По сложившейся на форуме традиции :) хочу разместить анонс (работа еще не завершена) нового сайта :oops:. Сайт не содержит банеры или другую постороннюю информацию (так будет и впредь). Однако я обязуюсь по первому требованию администрации форума удалить это сообщение.
Адрес сайта: http://www.lpre.de
Цель: собрать максимум как можно более точной и подробной технической (на первых порах, в дальнейшем - всей доступной) информации о жидкостных ракетных двигателях на одном сайте. Прежде всего - о интересных/значимых двигателях, хотя и прочие (надеюсь) не будут забыты.
Т.к. сайт находится в стадии теста/наполнения, пока доступна только одна (еще раз :oops:) статья: http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm
В данный момент доводятся до готовности сатьи о НК-33/43, РД-253/275, РД-180, РД-107/108, РД-0203/0204, Д-57, RL-10, SSME, RS-68 и Vulcain.
Цель аноса: выяснить наличие интереса к подробной технической информации о ЖРД, с тем чтобы определить для себя - стоит ли продолжать делать такой сайт.
Всех интересующихся прошу высказывать замечания, дополнения, пожелания.
Отдельный вопрос о цитировании. Статьи являются в основном компиляцией из различных источников - в том числе, например, из НК, буран.ру, библиотеки Хлынина, и др. В конце каждой статьи имеется список источников. Достаточно ли этого для соблюдения авторских прав?
:)
Выглядит гутно. Побольше бы информации - ресурс может получится исключительно полезным.
Прочел. Весьма и весьма интересно. Конечно надо продолжать!
Выложена статья о НК-33: http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm
Чуть позже она будет дополнена частями о ГГ и турбине.
ЦитироватьВыложена статья о НК-33: http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm
Обалденно! Всё что я хотел узнать но не знал где спросить.
Такой сайт давно очень нужен.
Я тоже готов поделится. Только уточните насчет соблюдения авторских прав. Чтобы не было мучительно больно и стыдно. :?
То же могу покопаться. Может фотографии какие найду или документы.
ЦитироватьЯ тоже готов поделится.
ЦитироватьТо же могу покопаться.
Это было бы здорово! Готов принять все - включая готовые статьи по ЖРД (будут размещены с указанием автора).
ЦитироватьТолько уточните насчет соблюдения авторских прав.
Да, меня этот вопрос тоже интересует. Сам я в этом не очень разбираюсь, поэтому и задал вопрос в первом посте. Надеюсь, более опытные товарищи ответят на него.
Не хотелось бы краснеть перед теми кто мне эти материалы дал по доброте душевной. Надо бы узнать как грамотно ссылки составлять чтоб никого не обидеть. Это вроде бы должно быть в законе о публикации материалов в сети Интернет (если такой есть). Вроде вышла новая редакция после вступления России в ВТО. Если я неошибаюсь. :? Сетевые библиотеки караул кричат. :cry:
Наверно редакция НК должна знать.
Еще интересно как представлять материалы с официальных сайтов производителей ЖРД (P&W, EADS, Volvo) Особенно зарубежных.
Александр, а можешь сразу вбить из прошлогоднего труда Саттона список ЖРД фирм, чтобы потом его заполнять? Чтобы не забыть :) .
ЦитироватьНе хотелось бы краснеть перед теми кто мне эти материалы дал по доброте душевной.
А спросить у него разрешения нельзя?
ЦитироватьЕще интересно как представлять материалы с официальных сайтов производителей ЖРД (P&W, EADS, Volvo) Особенно зарубежных.
Со ссылкой. Вобще насколько я понимаю на использование в некомерческих целях выложеных в сети некомерческих материалов ограничения нет?
Главное - не зарабатывать на этом денег.
Если известен правообладатель и непонятно его отношение к размещению - лучше спросить.
Если неизвестен - спокойно вешаем и оставляем ссылку. Если кому не нравится, то сам свяжется :) В суд не имеют права подавать, если снать по первому требованию (тут я могу ошибаться, но дела по онлайновым библиотекам вроде так говорят)
Цитироватьmescalito писал(а):
Не хотелось бы краснеть перед теми кто мне эти материалы дал по доброте душевной.
А спросить у него разрешения нельзя?
Нельзя пока :wink:
Думаю что с иностранными ЖРД вопрос решается простой сылкой на сайт и просьбой :) читателям не использовать данный материал в коммерческих целях.
А что касается отечественных... Мне кажется будет некорректно публиковать техническую информацию об изделиях которые не защищены международными патентами (или патентами США, как у КБ Энергомаш). Только наших патентов не достаточно. ...украдут буржуи проклятые...8)
Хотелось бы конечно услышать мнение эксперта по интеллектуальной собственности.
ЦитироватьАлександр, а можешь сразу вбить из прошлогоднего труда Саттона список ЖРД фирм, чтобы потом его заполнять? Чтобы не забыть :) .
На главной странице указано, что пока доступны только две статьи, остальные разделы не работают. Однако, судя по логу, пользователи настойчиво пытаются открывать пустые разделы.
Чтобы не вводить посетителей в еще большее заблуждение и не разочаровывать их, считаю, что пока не стоит расширять список. Вбить же новую фирму, при наличии информации, не долго, а забыть какую-либо сообщество, надеюсь, не даст :).
Вот вычитал: http://www.internet-law.ru/law/avt/avt.htm
****************************************
Статья 19. Использование произведения без согласия автора и без выплаты авторского вознаграждения
Допускается без согласия автора и без выплаты авторского вознаграждения, но с обязательным указанием имени автора, произведение которого используется, и источника заимствования:
1) цитирование в оригинале и в переводе в научных, исследовательских, полемических, критических и информационных целях из правомерно обнародованных произведений в объеме, оправданном целью цитирования, включая воспроизведение отрывков из газетных и журнальных статей в форме обзоров печати;
2) использование правомерно обнародованных произведений и отрывков из них в качестве иллюстраций в изданиях, в радио- и телепередачах, звуко- и видеозаписях учебного характера в объеме, оправданном поставленной целью;
****************************************
Правильно ли я понимаю, что для легального цитирования достаточно:
- указать на сайте, что он создан в информационных (так оно и есть на самом деле) и образовательных (надеюсь, что со временем можно будет и такое утверждать) целях;
- указывать автора и источник заимствования.
ЦитироватьА что касается отечественных... Мне кажется будет некорректно публиковать техническую информацию об изделиях которые не защищены международными патентами (или патентами США, как у КБ Энергомаш). Только наших патентов не достаточно. ...украдут буржуи проклятые...
Все национальные патенты находятся в свободном доступе, в том числе - через интернет. Так что если есть хотя бы наш патент, то о его содержании уже известно всем заинтересованным буржуям :).
А вот если вообще никакого патента нет - тогда да, лучше воздержаться от публикации информации о новых изделиях.
ЦитироватьА вот если вообще никакого патента нет - тогда да, лучше воздержаться от публикации информации о новых изделиях.
Не думаю, что так все серьезно. Если информация взята из проспектов, книг и т.д. в том числе и из бесед со специалистами (более-менее официально), то беспокоится не о чем.
Да у Вас же написано:
ЦитироватьСтатьи, размещенные на данном сайте, являются компиляцией из различных открытых источников (журнальных статей, сайтов фирм-разработчиков, монографий, учебных пособий, текстов описаний изобретений, воспоминаний разработчиков, и пр.).
Забудьте про патенты. Вы же не описываете какую-нибудь технологию изготовления камер сгорания или лопаток ТНА, да и известно все на западе в основном.
Выложены дополнительные части о НК-33: Газотурбинный привод ТНА, Газогенератор, Тракт генераторного газа. Смотреть здесь: http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm
Как отмечено на первой странице сайта, в силу особенностей использованных источников, описания и схемы, приводимые на сайте, могут отличаться в деталях от реальных. Однако вероятность, что они именно таковы, достаточно высока. Обо всех обнаруженных ошибках прошу сообщать либо здесь, либо отправить как личное сообщение/e-mail средствами форума.
А можно будет на этом сайте когда-нибудь прочитать общеобразовательную статейку с простыми, но понятными схемами, из которых широким слоям общественности стало бы наконец понятно, что такое открытая, закрытая и схема с дожиганием? И почему газ бывает кислый, сладкий и пр и т.д.
А то как дурак...
Хе. Ну, пожалуй, такая статья несколько не соответствует тематике сайта...
