись (я бы взял старый добрый бутилкаучук, грубо говоря, твердый керосин  , хотя конечно для кислорода может лучше и что-то другое).

А почему без связующего нельзя?
Вон, для Луны чуть ли не на порошке алюминия двухкомпонентники предлагали :)

ЦитироватьЛюбимые вами Кm у гидрида бериллия 2,9, лития - 2,0, а у связки 3,4 -это все стехиометрия, в реальности значит еще меньше.

"Эт-то несерьёзно". Вычёркиваем.

Вот, кстати, считалка попалась, видимо, неплохая:

http://rocketworkbench.sourceforge.net/equil.phtml

Весь вопрос в том, чтобы с задаваемыми параметрами не нахомутать :)

Fakir:

ЦитироватьТак, что-то я совсем ничего не понял. Km - массовое отношение, так, не молярное? Так как же при Km=4 может быть УИ всего на 4 с меньше, если даже у SSME соотношение компонент 1:6, а стехиометрия так и вовсе 1: 8?

Вы всё правильно поняли, только не верите. Данные из книги Глушко "Термодинамические и теплофизические св-ва продуктов сгорания". Давление в камере - 150 атм (а больше и не надо), максимальный УИ при Km=5,56.

Цитировать

ЦитироватьНу почему, используйте гидрид лития LiH. Я б даже рекомендовал его использовать в космосе вместо криогенного водорода - мороки меньше.

В КС его просто так не засунуть - слишком непрочный, да и сдетонировать может - значит нужно связующее, которое УИ уменьшает, а он и так меньше водородного.

С чего вдруг детонировать LiH в отсутствии воды и кислорода?

ЦитироватьПроизводство твердого топлива не проще, чем водорода. Единственное преимущество - большая плотность и некриогенность.

При этом Вы еще забыли как следствие хорошую сохраняемость и отсутствие лишней массы на систему поддержания криогенных температур.
Вообще-то LiH в исходном состоянии является порошком. И незачем из него делать ТТУ.
 Если хорошо все продумать, то его использование не сильно будет отличаться от жидкого топлива.

ЦитироватьСамый крутой по УИ - гидрид бериллия, но в паре с кислородом он у него секунд на 60 меньше, чем у водорода, у гидрида лития значит еще хуже.

А подробнее можно, а то у меня есть сомнения, что вы путаете с УИ при окислителе ClF3. Там действительно гидрид бериллия имеет УИ даже больше чем УИ водорода с тем-же окислителем

ЦитироватьС чего вдруг детонировать LiH в отсутствии воды и кислорода?

Я же про КС, а там воды и кислорода вполне достаточно :wink:

ЦитироватьПри этом Вы еще забыли как следствие хорошую сохраняемость и отсутствие лишней массы на систему поддержания криогенных температур.

Ну это само собой, раз он некриогенен. Но вообще это актуально для Факира, а для непродолжительных полетов криогенность не такая проблема, чтобы переходить на гидрид.

ЦитироватьВообще-то LiH в исходном состоянии является порошком. И незачем из него делать ТТУ.
Если хорошо все продумать, то его использование не сильно будет отличаться от жидкого топлива.

Вот потому что он порошок и придется детать твердое топливо, если хотите - можно и такую экзотику как гели - в любом случае нужен носитель, ибо насосом чистый порошок не качают :wink: Можно конечно попробовать и газом его в КС подавать, как уголь на ТЭС, даже тем же кислородом, но тут я опасаюсь, что он сдетонирует и кроме того всё это сложнее, чем сделать обычный гибридник. А при существующих массовых соотношениях газа может и не хватить, ну и велика вероятность засорения форсунок.

ЦитироватьА подробнее можно, а то у меня есть сомнения, что вы путаете с УИ при окислителе ClF3. Там действительно гидрид бериллия имеет УИ даже больше чем УИ водорода с тем-же окислителем

Может и путаю, если у вас есть данные, что BeH2 в паре с кислородом проигрывает LiH, приведите их пожалуста, у меня информации по УИ LiH нет.

Цитировать

ЦитироватьВообще-то LiH в исходном состоянии является порошком. И незачем из него делать ТТУ.
Если хорошо все продумать, то его использование не сильно будет отличаться от жидкого топлива.

Вот потому что он порошок и придется детать твердое топливо, если хотите - можно и такую экзотику как гели - в любом случае нужен носитель, ибо насосом чистый порошок не качают :wink:

Почему? Все зависит от порошка - чем он более мелкодисперсный, тем его свойства ближе к свойсвам жидкости. Гланое, что-бы частицы порошка не слипались. :? Вот тут возможно понадобиться (а возможно и не понадобиться - по идее атомы водорода в решетке LiH должны обеспечить достаточную текучесть) что-то типа ультразвукового излучателя для разрыхления подаваемого порошка.

Цитировать

ЦитироватьА подробнее можно, а то у меня есть сомнения, что вы путаете с УИ при окислителе ClF3. Там действительно гидрид бериллия имеет УИ даже больше чем УИ водорода с тем-же окислителем

Может и путаю, если у вас есть данные, что BeH2 в паре с кислородом проигрывает LiH, приведите их пожалуста, у меня информации по УИ LiH нет.

Мне и самому интересно. Я смог найти только их УИ в ClF3.
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A5%D0%BB%D0%BE%D1%80
Снизу...

mihalchuk

ЦитироватьВы всё правильно поняли, только не верите.

Да уж... чуден мир и удивителен...

ЦитироватьДанные из книги Глушко "Термодинамические и теплофизические св-ва продуктов сгорания". Давление в камере - 150 атм (а больше и не надо), максимальный УИ при Km=5,56.

А там, часом, не написано, что получится при стехиометрии, а то и выше, до 1:9 ? Чем чёрт не шутит - может быть, вообще всё роскошно получится...

ЦитироватьПочему? Все зависит от порошка - чем он более мелкодисперсный, тем его свойства ближе к свойсвам жидкости.

Как ни измельчай совокупность кристалов, она никогда не станет жидкостью. А вот детонировать будет лучше, это да.

ЦитироватьГланое, что-бы частицы порошка не слипались. :? Вот тут возможно понадобиться (а возможно и не понадобиться - по идее атомы водорода в решетке LiH должны обеспечить достаточную текучесть) что-то типа ультразвукового излучателя для разрыхления подаваемого порошка.

Ну хорошо, качайте его шнеком и распыляйте кислородом или ультразвуком, если не сдетонирует конечно. :)

по просьбе fagot'а:
метилацетилен, или пропин: C3H4, CH3-C#CH
температура, плавления 189K(-84C), кипения 250K (-23C)
плотность при темп. кипения - 671 кг/м^3
теплота полного сгорания - 1940 kJ/mol или 48.4 MJ/kg (расчётная)
ISP vac(1:100) - 366.9 (расчётный)

http://yarchive.net/space/rocket/fuels/fuel_table.html

Цитироватьпо просьбе fagot'а:
метилацетилен, или пропин: C3H4, CH3-C#CH
температура, плавления 189K(-84C), кипения 250K (-23C)
плотность при темп. кипения - 671 кг/м^3
теплота полного сгорания - 1940 kJ/mol или 48.4 MJ/kg (расчётная)
ISP vac(1:100) - 366.9 (расчётный)

http://yarchive.net/space/rocket/fuels/fuel_table.html

Спасибо. Теперь понятно, почему не применяют метилацетилен - худшее массовое совершенство съест часть прибавки УИ; какая-никакая криогенность усложняет работу с ним, в т.ч. и из-за большей взрывоопасности; ну и наконец плохие охлаждающие свойства и повышенная температура в КС, хотя охлаждать конечно можно и кислородом, но там тоже не все так просто.

http://engine.aviaport.ru/issues/42/page44.html
Вообще то в этом журнале иногда попадаются не плохие статейки.
 http://engine.aviaport.ru/issues/index.html

Fakir:

Цитироватьmihalchuk
Цитата:

ЦитироватьДанные из книги Глушко "Термодинамические и теплофизические св-ва продуктов сгорания". Давление в камере - 150 атм (а больше и не надо), максимальный УИ при Km=5,56.