Написать, то ли?... :roll:
ЦитироватьХе. Ну, пожалуй, такая статья несколько не соответствует тематике сайта...
Я думаю, что sas, на самом деле, не единственный с подобным желанием. Так что вполне можно открыть соответствующий раздел.
ЦитироватьНаписать, то ли?... :roll:
Если сделаете - разместим... :)
Ок, уже приступил.
Сначала напишу на самом примитивном уровне, затем, по необходимости, усложним и обвесим примочками.
http://www.my-files.ru/LRE.doc
Это исходник. Готов слушать предложения о внесении дополнений и исправлении косяков.
Ок, эту версию не читайте (ну если только из любопытства). Её справедливо забраковали и выдали рекомендации по переделке. Новая версия, намного более вменяемая, будет готова, наверное, к понедельнику.
Выложена статья о РД-253: http://www.lpre.de/energomash/RD-253/index.htm
Части о насосах, ГГ и агрегатах наддува баков пока не завершены: приведены только схемы без описаний.
Про РД-253 написано: давление на выходах с насосов - 25 и 28 МПа. Давление на входе в турбину - 52 МПа. Опечатка?
25+28=53
53-52=1 - вот она, добавленная стоимость :D :D :D
ЦитироватьПро РД-253 написано: давление на выходах с насосов - 25 и 28 МПа. Давление на входе в турбину - 52 МПа. Опечатка?
Да.
HTML-таблица была скопирована из РД-170 с последующей заменой значений. Давление на входе в турбину пропустил :oops:. Спасибо за замечание!
Думаю, сайт будет полезен многим. Если дело дойдёт до перспективных ЖРД, хотел бы разместить статью об изобретённом мной ЭоРД.
Про РД-170 на сайте Энергомаша есть интересный фильм:
http://www.npoenergomash.ru/img/rd170.avi (46 Мб, длительность 6 мин. 52 с.)
О, прочитал! Даже если есть неточности, с точки зрения матерых спецов, то в самый девки раз, для общего введения в систему координат.
Вот, правда, мне тут на форуме говорили, что удельный импульс двигателя в секундах и равен времени, которое проработает двигатель на кол-ве топлива, массой, равной тяге в кг или тоннах. Т.е. двигатель с тягой в 1 тонну и удельным импульсом 300 сек полыхает 300 секунд на тонне компонентов.
Ага. Я тоже такое слышал. Только как не пытался проверить циферками - ничего не получилось.
Плохо считал, наверное. :(
А вообще-то, действительно, удельный импульс не в м/с меряется, а в Н*с/кг... а до м/с просто сокращается :)
За что люблю физику - можно долго выводить друг из друга разные формулы, а потом окажется что половина из них имеет вполне ясный физический смысл :)
РД-107/108 (включая 14Д22, 14Д21, 14Д21ХЗ и 14Д22ХЗ):
http://www.lpre.de/energomash/RD-107/index.htm
Доработана страница "Предыстория создания РД-107/108"
http://www.lpre.de/energomash/ED/index.htm
Добавлены:
описание бустерного насоса окислителя РД-170
http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm#lox_bpump
описание ампулы с пусковым горючим РД-170
http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm#ampoule
Добавлено описание РД-180:
http://www.lpre.de/energomash/RD-180/index.htm
Большая часть взята из описания РД-170 с соответствующими изменениями, но есть и кое-что новое / специфичное для РД-180.
ЦитироватьДобавлено описание РД-180:
http://www.lpre.de/energomash/RD-180/index.htm
Большая часть взята из описания РД-170 с соответствующими изменениями, но есть и кое-что новое / специфичное для РД-180.
Спасибо :!:
Молодец! Так держать! Очень полезный и удобный сайт :D .
Попутно одно замечание об ошибке: В описании РД 170 и РД 180 в Таблице 1 перепутан УИ в вакууме и на уровне моря.
ЦитироватьПопутно одно замечание об ошибке: В описании РД 170 и РД 180 в Таблице 1 перепутан УИ в вакууме и на уровне моря.
Исправлено. Спасибо за замечание.
Собирался в неопределенно-близком будущем составить таблицы патентов по ЖРД и выложить их вместе с копиями самих патентов. Однако сегодня обнаружил готовую таблицу в "Проспекте ценных бумаг ООО Энергомаш-Финанс" (см. топик о стрительстве Ангары). В результате таблица по патентам Энергомаша была выложна сегодня. Не все патенты в таблице относятся к ЖРД, но я не стал ничего в ней менять.
Таблица доступна со всех страниц по двигателям Энергомаша, а также из http://www.lpre.de/resources/docs/index.htm
Когда-нибудь :) сделаю таблицы по патентам КБХА и СНТК.
Гость 22, спасибо за большую проведенную работу! Очень полезный сайт, давно про него знаю и пользуюсь при необходимости. Только сегодня узнал, что автор - это Вы. :lol:
В таблице по двигателям НПО Энергомаш тяга двигателя РД-108А указана неверно. Его тяга в вакууме 101тс , а в таблице 94 тс. Эта же ошибка и на сайте НПО Энергомаш.
ЦитироватьВ таблице по двигателям НПО Энергомаш тяга двигателя РД-108А указана неверно. Его тяга в вакууме 101тс , а в таблице 94 тс. Эта же ошибка и на сайте НПО Энергомаш.
Вероятно, ошибается двигатель, выдавая неправильную тягу?
Да, я потрясен...
НК-33 имел потрясающий запас надежности....
На сайте Роскосмоса в проспекте по Союзу ТМА на стр.44 другие данные
http://www.roscosmos.ru/video/STMA-4.pdf
РД - 108А
Тяга у земли 792,48 кН
Тяга в пустоте 990,18 кН
там же //www.roscosmos.ru/video/ISS_10_www.pdf
те же данные
Кроме того журнал НК №7 2004 год стр.46 те же данные.
А ВЫ Avmich об этом знаете? Двигатель может и не знать - он железный.
Кроме того чисто логически. У РД108А новое расположение форсунок, что позволило повысить устойчивость горения, давление в КС и УИ.
Тяга при этом по Вашему мнению снизилась?
Кроме того ещё одна неувязочка- при тяге в вакууме 94 тс , тяга у земли была бы 75,5 тс.
Для того чтобы тяга у земли была 80,8 тс как на сайте Энергомаша
тяга в вакууме должна быть не меньше 100,5 тс (проверял по спредшиту Ратмана).
Так что ошибается не двигатель, а автор сайта Энергомаша и Вы.
ЦитироватьВ таблице по двигателям НПО Энергомаш тяга двигателя РД-108А указана неверно. Его тяга в вакууме 101тс , а в таблице 94 тс. Эта же ошибка и на сайте НПО Энергомаш.
Спасибо за замечание.
Кстати, на сайте Энергомаша есть по крайней мере еще одна неточность, на которую еще в феврале указал Старый:
Цитироватьу двигателей 8Д727/728 тяга существенно (на 10%) ниже чем у остальных двигателей ряда
Еще одна неточность присутствует на сайте серийного завода, выпускающего 11Д512, 11Д511, 14Д21 и 14Д22:
http://motor-s.ru/RD14D21.htm
http://motor-s.ru/RD107.htm
Есть мнение, что в этих "неточных" тягах просто не учтена тяга РА.
Обновление сайта (помимо исправленной тяги РД-108А):
1. Открыт новый раздел Публикации, в котором будут выкладываться статьи, доклады (или их рефераты), и другие материалы о ЖРД, опубликованные в печатных и сетевых изданиях, конференциях, чтениях, и т.д.
http://www.lpre.de/resources/articles/index.htm
2. Добавлено краткое описание РД-270.
http://www.lpre.de/energomash/RD-270/index.htm
Как всегда, замечания об ошибках приветствуются.
ЦитироватьКроме того ещё одна неувязочка- при тяге в вакууме 94 тс , тяга у земли была бы 75,5 тс.
Для того чтобы тяга у земли была 80,8 тс как на сайте Энергомаша
тяга в вакууме должна быть не меньше 100,5 тс (проверял по спредшиту Ратмана).
Так что ошибается не двигатель, а автор сайта Энергомаша и Вы.
Ну, во-первых, в различных документах может быть указано всё что угодно - бумага (и веб-страница), как известно, может многое стерпеть. Во-вторых, спредшит ратмана считает изменение тяги двигателя довольно приблизительно... он же не имеет всех подробностей описания процессов в камере.
Наконец, это была просто шутка :) .