А там, часом, не написано, что получится при стехиометрии, а то и выше, до 1:9 ? Чем чёрт не шутит - может быть, вообще всё роскошно получится...

При стехиометрии УИ на 11-12 с меньше, чем при оптимальном режиме. Данных о режимах с избытком окислителя я не видел.

Т.е. при стехиометрии УИ может дотягивать до 460 с?

ЦитироватьТ.е. при стехиометрии УИ может дотягивать до 460 с?

Подозрительно малое снижение УИ - тогда летали бы при Km 7,5-7,8 и экономили на баках при температуре в КС не больше керосиновой. Потери при стехиометрии не меньше 30 секунд.

Fakir:

ЦитироватьТ.е. при стехиометрии УИ может дотягивать до 460 с?

Сомневаюсь. Нужно очень большое расширение потока - огромное или какое-нибудь хитрое сопло.
fagot:

ЦитироватьПодозрительно малое снижение УИ - тогда летали бы при Km 7,5-7,8 и экономили на баках при температуре в КС не больше керосиновой. Потери при стехиометрии не меньше 30 секунд.

Тут возможна ошибка в 2-3 с в сторону снижения, так как я смотрел не УИ, а скорость истечения. И это для давления в камере 150 атм (а будет ли такая в лэндере?) и эпс=2000. При меньшем давлении различие больше, однако реальная степень расширения будет больше 2000, что приведёт к сближению параметров. Для оценок лучше считать, как я сказал, если хотите поточнее, отсылаю к В.П. Глушко в библиотеку.
А в чём-то вы правы - летают на Km 6,0-6,2, а не на оптимальном для УИ 5,56.

mihalchuk

ЦитироватьСомневаюсь. Нужно очень большое расширение потока - огромное или какое-нибудь хитрое сопло.

Тогда на что можно рассчитывать? Хотя бы на 450 при 1: 8 - есть шансы?

ЦитироватьТут возможна ошибка в 2-3 с в сторону снижения, так как я смотрел не УИ, а скорость истечения. И это для давления в камере 150 атм (а будет ли такая в лэндере?)

Да, 150 - это многовато, наверное... Для пилотируемого, во всяком Сколько там у существующих водородников относительно малой тяги?В RL-10 вроде около 40 атм, у европейского Vinci - 60 атм. Не знаю, насколько проблематично дойти хотя бы до 100?

ЦитироватьТут возможна ошибка в 2-3 с в сторону снижения, так как я смотрел не УИ, а скорость истечения. И это для давления в камере 150 атм (а будет ли такая в лэндере?) и эпс=2000. При меньшем давлении различие больше, однако реальная степень расширения будет больше 2000, что приведёт к сближению параметров. Для оценок лучше считать, как я сказал, если хотите поточнее, отсылаю к В.П. Глушко в библиотеку.

В нашей библиотеке справочник Глушко не появится еще лет сто  :(  :)

ЦитироватьА в чём-то вы правы - летают на Km 6,0-6,2, а не на оптимальном для УИ 5,56.

Но не всегда, многие работают вблизи оптимума - у J-2 на режиме максимальной тяги было соотношении 5,5, а максимального УИ так и вовсе 4,5, на обоих ступенях японской H-II тоже 5,5, у Вулкана-1 5,3, у RL-10A так вообще 5.

ЦитироватьДа, 150 - это многовато, наверное... Для пилотируемого, во всяком Сколько там у существующих водородников относительно малой тяги?В RL-10 вроде около 40 атм, у европейского Vinci - 60 атм. Не знаю, насколько проблематично дойти хотя бы до 100?

Так эти орлы больше и не могут из-за расширительной схемы, при газогенераторной можно и 200 выдать. Но на самом деле им больше и не надо - степень расширения в вакууме от давления в КС не зависит, только габариты двигателей с уменьшением давления растут, а на УИ оно весьма мало влияет (при малых давлениях несколько выше потери на диссоциацию).

А наши РД-0128, 0144 - газогенераторные?

fagot:

ЦитироватьНо не всегда, многие работают вблизи оптимума - у J-2 на режиме максимальной тяги было соотношении 5,5, а максимального УИ так и вовсе 4,5, на обоих ступенях японской H-II тоже 5,5, у Вулкана-1 5,3, у RL-10A так вообще 5.

Про Вулкан не помню, а вообще тут 2 фактора: снизить температуру в КС (это для тех, у кого неразвито двигателестроение) и маленькое давление в КС (стремление к дешевизне), при котором оптимум Km уменьшается. Так что давление в КС имеет значение и в ваккуме.

а откуда такое ограничение на получение из реголита только кислорода?
где-то читал что водорода в нем тоже хватает (точнее протонов) - солнечным ветром надуло.

Fakir:

ЦитироватьТогда на что можно рассчитывать? Хотя бы на 450 при 1: 8 - есть шансы?

Надеяться можно. Найдите информацию по ЖРД "Ястреб" от КБХА и пересчитайте. Только ещё нужно разобраться, подойдёт ли для лэндера этот зверь.

"Ястреб"? Спасибо, постараюсь найти. А вы сходу параметры на помните?

Кислорода в реголите треть по массе (в ильмените), а водорода - доли процента. Добывать из реголита водород только ради водорода нет смысла, слишком накладно - поэтому на водород солнечного ветра можно рассчитывать лишь в случае добычи Не3, он будет побочным продуктом (наряду с азотом, гелием, водой и др.).

Нашёл. Это РД-0126 с УИ 4760 Н*с/кг, тяга 39 кН.

Если РД-0126 - так у него, оказывается, давление всего 74 атм, надо же... А если поднять? Сколько там еще УИ выжать удастся? Так УИ 476 при 1:6.

ЦитироватьПро Вулкан не помню, а вообще тут 2 фактора: снизить температуру в КС (это для тех, у кого неразвито двигателестроение) и маленькое давление в КС (стремление к дешевизне), при котором оптимум Km уменьшается. Так что давление в КС имеет значение и в ваккуме.

Про температуру я тоже думал, хотя сейчас она вряд ли имеет решающее значение, но разработку конечно упрощает, а вот связи между Km и давлением в существующих двигателях не прослеживается.

ЦитироватьА наши РД-0128, 0144 - газогенераторные?

Это кто такие? РД-0126 и РД-0146 - испарительные, у них давления близкие к предельному для данной схемы, а РД-0148 - газогенераторный.

ЦитироватьЕсли РД-0126 - так у него, оказывается, давление всего 74 атм, надо же... А если поднять? Сколько там еще УИ выжать удастся? Так УИ 476 при 1:6.

Еще одна иллюстрация малого влияния давления на вакуумный УИ. Но это вроде параметры для тарельчатого сопла, для обычного немного меньше. Конкретно на нем давление существенно поднять не удастся, так как схема испарительная, а вообще наверно можно выжать несколько секунд (при одинаковой степени расширения).

Возвращаясь к теме топика через девять лет:

Цитировать

ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
Совершенствование космической техники.
ПРОТОН КИСЛОРОД-МЕТАНОВЫЙ