Автору сайта: такие поправки, от которых сложно найти первоисточники, хорошо бы тщательно записывать... то есть, в списке литературы, что ли, причины указывать, почему то или иное соображение выложено?
ЦитироватьАвтору сайта: такие поправки, от которых сложно найти первоисточники, хорошо бы тщательно записывать... то есть, в списке литературы, что ли, причины указывать, почему то или иное соображение выложено?
Да, это, пожалуй, ст
оит сделать.
РД-0120 (11Д122):
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0120/index.htm
Пока что выложено с пометкой "черновик" - прошу сообщать о неточностях.
Не все патенты из списка источников выложены на сайт. Сделаю это через пару дней.
Кстати, уважаемый Гость 22!
Насколько можно понять из доклада Энергомашевцев про РД-270, к нему прилагалась схема ПГС движка. Имеется ли она у вас?
ПГС РД-270 у меня, к сожалению, отсутствует.
ЦитироватьПГС РД-270 у меня, к сожалению, отсутствует.
Она была в старых "Спейсфлайтах" середины-конца 1990-х.
Гостю 22:
На сайте КБХА давно не обновлялась информация. Поэтому нет данных по РД-0158. Описан на сайте "Воздушного старта" здесь http://www.airlaunch.ru/Russian/HTML_O/Upp_St_Boost/upp_st_boost.htm и здесьhttp://www.airlaunch.ru/Russian/HTML_O/Air_L_Sys_Comp/air_l_sys_comp.htm, а также в НК №4 за 2006 год "Универсальная верхняя ступень"http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/279/02.shtml
Кроме того не описан рулевой РД0124Р для "Авроры" (см.http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/221/25.shtml).
В информации по РД0155 можно было бы использовать статью в НК №7 за 2004 год "РД-0155К – новая разработка КБХА и завода «Красмаш», где описан ранний вариант двигателя без рулевых камер. Кстати в варианте РД0155 на сайте КБХА явно используются две рулевые камеры от РД0124Р.
В сводных таблицах по двигателям неплохо было бы добавить столбцы с количеством КС и соотношением компонентов.
Неплохо было бы сделать и ссылки на фото двигателей, так как на этом сайте http://hometown.aol.de/SLVehicles6/Russian%20engines/engines.htm
С уважением, Salo.
:wink:
ЦитироватьГостю 22: ...
Спасибо за замечания и предложения - учту их при апдейте сайта. Но несколько позже - сейчас у меня "запарка" на работе.
Вам спасибо. Сайт классный! :lol:
Небольшое обновление:
на странице http://www.lpre.de/resources/articles/textbooks.htm размещены ссылки на несколько методичек МАИ по ЖРД
на странице http://www.lpre.de/resources/articles/research.htm#mai размещены ссылки на статьи научной группы по ЖРДМТ каф. 202 МАИ
Эти методички бы ещё и в текстовом формате, позволяющем поиск производить...
Спасибо большое за методички! :)
Гость 22 вы не планируете разместить статьи про двигатели С5.98М и С5.92. Очень хочется узнать чем же они отличаются в плане конструкции.
Я собираю инфу по безгазогенераторным двигателям в рамках НИРСа, так что у меня есть данные по движкам RL-10, RL-60, Vinci, LE-5B, РД-0126, РД-0146. Не в таком объеме, как на вашем сайте, но все же материал интересный.
По этой же тематике есть статья Шляхова, Овчинниковой "ЖРД безГГ схемы для межорбитальных буксиров", в которой собран материал по двигателям AECE, RL-10 и по двигателю фирмы Aerojet Liquid Rocket с подогревом окислителя в КС.
Если эти данные нужны, могу выслать :)
Нашёл статью Б. И. Каторгина "ПЕРСПЕКТИВЫ СОЗДАНИЯ МОЩНЫХ
ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ" в "ВЕСТНИКЕ РОССИЙСКОЙ АКАДЕМИИ НАУК" №6 за 2004 год
http://vivovoco.rsl.ru/VV/JOURNAL/VRAN/2004/04_06/ROCKET.HTM
ЦитироватьГость 22 вы не планируете разместить статьи про двигатели С5.98М и С5.92. Очень хочется узнать чем же они отличаются в плане конструкции.
К сожалению - нет, не планирую: об этих двигателях у меня нет подробной информации.
Может быть, кто-нибудь из участников форума поможет (как это уже пару раз случалось в этом самом топике).
ЦитироватьЕсли эти данные нужны, могу выслать :)
Конечно нужны :) Высылайте! И спасибо за помощь.
Выложил на файлообменник "как есть"
Мой обзор и статья Шляхова, Овчинниковой
http://ifolder.ru/2097838 (5,44Мб)
Отрывок из Трудов НПО Энергомаш, выпуск 20
http://ifolder.ru/2078169 (2,45Мб)
Отрывок из книги "КБ Химавтоматики - Научно-технический юбилейный сборник 1941-2001"
http://ifolder.ru/2078178 (3,89Мб)
ЦитироватьВыложил на файлообменник "как есть"
Спасибо! Буду использовать.
А пока для удобства скачивания выложил у себя тоже "как есть":
http://www.lpre.de/upload/Energomash-sbornik_trudov_20.rar
http://www.lpre.de/upload/Expander_scheme.rar
http://www.lpre.de/upload/KBHA-sbornik_trudov_2001.rar
Отдельно благодарю за размещение справочника "Двигатели..." на сайте. :D
Так он вроде на сайте МАИ расположен?
Конечно, популяризация ценных ресурсов - тоже хорошее дело.
Конечно хорошее и важное. Вот Гость 22 и помог. :D
Так и надо говорить :) . Не вводите читателей в заблуждение.
ЦитироватьРД-0120 (11Д122):
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0120/index.htm
Пока что выложено с пометкой "черновик" - прошу сообщать о неточностях.
"При разработке агрегатов питания и регулирования был использован опыт создания ... водородных ЖРД 11Д56 (тягой 7.5 т, ОКБ-165, гл.конструктор Люлька А.М.) и 11Д57 (тягой 40 т, ОКБ-2, гл.конструктор Исаев А.М.). "Наоборот: 11Д56, он же КВД-1 - это Исаев, а 11Д57 - Люлька.
Кстати, а задумывался ли кто-нибудь после РД-270 о движке по схеме "газ-газ"?
ЦитироватьКстати, а задумывался ли кто-нибудь после РД-270 о движке по схеме "газ-газ"?
А как же! Я, например, такие ЖРД закладвывал в свой курсач по проектированию РН, еще в 1987 году! :D
Некоторое количество патентов КБХА:
http://www.lpre.de/resources/patents/kbkha.htm
Цитировать...
Исправил. Спасибо за замечание.
Спасибо за интересную информацию! :)
Выложен черновик РД-0203/0204:
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0203/index.htm
ЦитироватьВыложен черновик РД-0203/0204:
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0203/index.htm
"Связка из трех двигателей РД-0203 и одного двигателя РД-0203 образует..." -- опечатка
Исправил.
Спасибо за замечание.
ЦитироватьВыложен черновик РД-0203/0204:
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0203/index.htm
Наконец-то! Теперь одноступенчатость насоса горючего подтверждена. :)
Интересно сравнить фотографии:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4115.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4116.jpg)
На двигателе справа стоит обозначение 8Д43.
Слева обозначения нет, но точно эта же фотография как минимум в двух серьезных книжках подписана "РД-0203" со ссылкой на КБХА (одна из книжек - справочник "Двигатели...", вторая - "История ЖРД" Саттона).
Видно, что пропорции камеры (особенно сопла) на этих фото не одинаковы. При этом ни слева, ни справа не видно коллектора горючего у среза сопла.
С другой стороны, сравнивая первую фотографию с фото РД-0210, можно предположить, что изображенный экземпляр "РД-0203" на самом деле - РД-0210 с отрезанной нижней частью сопла:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4115.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4117.jpg)
Кроме этого, часто одну и ту же фотографию подписывают либо как РД-0208, либо как РД-0210. Например, на сайте КБХА.
В связи с этим вопрос: есть ли у кого-нибудь достоверные фотографии каждого из двигателей РД-0203/0204, РД-0208/0209 и РД-0210/0211?
ЦитироватьВ связи с этим вопрос: есть ли у кого-нибудь достоверные фотографии каждого из двигателей РД-0203/0204, РД-0208/0209 и РД-0210/0211?
Собственно, с сайта КБХА
http://www.kbkha.ru/rus/21.php?id=14
http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=1&id=11
Видно, что 0203 - для первой ступени, а 0210 - для второй.