Называется «Кто о чем, а вшивый о бане». Почитал я тут про Протон, который намеревались снабдить водородными ступенями, и то, как все хорошо получится, и решил добавить свои размышлизмы. Размышлизмы сии касаются совершенствования нижних ступеней Протона.
Думы думают на эту тему давно. Заключаются эти думы в том, как бы перейти на кислород-керосин и двигатели НК-33. Только вот тут начинают резко увеличиваться в размерах боковые блоки. Т.е. диаметр становится около 3м и надо оснастку менять. Да еще компоненты здорово разные, один криогенный, другой нет. При параллельном расположении баков начинают играть роль различные температурные удлинения баков. В общем, тянется там много чего, проще новую РН сделать.
Вот однажды я чесал в репе и вдруг узрел, что объемные соотношения НДМГ+АТ и ЖК+Жмет не то, что бы равны, но ближе, чем у других пар. А что если залить новую пару в баки первой ступени, может что и получится. А уж когда я вычитал, что и температуры компонентов близки, тут мне захотелось это дело серьезно просчитать. И просчитал:
Первым делом я решил стараться не менять габаритов блоков. Решил полностью сохранить центральный блок первой ступени. Объем его 218м3. Объем боковых баков 150м3. Получилось, что в ЦБ можно залить 60т метана, при этом в Блоки надо залить 204т кислорода. Объем кислорода при этом составит 197м3, вместо имеющихся в наличии 150м3. Это значит, что каждую боковуху надо увеличить в объеме почти на 8м3. К сожалению добрать недостающие метры за счет конических частей не удалось, но при удлинении цилиндрической части блоков до верхнего среза ступени нужный объем получился. При этом боковухи пришлось удлинить на две стандартных секции. Сверху пришлось поставить прямые конусы. Не думаю, что они сильно повлияют на разделяемость ступеней. Далее я «залил» метан во вторую и третью ступени. Соотношение компонентов я выдерживал за счет перемещения разделяющих днищ баков. При этом я принял сухую массу ракеты равную массе обычного Протона. Расчеты показали, что несмотря на увеличение удельного импульса двигателей, масса топлива сильно уменьшается, и ПН сильно падает. Тогда я стал смотреть, как можно увеличить заливку топлива, не меняя размеров второй и третьей ступеней. Решение видно из рисунка. Я решил занять место у сухих отсеков. На второй ступени я поставил вогнутое нижнее днище, а у третьей ступени поместил двигатель в ведро (возможно сделать двигатель утопленник). Положение дел заметно улучшилось. Даже без учета возможности уменьшения массы конструкции ракеты за счет уменьшения ее стартовой массы с 690 до 481т, масса ПН для круговой орбиты 200км составила 22,8т. Расчеты с помощью собственной программы я провел давно. Недавно я попросил провести независимые расчеты Дмитрия В. Ему были даны только исходные данные по массам и двигателям. Его расчеты с помощью спредшита Ратмана очень хорошо совпали с моими. Только после этого я рассказал Дмитрию В об особенностях ракеты.
В свете предложений по переводу третьей ступени Протона на водород, что обещает дать прирост ПН под 30т, метановый вариант с третьей водородной ступенью выведет еще больше. Сразу же напрашивается и установка КВРБ. В любом случае мы имеем ракету, построенную на протоновской оснастке, экологичное и дешевое метановое топливо, стартовый комплекс с минимальной переделкой.

(http://www.aerocosmos.ru/files/Protonkm2.jpg)

STEP пишет:

Хуже нет искать собственные ошибки. Сегодня часа три потратил, под это дело даже программку написал специальную. Смотрю, все конечные цифры нормальные (я этот вариант давно несколько раз пересчитал), а как начинаю подставлять, то ерунда получается. Пока не допер, что массовое отношение АТ к НДМГ вместо 2,76 взял 1,76, то всякая ерундень и получалась.

И так, у Протона К на первой ступени:
Топлива - 416,8 т;
АТ - 305,95 т, V - 217,9 м3
НДМГ - 110,85 т; V - 150,9 м3
Vок/Vг=1,44

Размеры баков: 4,1х16,3 и 1,6х12,4

У Протона КМ на первой ступени:
Топлива - 267,5 т;
ЖК - 206,7 т, V - 217,9 м3
ЖМет - 60,8 т; V - 191,6 м3
Vг/Vок=1,14

Размеры баков: 4,1х16,3 и 1,6х15,8

У Александра Геннадьевича закралось ещё ряд ошибок: похоже плотность жидкого метана в расчётах у него 315 кг/м3 вместо 415, ну и ещё по мелочи.

У меня получилось:

У Протона М на первой ступени:
Топлива - 419,4 т;
Соотношение компонентов 2,67
АТ - 305,1 т, Vок - 211,4 м3
НДМГ - 114,3 т; Vг - 144,6 м3
Vок/Vг=1,46

Размеры баков: 4,1х16,3 и 1,6х12,4

У Протона КМ на первой ступени:
Топлива - 310,1 т;
Соотношение компонентов 3,5
ЖК - 241,2 т, Vок - 211,4 м3
ЖМет - 68,9 т; Vг - 166 м3
Vг/Vок=1,27

Размеры баков: 4,1х16,3 и 1,6х14,2

Запас топлива упал в 419,4 т / 310,1 т= 1,35 раза.
Это не есть гуд.

Делаем финт ушами:
Заливаем в центральный бак метан 211,4 м3 X 0,415 т/м3 = 87,7 т

При соотношении компонентов 3,5 ЖК потребуется 87,7 т Х 3,5 = 307 т
Объём ЖК в боковушках составит 307 т / 1,141 т/м3 = 269 м3
Масса топлива 307 т+ 87,7 = 394,7 т

Объём боковушек нужно увеличить в 269 м3 / 144,6 м3 = 1,86 раза.
Проще всего это сделать увеличив диаметр с 1,6 м до 2,06 м (диаметр нижней части ЦБ Союза) и удлинить их на 6%.

Теперь посмотрим на верхние ступени: если не менять общий объём баков, то РЗТ упадёт в 1,4 раза.
Поэтому логично растянуть верхние ступени. Но если тянуть,то насколько?
Предлагаю растянуть до размера Союза-5. Диаметр можно взять 4,1 м. Хотя и 3,6 м тоже возможен.
Т.е. на новую первую ступень мы сверху ставим Союз-5 и получаем метановый Протон.

Скажите, а зачем это надо - замена топлива на "Протоне"? Ну ладно - на верхних ступенях. И то - есть задача переноса запусков на территорию России и полная независимость в производстве ракет. Т.е. "Восточный" и "Ангара-5".

Теперь о двигателях: РД-253/РД-275 отказывал два раза при 2400 лётных экземплярах.
У него рекордное отношение тяги к массе при умеренном давлении в КС (170 атм).

Объёмное соотношение компонентов у НДМГ/АТ очень близко к ЖМ/ЖК, а при Км=4 оно вообще одинаковое.
Главной проблемой КБХА при конверсии с вонючки на ЖК/керосин были плохие охлаждающие свойства керосина в сравнении с НДМГ. У метана охлаждающие свойства значительно лучше чем у НДМГ, да ещё и температура на 180 градусов ниже. Ниже и потери давления в охлаждающем тракте и температура в КС. Думаю можно будет значительно сэкономить на завесе. Скорее всего камеру сгорания сильно модифицировать не придётся.
Что касается ТНА, то объём компонентов при том же массовом расходе увеличится примерно в полтора раза.

Думаю конверсия РД-275М на ЖК/ЖМ силами Энергомаша обойдётся дешевле и будет сделана быстрее, чем разработка РД0164 с нуля в КБХА. Он хоть и с кислым ГГ, но с умеренными параметрами и налаженным производством в Перми. Земной УИ я оцениваю в 315 с, а вакуумный в  345 с.

Для второй ступени целесообразно использовать два таких двигателя с высотными насадками из УУКМ, которые позволят добавить 5 с к вакуумному УИ. Их придётся оснастить карданом и рулевыми приводами для качания в двух плоскостях. Третью ступень берём от Союза-5 без изменений.

По моим прикидкам такой метановый Протон может вывести ПН в 32 т на НОО.
Попутно получаем из двух верхних ступеней Союз-5 с двумя земными метановыми РД-275М с ПН в 9,5 тонн.

Рад, что выплыл мой старый проект. Весь смысл его был в том, чтобы не менять геометрию первой ступени в сечении, ну и по максимумам длину... Идея разработки была не в создании более мощной ракеты, а, прежде всего, в переходе на экологически чистое топливо. Ну и хотелось сохранить дизайн ракеты, которую я числю одной из самых красивых. Минимальные переделки стартового оборудования тоже надо учесть. А тут сразу начинается: увеличим боковые блоки до диаметра... то есть это уже совсем-совсем-совсем новая ракета и новый старт, и появление ее сразу становится невозможным даже в мечтах...

ЦитироватьSalo пишет: 
Думаю конверсия РД-275М на ЖК/ЖМ силами Энергомаша обойдётся дешевле и будет сделана быстрее, чем разработка РД0164 с нуля в КБХА. Он хоть и с кислым ГГ, но с умеренными параметрами и налаженным производством в Перми. Земной УИ я оцениваю в 315 с, а вакуумный в 345 с.