Соответственно у них и рабочие давления на срезе должны быть разные - раз работают при разном атмосферном давлении.
ЦитироватьВидно, что 0203 - для первой ступени, а 0210 - для второй. Соответственно у них и рабочие давления на срезе должны быть разные - раз работают при разном атмосферном давлении.
Это все понятно. Вызывает сомнение фотография РД-0203 - он ли на самом деле изображен?
ЦитироватьЦитироватьВидно, что 0203 - для первой ступени, а 0210 - для второй. Соответственно у них и рабочие давления на срезе должны быть разные - раз работают при разном атмосферном давлении.
Это все понятно. Вызывает сомнение фотография РД-0203 - он ли на самом деле изображен?
а почему бы и нет? Модификации движка с разным размером сопла - явление заурядное. А вот по каким причинам - высотность или просто по длине/диаметру в МБР не влезло - дело другое
ЦитироватьЦитироватьВызывает сомнение фотография РД-0203 - он ли на самом деле изображен?
а почему бы и нет? Модификации движка с разным размером сопла - явление заурядное. А вот по каким причинам - высотность или просто по длине/диаметру в МБР не влезло - дело другое
На базе РД-0203 действительно сделали различные "модификации движка с разным размером сопла". Например, РД-0208/0209, РД-0210/0211.
И мой вопрос заключается в том, какая модификация представлена на фотографии? Точно ли это РД-0203 - т.е. исходная модель?
ЦитироватьКстати, на сайте Энергомаша есть по крайней мере еще одна неточность, на которую еще в феврале указал Старый: Цитироватьу двигателей 8Д727/728 тяга существенно (на 10%) ниже чем у остальных двигателей ряда
Еще одна неточность присутствует на сайте серийного завода, выпускающего 11Д512, 11Д511, 14Д21 и 14Д22:
http://motor-s.ru/RD14D21.htm
http://motor-s.ru/RD107.htm
Есть мнение, что в этих "неточных" тягах просто не учтена тяга РА.
Мнение оказалось правильным :). Корни ошибки тянутся еще в те далекие времена, когда рулевики делались в ОКБ-1 в отделе Мельникова. При этом маршевый и рулевые двигатели были разными агрегатами, и на каждый из них была выпущена отдельная документация. После того, как ОКБ-456 разработал свой рулевой агрегат, ситуация с документацией не изменилась: несмотря на то, что двигатель один, существует документация на двигатель
без РА, и документация на сам РА. Когда-то кто-то при написании очередного документа (статьи?) привел тяги, взяв их из документации на сам двигатель, забыв про второй комплект для РА. Оттуда ошибка пошла кочевать по сайтам (в том числе на мой :))
Кстати, в рекламных материалах, распространяемых на салоне Ле-Бурже, уже указано, что тяга приведена без учета РА. Наверное, скоро и на сайте Энергомаша это будет сделано.
P.S. Форум, как уже неоднократно предполагалось, действительно иногда просматривают люди из КБ. Но по понятным причинам они предпочитают не ввязываться в дискуссии :).[/size]
ЦитироватьЦитироватьКстати, на сайте Энергомаша есть по крайней мере еще одна неточность, на которую еще в феврале указал Старый: Цитироватьу двигателей 8Д727/728 тяга существенно (на 10%) ниже чем у остальных двигателей ряда
Еще одна неточность присутствует на сайте серийного завода, выпускающего 11Д512, 11Д511, 14Д21 и 14Д22:
http://motor-s.ru/RD14D21.htm
http://motor-s.ru/RD107.htm
Есть мнение, что в этих "неточных" тягах просто не учтена тяга РА.
Мнение оказалось правильным :). Корни ошибки тянутся еще в те далекие времена, когда рулевики делались в ОКБ-1 в отделе Мельникова. При этом маршевый и рулевые двигатели были разными агрегатами, и на каждый из них была выпущена отдельная документация. После того, как ОКБ-456 разработал свой рулевой агрегат, ситуация с документацией не изменилась: несмотря на то, что двигатель один, существует документация на двигатель без РА, и документация на сам РА. Когда-то кто-то при написании очередного документа (статьи?) привел тяги, взяв их из документации на сам двигатель, забыв про второй комплект для РА. Оттуда ошибка пошла кочевать по сайтам (в том числе на мой :))
Кстати, в рекламных материалах, распространяемых на салоне Ле-Бурже, уже указано, что тяга приведена без учета РА. Наверное, скоро и на сайте Энергомаша это будет сделано.
P.S. Форум, как уже неоднократно предполагалось, действительно иногда просматривают люди из КБ. Но по понятным причинам они предпочитают не ввязываться в дискуссии :).[/size]
На сайте Энергомаша в разделе "двигатели", тяга РД-107А/РД-108А, по-моему, уже указана с учетом рулевых камер.
ЦитироватьЦитироватьНаверное, скоро и на сайте Энергомаша это будет сделано.
На сайте Энергомаша в разделе "двигатели", тяга РД-107А/РД-108А, по-моему, уже указана с учетом рулевых камер.
Значит - уже сделано. Еще лучше :)
Нет Дмитрий, по РД108А тяга в вакууме 94 тс. :(
ЦитироватьНет Дмитрий, по РД108А тяга в вакууме 94 тс. :(
Ну, да - с рулевыми камерами он стока и выдает :lol:
Мы это уже обсуждали на третьей странице темы- с рулевыми 101 т.
Здесь другие данные:
http://www.roscosmos.ru/video/STMA-4.pdf
//www.roscosmos.ru/video/ISS_10_www.pdf :)
ЦитироватьМы это уже обсуждали на третьей странице темы- с рулевыми 101 т.
Здесь другие данные:
http://www.roscosmos.ru/video/STMA-4.pdf
//www.roscosmos.ru/video/ISS_10_www.pdf :)
На сайте Энергомаш - ошибка - соотношение пустотного и земного УИ не соответствует соотношению пустотной и земной тяг. Но тяга у Земли - 80,8 явно похожа на правду и она указана с рулевыми камерами.
Смешно, но, похоже земную тягу они дали с РК, а пустотную - без :lol:
Вот вот :lol:
Небольшое обновление:
http://www.lpre.de/energomash/prospects.htm
http://www.lpre.de/resources/articles/research.htm#rdime
Еще одно небольшое обновление:
http://www.lpre.de/energomash/LeBourget2007.htm
На сайте Энергомаша фильм по РД170 http://www.npoenergomash.ru/img/rd170.avi
Здесь есть испытательный стенд в действии.
Небольшие обновления:
Модификации РД-170/171:
http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm#modif
РД-0124
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0124/index.htm
По РД-0124 информации очень мало, поэтому раздел получился небольшой. Есть также вопросы относительно достоверности описания запуска двигателя.
Прошу помощь у клуба :)
Вариант РД0124Р- рулевой двигатель первой ступени ракеты "Аврора"
в НК №6 за 2001 год http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/221/25.shtml
ЦитироватьРакета космического назначения (РКН) «Аврора» включает в свой состав ракету-носитель и космическую головную часть (КГЧ). Трехступенчатая РН выполнена по схеме с продольным делением блоков 1-й (блоки Б, В, Г и Д) и 2-й (блок А) ступеней. Третья ступень (блок И) располагается последовательно с блоком А и стыкуется с его передним ферменным отсеком.
Все двигатели работают на жидком кислороде и нафтиле РГ-1 («космический» керосин). На центральном блоке РН «Аврора» будет стоять комбинация из одного ЖРД НК-33 (11Д111) в центре и одного четырехкамерного рулевого ЖРД РД-0124Р (модификация ЖРД РД-0124 третьей ступени РН «Союз-2») по периферии. Запас топлива на центральном блоке по сравнению с РН типа «Союз» увеличен на 50 т. На четырех блоках первой ступени «Авроры» будут стоять ЖРД РД-117А (14Д22), разработанные для РН «Союз-ФГ». От ранее использовавшихся ЖРД РД-117 и РД-118 (соответственно 11Д511 и 11Д512) они отличаются новыми центробежными однокомпонентными форсунками.
Усиленный вариант «Блока И» РН «Союз» с увеличенным запасом топлива служит третьей ступенью «Авроры». На ней ставится один четырехкамерный РД-0124Э (11Д451). Система управления «Авроры» разработана на основе СУ блока ДМ.