Всётаки кислый ГГ на тетроксиде и кислый ГГ на кислороде - не одно и то же. Так что боюсь что быстро не получится.

Для энергомаша

ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
Рад, что выплыл мой старый проект. Весь смысл его был в том, чтобы не менять геометрию первой ступени в сечении, ну и по максимумам длину... Идея разработки была не в создании более мощной ракеты, а, прежде всего, в переходе на экологически чистое топливо. Ну и хотелось сохранить дизайн ракеты, которую я числю одной из самых красивых. Минимальные переделки стартового оборудования тоже надо учесть. А тут сразу начинается: увеличим боковые блоки до диаметра... то есть это уже совсем-совсем-совсем новая ракета и новый старт, и появление ее сразу становится невозможным даже в мечтах...

Сохранять нужно геометрию нижней части, то бишь ХО. С этим всё в порядке. Башню придётся переделывать в любом случае, поскольку появится кабель-мачта для подпитки и дренажа ЖК/ЖМ. О системе заправки я уж и не говорю.

ЦитироватьСтарый пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
Думаю конверсия РД-275М на ЖК/ЖМ силами Энергомаша обойдётся дешевле и будет сделана быстрее, чем разработка РД0164 с нуля в КБХА. Он хоть и с кислым ГГ, но с умеренными параметрами и налаженным производством в Перми. Земной УИ я оцениваю в 315 с, а вакуумный в 345 с.

Всётаки кислый ГГ на тетроксиде и кислый ГГ на кислороде - не одно и то же. Так что боюсь что быстро не получится.

Дык и ТНА будут существенно разные. По максимуму удастся использовать только КС. Но проблем у Энергомаша будет явно меньше, чем у КБХА,

ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Скажите, а зачем это надо - замена топлива на "Протоне"? Ну ладно - на верхних ступенях. И то - есть задача переноса запусков на территорию России и полная независимость в производстве ракет. Т.е. "Восточный" и "Ангара-5".

Это не замена топлива на Протоне. Это использование имеющегося технологического задела для разработки нового ряда носителей на метане с ненапряжёнными двигателями и к тому же не пересекающегося по ПН с Ангарой-5.
Кстати, кроме трёхступенчатого метанового Протона и двухступенчатого Союза-5 возможен ещё и вариант без верхней ступени. Вот он уже будет конкурировать с Ангарой.

ЦитироватьSalo пишет:
Это не замена топлива на Протоне. Это использование имеющегося технологического задела для разработки нового ряда носителей на метане с ненапряжёнными двигателями и к тому же не пересекающегося по ПН с Ангарой-5.
Кстати, кроме трёхступенчатого метанового Протона и двухступенчатого Союза-5 возможен ещё и вариант без верхней ступени. Вот он уже будет конкурировать с Ангарой.

То есть это, фактически, новая ракета? Вернее даже новый ряд ракет? Ну тогда понятно. Спасибо, понял

ИМХО, раз уж всё равно много чего переделывать, то надо принять следующие условия:
1) Стартовая масса остаётся прежней или рассчитывается исходя из коэффициента тяги 1.2
2) новая ракета - двухступенчатая, с правильным распределением масс ступеней с оптимизацией на запуск на высокие орбиты (т.е. вверху РБ с аппаратом)
3) так как современные коммуникации не требуют такого охрененного количества контактов - возможна установка седьмого движка по центру.  Т.е. стартовая масса 850-900т

Ну а ПН... какая получится. 30т, как понимаю

Ещё можно посчитать облегчённые варианты, например с 4 двигателями стартовой массой 500 и ПН 17т

Не будет этого.

ЦитироватьSаlyutman пишет:
Не будет этого.

Конечно, нет. Это тема - о гипотетических вариантах "Протона".

К сожалению и с реальным вариантом проблемы.

ЦитироватьSаlyutman пишет:
К сожалению и с реальным вариантом проблемы.

Опять чтото натворили? ;)

ЦитироватьСтарый пишет:
Опять чтото натворили?  ;)

После одинаковых аварий 2014 и 2015 годов у заказчика наступило прозрение.