В "бумажном" варианте статьи "Аврора будет стартовать с Рождества" НК №6 за 2001 год (см. диск НК) информации чуть больше. Приведен индекс двигателя 11Д55Р и его тяга в вакууме 28 тс.
С высокой долей вероятности можно утверждать, что половинка РД0124Р используется в качестве рулевых камер в РД0155К. На сайте КБХА приведены данные по этому двигателю с рулевыми камерами, а в статье "РД-0155К- новая разработка КБХА и завода Красмаш" в НК №7 за 2004 год даны данные двигателя без РА.
Сравнение позволяет заключить , что тяга РД0124Р на Земле 24 тс, а давление в КС 160 атм.
Есть ещё одна ссілка по РД-0124Р но информации ещё меньше:
http://www.space.su/301/boa0154/intro.htm
ЦитироватьС 1993 г. ведется разработка кислородно-керосинового ЖРД РД-0124 для III ступени РН «Союз-2». Двигатель РД-0124 разрабатывается взамен РД-0110, имеет практически одинаковые с ним габаритно-стыковочные размеры и массовые характеристики, но отличается значительно более высокими параметрами, находящимися на уровне лучших разработок ЖРД данного класса. Проведенная серия успешных стендовых испытаний подтвердила соответствие основных параметров требованиям ТЗ.
В 1998 г. КБХА проработало возможность использования двигателя РД-0124 для II ступени РН «Ангара-1.2» и для III ступени РН «Аврора». Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете. По результатам работ выпущен технический проект двигателя РД-0124А (для РН «Ангара») и эскизный проект по двигателям РД-0124Р и РД-0124Д (для РН «Аврора»).
Кстати РД0124Д в статье в НК №6 за 2001 год назван РД-0124Э.
И ещё одно замечание, судя по всему РД-0124М превратился в РД-0154 (см. сайт КБХА) в варианте с раздвижным сопловым насадком. :D
Вот ещё одна ссылка: статья "Перспективные разработки КБХА" в НК №1 за 2001 год http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml
ЦитироватьС 1998 г. в КБХА прорабатывается возможность использования его для второй ступени РН «Ангара» (ГКНПЦ им.Хруничева) и третьей ступени «Авроры» (РКК «Энергия»). Основное отличие от базовых требований – изменение времени работы на главной и конечной ступенях тяги. По результатам работ выпущен технический проект РД-0124 для «Ангары» и эскизный проект по двигателям РД-0124Р и РД-0124Д для «Авроры».
ЦитироватьВот ещё одна ссылка: статья "Перспективные разработки КБХА" в НК №1 за 2001 год http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml
ЦитироватьС 1998 г. в КБХА прорабатывается возможность использования его для второй ступени РН «Ангара» (ГКНПЦ им.Хруничева) и третьей ступени «Авроры» (РКК «Энергия»). Основное отличие от базовых требований – изменение времени работы на главной и конечной ступенях тяги. По результатам работ выпущен технический проект РД-0124 для «Ангары» и эскизный проект по двигателям РД-0124Р и РД-0124Д для «Авроры».
Угу, и вроде бы - это модификация РД-0124А (там еще было требование от ЦиХ по возможности двух включений в полете).
Спасибо! Немного доработал раздел "Модификации". Система обозначений (в том числе соответствие "военных" индексов "гражданским") довольно запутанная. Наверное, без инсайдера или "засланного казачка" не разобраться :).
Вот это оперативность. :D
Ещё одна модификация на базе РД0124 это РД-0158. Описан на сайте "Воздушного старта" здесь http://www.airlaunch.ru/Russian/HTML_O/Upp_St_Boost/upp_st_boost.htm и здесь http://www.airlaunch.ru/Russian/HTML_O/Air_L_Sys_Comp/air_l_sys_comp.htm,
а также в НК №4 за 2006 год "Универсальная верхняя ступень" http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/279/02.shtml
В НК пишут
ЦитироватьСегодня КБ химавтоматики находится на завершающей стадии доводочных испытаний РД-0124. Изготовлено и испытано семь установок, 24 двигателя, проведено 144 стендовых огневых испытания. В сумме наработано 20144 сек, а ряд двигателей последней модификации имеет наработку 1553 сек, 1753 сек, 2050 сек, 2135 сек, что превышает время работы в полете в 4–8 раз.
В конце декабря 2005 г. на стендах КБХА совместно с «ЦСКБ-Прогресс» была проведена прокачка камер. На сегодня один из двигателей находится в составе ступени в НИИхиммаш (г. Сергиев Посад); его испытания запланированы на конец марта. Стоит задача обеспечить в 2006 г. поставку РД-0124 для полета «Союза-2-1б». Проведено около 70% доводочных испытаний, и осталось решить некоторые задачи, в основном по набору статистики и длительному хранению. Данный двигатель с некоторыми модификациями будет использован в составе верхних ступеней РН «Союз-2», «Полет» и «Ангара».
Двигатель РД-0158 для РБ системы «Воздушный старт» базируется на камере РД-0124. Необходимо заново разработать и изготовить систему подачи – бустерные насосы и основной турбонасос. Масса сухого двигателя – 151.45 кг, габариты – 1700х905 мм, тяга – 3 тс, удельный импульс – 360 сек. При его создании будет применен весь опыт КБХА, полученный при разработке РД-0124.
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/279/RD-0158.jpg)
ЦитироватьВот это оперативнось. :D
Приходится быть оперативным :) Начиная с завтрашнего дня я буду в отпуске - коротком (1 неделя), но интенсивном и без интернета. Так что, если есть еще замечания и предложения - выкладывайте их здесь и не обращайте внимания на то, что я "молчу" :).
По-хорошенму завидую. Хорошо отдохнуть :D
Выложил три фрагмента из книги "Однажды и навсегда. Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко". - М.: Машиностроение, 1998.
Р-7. Первая межконтинентальная.
http://www.lpre.de/resources/articles/R-7.pdf
В отрывке рассказывается о создании двигателей для ракеты Р-7.
Второй космический долгожитель
http://www.lpre.de/resources/articles/RD-253.pdf
В отрывке рассказывается о создании двигателя РД-253 (с предысторией).
http://www.lpre.de/resources/articles/RD-270.pdf
В отрывке рассказывается о создании двигателя РД-270.
Все три фрагмента доступны также со страницы Публикации/История разработки ЖРД (http://www.lpre.de/resources/articles/history.htm)
Как то по РД-270 - то ли за здравие, то ли за упокой....
ЦитироватьВыложил три фрагмента...
В текстах остались незамеченные ошибки сканирования/распознавания :(. Будут исправлены в ближайшее время.
ЦитироватьКак то по РД-270 - то ли за здравие, то ли за упокой....
Но интересно.
И стало интересно - а можно (и нужно ли) сделать водородник по схеме газ-газ на 400-500 тонн?
Подновил описание РД-253, добавив раздел "Модификации".
Добавил также пару фотографий; одна из них - препарированный ТНА:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4312.jpg)
Очередной фрагмент из "Однажды и навсегда"
http://www.lpre.de/resources/articles/R-36_Engines.pdf
В отрывке рассказывается о создании двигателей для ракеты Р-36 и ее модификаций.
Гость 22 у Вас в разделе по РД107, РД-108 при сведении разных источников из-за противоречивости сведений в них изложенных получилась неувязка.
В "Краткой хронологии создания двигателя" читаем:
Цитировать23 декабря 1959 г. - первый пуск усовершенствованной МБР Р-7А (8К74). Ракета оснащалась двигателями 8Д74К и 8Д75К. 12 сентября 1960 года ракета Р-7А (8К74) была принята на вооружение и заменила МБР Р-7 (8К71). Позднее эти же двигатели использовались в составе ракеты 8К72К (впоследствии названной "Восток").
10 октября 1960 г. - первый пуск ракеты 8К78 ("Молния") с двигателями 8Д728 (РД-107ММ) и 8Д727 (РД-108ММ) (модифиции двигателей 8Д74К и 8Д75К соответственно) c повышенным удельным импульсом. Позднее эти же двигатели использовались в составе ракет 11А57 ("Восход", первый пуск в 1963 г.), 8К78М ("Молния-М", первый пуск в 1964 г.) и 11А511 ("Союз", первый пуск в 1966 г.)
Далее на той же странице в разделе "Модификации":
ЦитироватьВ 1959 г. был создан Приволжский филиал (филиал № 2) ОКБ-456. С 1960 г., т.е. через год после создания этого филиала, здесь начались работы по созданию новых модификаций двигателей на базе двигателей РД-107 и РД-108.
К настоящему времени были созданы 18 модификаций базовых двигателей РД-107 и РД-108. Основные модернизации двигателя РД-107: 8Д728 (8Д74К), 11Д511 и 14Д22; основные модернизации двигателея РД-108: 8Д75К, 8Д727, 11Д512 и 14Д21.
Двигатели 8Д728 (8Д74К) и 8Д75К
В 1960 г. проводилась отработка двигателей 8Д74К и 8Д75К - первых модификаций двигателей РД-107 (8Д74) и РД-108 (8Д75).
Отличия двигателя 8Д74К от 8Д74 заключались в следующем: на двигателе 8Д74К для уменьшения предстартовых расходов было сокращено число промежуточных ступеней. Запуск двигателя 8Д74К осуществлялся через две промежуточные ступени вместо трех, а выключение - через первую промежуточную ступень. На двигателе 8Д75К увеличивалось время работы на режиме конечной ступени (22 с вместо 10 с на двигателе 8Д75). К началу отработки двигателей 8Д74К и 8Д75К были завершены работы по проверке разработанных мероприятий, направленных на повышение устойчивости рабочего процесса в камерах двигателей. На основании положительных результатов испытаний было сделано заключение о возможности внесения соответствующих изменений в документацию на сборку и испытания двигателей 8Д74К и 8Д75К. Эти двигатели устанавливались на РН 8К78. В дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728.
Двигатели 8Д727 (8Д75М) и 8Д727К (8Д75Ф)
Для увеличения полезной нагрузки РН 8К78 ОКБ-456 в 1961 г. предложило увеличить тягу двигателя 8Д75К на 4 т путем форсирования его на 5% по давлению газов в камерах сгорания, что должно было привести к увеличению удельного импульса тяги на земле на 2.9 с. Работы по созданию двигателя 8Д75К с форсированием номинального режима по давлению газов в камерах сгорания проводились в 1961 - 1963 гг. Двигатель отрабатывался в двух модификациях: 8Д75М - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением с номинального режима без конечной ступени; 8Д75Ф - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением через конечную ступень. В 1961 г. двигателю 8Д75М был присвоен индекс 8Д727, а двигателю 8Д75Ф - индекс 8Д727К. Двигатели 8Д727К совместно с двигателями 8Д728 устанавливались на РН 8К78 и 8К78М, а двигатели 8Д727 совместно с двигателями 8Д728 - на РН 11А57 и 11А511
А на предыдущей странице http://www.lpre.de/energomash/index.htm
в таблице "Основные двигатели разработки НПО Энергомаш "
ЦитироватьРД-107 (8Д74)----Сер. для I ст. Р-7. РН «Спутник», «Восток», «Восход».
РД-107ММ (8Д728)-----Сер. для РН «Молния» (8К78М)
РД-108 (8Д75)---Сер. для II ст. Р-7. РН «Спутник», «Восток», «Восход»
РД-108ММ (8Д727)-------Сер. для РН «Молния» (8К78М)
Видимо правильная информация в разделе "Модификации", что подтверждается данными по ракете 11А57 "Восход" в МПК за 2005 год.
На "Восходе" стояли 8Д727 и 8Д728. :D
А на сайте Энергомаша в очередной раз ошибки. :cry:
Кстати от Вована за утверждение что на 8К74, 8А92 и 8А92М стояли 8Д74К и 8Д75К я уже получил. За что ему очень благодарен. :lol:
Спасибо за замечания! Исправлю, как только на работе работы поменьше будет :)
У Гостя 22 обновления на сайте в разделе Исследования и разработки (http://www.lpre.de/resources/articles/research.htm)
Решил спросить сюда, а не в технические вопросы россыпью...
Граждане, человечку знакомому нужна конструкция камеры и форсуночной головки SSME. Может кто знает ссылку на насовский ПДФ по этому вопросу? Или хотя бы подскажите где искать.
Спасибо
ЦитироватьРешил спросить сюда, а не в технические вопросы россыпью...
Граждане, человечку знакомому нужна конструкция камеры и форсуночной головки SSME. Может кто знает ссылку на насовский ПДФ по этому вопросу? Или хотя бы подскажите где искать.
Спасибо
Схемы из Гахуна не катят? Нужны рабочие чертежи? :wink:
http://www.lpre.de/p_and_w/SSME/SSME_PRESENTATION.pdf
Спасибо большое! Нужна была именно конструкция. Думаю это подойдет :)
Две статьи из "Конверсия в машиностроении" № 1 за 2006 г.:
Б.И. Каторгин, В.И. Семёнов, В.К. Чванов, Ф.Ю. Челькис "Двигатель РД171М" (http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash3.pdf)
В НПО «Энергомаш» разработан и запущен в производство двигатель РД171М для первой ступени РН «Зенит», представляющий более совершенную модификацию двигателя РД171, использовавшегося ранее. В статье представлены основные конструктивные особенности двигателя РД171М.
В.К. Иванов, A.M. Кашкаров, Е.Н. Ромасенко, Л.А. Толстиков "Турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш" (http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf)
Представлено краткое описание турбонасосных агрегатов (ТНА) жидкостных ракетных двигателей большой тяги разработки НПО «Энергомаш», прослежена эволюция их развития, перечислены достижения. Отмечены решенные и стоящие проблемы дальнейшего их совершенствования. Приведены основные параметры большей части разработанных агрегатов, а также конструкции двух типов современных ТНА.
Статьи уже не новые, но для тех, кто еще не читал, будет интересно.
P.S. Журнал целиком (djvu) можно взять здесь
(http://engenegr.ru/novinki_skanirovania/14527-konversija-v-mashinostroenii-2006-0174.html)
Гость 22, где пропадали? Когда у Вас запара на работе закончится?
Планируете сайт расширять дальше? :)
Нашёл явную ошибку в справочнике "Двигатели", ну и соответственно у Вас на сайте:
http://www.lpre.de/sntk/index.htm
В таблице по НК-15 приведена земная тяга 154тс, при пустотной тяге 157,4.
И ещё у Вас по НК-15 указан земной УИ 287с, а в справочнике 297с.
ЦитироватьНашёл явную ошибку в справочнике "Двигатели", ну и соответственно у Вас на сайте:
http://www.lpre.de/sntk/index.htm
В таблице по НК-15 приведена земная тяга 154тс, при пустотной тяге 157,4.
И ещё у Вас по НК-15 указан земной УИ 287с, а в справочнике 297с.
Сало, а в чём первая ошибка, не пояснишь?
Слишком маленькая разница между земной и пустотной тягой: всего 2%.
(http://s47.radikal.ru/i118/0812/d5/7b2f219852c9.jpg)
Вот по этой цитате из справочника всё видно: земной и пустотный УИ такой же как у НК-33, а пустотная тяга почти не отличается от земной.
ЦитироватьНашёл явную ошибку в справочнике "Двигатели", ну и соответственно у Вас на сайте:
http://www.lpre.de/sntk/index.htm
В таблице по НК-15 приведена земная тяга 154тс, при пустотной тяге 157,4.
И ещё у Вас по НК-15 указан земной УИ 287с, а в справочнике 297с.
Спасибо, Salo. Ошибка с УИ - очепятка.
Насчет тяги - пока оставлю как есть. Можно, конечно, расчитать по пустотному УИ, но лучше найти еще один источник, чтобы указать точно.
Кстати, для тех кому интересно: выложен действующий ГОСТ 17655-89 "Двигатели Ракетные Жидкостные. Термины и определения" (http://www.lpre.de/resources/docs/GOST_17655-89.pdf) (http://www.lpre.de/resources/docs/GOST_17655-89.pdf ). Ранее был только устаревший ГОСТ 17655-72.
Хм. А чего это, в самом деле, такая маленькая разность тяги?
Они что, в вакууме дросселировали его? Нафейхоа?
Непонятно.
Хорошо!
Второй источник МПК, стр.181.
ЦитироватьДвигательная установка блока А (30хНК-15)
тяга на земле/в вакууме, тс 4590/5115
уд.импульс на земле/в вакууме, сек 297/330
Тяга у земли 4590/30=153 тс
Тяга в вакууме 5115/30=170,5 тс
Кстати там же данные по НК-15В:
ЦитироватьДвигательная установка блока Б (8хНК-15В)
тяга в вакууме, тс 1364
уд.импульс в вакууме, сек 330
время работы, сек 108
Получаем тягу в вакууме 1364 тс/8=170,5 тс
И НК-19:
ЦитироватьДвигательная установка блока В (4хНК-19)
тяга в вакууме, тс 163,2
уд.импульс в вакууме, сек 350
время работы, сек 375
Получаем тягу в вакууме 163,2 тс/4=40,8 тс.
ЦитироватьВторой источник МПК, стр.181.
ЦитироватьДвигательная установка блока А (30хНК-15)
тяга на земле/в вакууме, тс 4590/5115
уд.импульс на земле/в вакууме, сек 297/330
Тяга у земли 4590/30=153 тс
Тяга в вакууме 5115/30=170,5 тс
ЦитироватьКстати там же данные по НК-15В:ЦитироватьДвигательная установка блока Б (8хНК-15В)
тяга в вакууме, тс 1364
уд.импульс в вакууме, сек 330
время работы, сек 108
Получаем тягу в вакууме 1364 тс/8=170,5 тс
Тут тоже что-то не то. Уже с НК-15В, скорее всего. Он же высотный, с увеличенной геометрической степенью расширения и соответсвенно - УИ, а пустотная тяга получается такая же, как у "земного" НК-15 - 170.5 тонн.
А в справочнике для НК-15В тяга выше указана - 179.2 тонн.
Там в МПК ещё одна возможная ошибка:на Блоке Г указан в качестве двигателя НК-19 вместо НК-21, причём время его работы 365с.
http://www.ssau.ru/info/history/1942-2002/ocherki/contents/2_04/
ЦитироватьВ 1961 году начинается проектирование ЖРД для 4-ступенчатого ракетно-космического комплекса (РКК) Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну. Для этой программы с 1964 г. проводились комплексные конструкторские доводочные испытания двигателей НК-15 тягой 153 тс, НК-15В тягой 179 тс, НК-19 и НК-21 тягой 41 тс. Испытания двигателей завершились в 1967 г. Программы испытаний были самыми жёсткими из когда-либо проводившихся, равных им не было ни в США, ни где-либо ещё на Западе. Первый пуск ракеты-носителя Н-1 состоялся 21.02.1969 г. и был неудачным, так как локальное повреждение кабеля системы КОРД (контроль работы двигателя) из-за пожара привело к ложной команде на отключение всех двигателей ракеты. Три следующих пуска тоже оказались неудачными, но только вторую аварию специалисты связывают с отказом двигателя первой ступени - отказом его турбонасосного агрегата.
Начиная с 1968 г. были разработаны модификации двигателей, установленных на Н-1: НК-33 тягой 154 тс, НК-43 тягой 179 тс, НК-39 и НК-31 тягой 41 тс, которые успешно прошли сертификационные испытания в 1971-1972 гг. Планировалось использовать эти двигатели на модернизированном РН Н-1М
Нашёл ещё у Ветрова:
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-03.html
(http://s55.radikal.ru/i148/0812/a6/a3ec5cca76f2.jpg)
Получаем у НК-15 тягу у Земли 150тс, в вакууме 168 тс.
Земной УИ 296с, вакуумный 331с.
По НК-15В тяга 175 тс, УИ 346 с.
По НК-19 тяга 40 тс , УИ 347 с.
Ещё один спорный вопрос, это параметры НК-19.
Вот что пишут в справочнике Двигатели.
(http://s40.radikal.ru/i088/0811/ba/e1631f207fc3.jpg)
Эта же информация по НК-19 и у Вас на сайте.
Очень странно, что тяга НК-19- 46тс, а НК-21- 40 тс.
У Ветрова называется 40тс по обоим двигателям, у Данильченко по обоим -41тс.
Мне кажется в справочнике двигатели ошибка, вызванная тем, что НК-9В тягой 46 тс разрабатывался несколько раньше для ГР-1. Первоначально его хотели ставить на Блок В и даже на Блок Б(поскольку НК-15В не успевали сделать).
Вот что пишет Афанасьев в статье "Н-1: Совершенно секретно": (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/k-r/1993/9-n-1.html)
ЦитироватьОценивая доводы Глушко, Королев писал в докладной записке на имя руководителя экспертной комиссии следующее: "Вся аргументация о трудностях отработки кислородного двигателя основана на опыте ОКБ В. Глушко по работе с ЖРД открытой схемы. Следует особо подчеркнуть, что эти трудности не имеют никакого отношения к двигателям принятой для ракеты H-I замкнутой схемы, в которых окислитель поступает в камеру сгорания в горячем и газообразном состоянии, а не в холодном и жидком, как при обычной, незамкнутой схеме. Действительно, при запуске двигателей замкнутой схемы имеет место тепловое воспламенение компонентов в камере сгорания за счет тепла горячего газообразного окислителя — кислорода или AT. Такой метод запуска кислородно-керосинового двигателя замкнутой схемы экспериментально отработан в двигателях ОКБ-1 и принят для последней ступени РН "Молния", а также в ОКБ Н. Кузнецова при разработке кислородно-керосиновых двигателей НК-9В и HK-15B для ракеты H-I".
ЦитироватьБолее старые НК-9 снабжались выносными прсднасосами. Для увеличения ресурса и надежности применительно к Н-1 эти двигатели, первоначально рассчитанные на более тяжелые режимы работы, были "расфорсированы".
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/molodtsov/01/05-1.html
ЦитироватьПредставленная в эскизном проекте трехступенчатая ракета Н-1 (11А52) при стартовой массе 2160 тонн, диаметром у основания 16 метров была способна выводить на круговую орбиту высотой 300 км полезный груз массой 75 тонн. Все три ступени были оснащены кислородно-керосиновыми двигателями Н.Д. Кузнецова, главного конструктора Куйбышевского авиамоторного ОКБ-276, которое осталось без работы из-за сокращения советской авиации в начале 60-х годов. На первой ступени (блок А) было установлено 24 двигателя НК-15 тягой по 150 тонн (167,5 тонн в вакууме) каждый, расположенных по кольцу, на второй ступени (блок Б) — 8 таких же двигателей с высотным соплом НК-15В и тягой по 175 тонн, на третьей (блок В) — 4 двигателя НК-9В с тягой по 40 тонн, который разрабатывался еще для ракеты Р-9, но с высотным соплом. Двигатели Н. Д. Кузнецова, работающие по замкнутой схеме с дожиганием газогенераторного газа, обладали очень высокими характеристиками. При давлении в камере сгорания 147 атмосфер двигатель первой ступени НК-15 обладал удельным импульсом 296 секунд на уровне моря и 331 секунду в пустоте, двигатель второй ступени с высотным соплом НК-15В имел удельный импульс в вакууме 347 секунд, таким же удельным импульсом обладал и двигатель третьей ступени НК-9В. Расположение жестко закрепленных двигателей по кольцевой схеме позволяло реализовать управление полетом ракеты форсированием и дросселированием диаметрально противостоящих двигателей. Кроме того, такое расположение двигателей при избыточной тяге позволяло без ущерба отключать в полете неисправный двигатель, а для равновесия и противоположный.
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/molodtsov/01/05-2.html
ЦитироватьЧтобы вывести лунный ракетный комплекс Л3 на околоземную орбиту при однопусковой схеме требовалось увеличить грузоподъемность Н-1 как минимум до 90 тонн. Этого удалось достичь за счет форсирования тяги двигателей НК-15 до 154 тонн и увеличения их количества на первой ступени до 30 за счет вставки шести таких же двигателей в центральной части днища. С увеличенной заправкой топливом стартовая масса Н-1 достигла 2750 тонн при массе полезного груза 92 тонны. Впоследствии потребовалось увеличить выводимую полезную нагрузку до 95 тонн, для чего увеличили объем топливных баков за счет цилиндрических вставок, изменили наклонение опорной орбиты с 65 до 51,8°, применили переохлажденный кислород и форсировали двигатели всех трех ступеней на 2%. При этом стартовая масса ракеты-носителя Н-1 возросла до 2820 тонн. Понимая, что изменение конструкции носителя повлечет за собой переделку технологической оснастки на заводе «Прогресс» и, как следствие, задержку в изготовление ракет Н-1, С.П. Королев предлагал на первом этапе использовать Н-1 с 24 двигателями на первой ступени и грузоподъемностью в 75 тонн для вывода корабля на окололунную орбиту, а уж потом перейти на вариант с 30 двигателями на первой ступени. Правда, это предложение не прошло.
Как уже говорилось, первые три ступени ракеты Н-1 (11А52) были геометрически подобными и представляли собой усеченный конус. Первая ступень (блок А) при стартовой массе 1880 тонн имела сухую массу 130 тонн. Максимальный диаметр ступени составлял 16,9 метров, а минимальный 10,3 метра, высота — 30,1 метра. На первой ступени были установлены 30 двигателей НК-15 (11Д51) конструкции Н.Д. Кузнецова (24 двигателя по окружности и 6 в центре), которые развивали суммарную тягу 4615 тонн. Управление полетом осуществлялось за счет дросселирования тяги двигателей.
Вторая ступень (блок Б) имела массу в заправленном состоянии 560,7 тонны при сухой массе 55,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 10,3 метра, а минимальный 7,3 метра, высота — 20,5 метра. На этой ступени были установлены 8 двигателей НК-15В (11Д52) с высотным соплом, развивающими тягу 179 тонн каждый при удельном импульсе 347 секунд.
Третья ступень (блок В) имела массу в заправленном состоянии 188,7 тонны при сухой массе 13,7 тонны. Максимальный диаметр ступени составлял 7,6 метра, а минимальный 5,5 метра, высота — 11,1 метра. На этой ступени были установлены 4 двигателя НК-9В или НК-19 (11Д53) с высотным соплом, развивающими тягу по 41 тонне каждый при удельном импульсе 347 секунд.
В целом, три ступени ракеты-носителя Н-1, обеспечивающие выведение лунного ракетного комплекса на околоземную орбиту, также представляли собой усеченный конус общей высотой 62 метра. Общая высота ракетного комплекса Н1-Л3 на старте, включая систему аварийного спасения, составляла 105,3 метра. В системе управления, разработанной под руководством Н.А. Пилюгина, были применены БЦВМ.
***
Лунный ракетный комплекс состоял из лунного орбитального корабля (ЛОК), лунного корабля (ЛК), разгонного ракетного блока Г и тормозного ракетного блока Д. Блок Г был оснащен одним двигателем НК-9В или НК-19 (как на третьей ступени) с тягой в 41 тонну и удельным импульсом 347 секунд. Масса заправленного блока Г составляла 61,8 тонны, пустого — 6 тонн, его диаметр — 4,1 метра. Весь лунный ракетный комплекс на участке выведения был закрыт головным обтекателем с максимальным диаметром 5,9 метра.
Кстати Молодцов участвует в нашем форуме. Можно уточнить у него.
Уважаемые! Кто может мне ответить на вопросы по двигателю 11Д122?
ЦитироватьУважаемые! Кто может мне ответить на вопросы по двигателю 11Д122?
А что интересует?
ЦитироватьЦитироватьУважаемые! Кто может мне ответить на вопросы по двигателю 11Д122?
А что интересует?
ТНА в части межнасосные уплотнения и болты крепления насоса горючего они там очень интересной конструкции
Вот это я понимаю, вопрос! :shock:
ЦитироватьВот это я понимаю, вопрос! :shock:
Мне не понятно как они там контруются и зачем на головке болта шлицы есть догадка что для лучшей затяжки но это только догадки
Так может мне кто то ответиь на вопросы по ТНА 11Д122
ЦитироватьТак может мне кто то ответиь на вопросы по ТНА 11Д122
Попробуй написать письмо в КБХА:
http://www.kbkha.ru/?p=13
:D
ЦитироватьЦитироватьТак может мне кто то ответиь на вопросы по ТНА 11Д122
Попробуй написать письмо в КБХА:
http://www.kbkha.ru/?p=13
:D
Ага они прям разбежались мне отвечать это для себя просто я интересуюсь двигателями НК-33 НК-19 11Д520 и 11Д122 SSME и собрал много информации
ЦитироватьВторой источник МПК, стр.181.
ЦитироватьДвигательная установка блока А (30хНК-15)
тяга на земле/в вакууме, тс 4590/5115
уд.импульс на земле/в вакууме, сек 297/330
Тяга у земли 4590/30=153 тс
Тяга в вакууме 5115/30=170,5 тс
Цитировать[Ветров] Получаем у НК-15 тягу у Земли 150тс, в вакууме 168 тс.
Земной УИ 296с, вакуумный 331с.
Цитировать[Молодцов]24 двигателя НК-15 тягой по 150 тонн (167,5 тонн в вакууме) каждый
Цитировать[Молодцов]форсирования тяги двигателей НК-15 до 154 тонн
Наверное, придется указывать диапазон тяг 150-154 т (168-171 т) с пометкой, почему это сделано.
ЦитироватьМне не понятно как они там контруются и зачем на головке болта шлицы есть догадка что для лучшей затяжки но это только догадки
Ну, раз ты такой вопрос задаешь, то, очевидно, у тебя есть либо фотографии, либо схемы соответствующей части ТНА. Выложи их где-нибудь для всеобщего обозрения, тогда, возможно, кто-нибудь и ответит :)
Цитироватьэто для себя просто я интересуюсь двигателями НК-33 НК-19 11Д520 и 11Д122 SSME и собрал много информации
А что именно ты собрал? Может, поделишься с народом? ;)
ЦитироватьАга они прям разбежались мне отвечать это для себя просто я интересуюсь двигателями НК-33 НК-19 11Д520 и 11Д122 SSME и собрал много информации
Лучше бы вы собрали для себя один учебник русского языка. Выучили бы - где и когда ставятся запятые.
Гость 22, а что с сайтом? На главную пускает, но при попытке пройти дальше включается переадресация: http://service.t-online.de/c/12/70/92/38/12709238.html.
ЦитироватьГость 22, а что с сайтом? На главную пускает, но при попытке пройти дальше включается переадресация: http://service.t-online.de/c/12/70/92/38/12709238.html.
Странно... Меня самого пускают везде...
На странице, куда Вас перенаправили, указано "...oder ist kurzzeitig nicht verf
Уже работает. :wink:
Напоминаю ( см.8-ю страницу темы). :wink:
ЦитироватьЦитироватьГость 22 у Вас в разделе по РД107, РД-108 при сведении разных источников из-за противоречивости сведений в них изложенных получилась неувязка.
В "Краткой хронологии создания двигателя" читаем:
Цитировать23 декабря 1959 г. - первый пуск усовершенствованной МБР Р-7А (8К74). Ракета оснащалась двигателями 8Д74К и 8Д75К. 12 сентября 1960 года ракета Р-7А (8К74) была принята на вооружение и заменила МБР Р-7 (8К71). Позднее эти же двигатели использовались в составе ракеты 8К72К (впоследствии названной "Восток").
10 октября 1960 г. - первый пуск ракеты 8К78 ("Молния") с двигателями 8Д728 (РД-107ММ) и 8Д727 (РД-108ММ) (модифиции двигателей 8Д74К и 8Д75К соответственно) c повышенным удельным импульсом. Позднее эти же двигатели использовались в составе ракет 11А57 ("Восход", первый пуск в 1963 г.), 8К78М ("Молния-М", первый пуск в 1964 г.) и 11А511 ("Союз", первый пуск в 1966 г.)
Далее на той же странице в разделе "Модификации":
ЦитироватьВ 1959 г. был создан Приволжский филиал (филиал № 2) ОКБ-456. С 1960 г., т.е. через год после создания этого филиала, здесь начались работы по созданию новых модификаций двигателей на базе двигателей РД-107 и РД-108.
К настоящему времени были созданы 18 модификаций базовых двигателей РД-107 и РД-108. Основные модернизации двигателя РД-107: 8Д728 (8Д74К), 11Д511 и 14Д22; основные модернизации двигателея РД-108: 8Д75К, 8Д727, 11Д512 и 14Д21.
Двигатели 8Д728 (8Д74К) и 8Д75К
В 1960 г. проводилась отработка двигателей 8Д74К и 8Д75К - первых модификаций двигателей РД-107 (8Д74) и РД-108 (8Д75).
Отличия двигателя 8Д74К от 8Д74 заключались в следующем: на двигателе 8Д74К для уменьшения предстартовых расходов было сокращено число промежуточных ступеней. Запуск двигателя 8Д74К осуществлялся через две промежуточные ступени вместо трех, а выключение - через первую промежуточную ступень. На двигателе 8Д75К увеличивалось время работы на режиме конечной ступени (22 с вместо 10 с на двигателе 8Д75). К началу отработки двигателей 8Д74К и 8Д75К были завершены работы по проверке разработанных мероприятий, направленных на повышение устойчивости рабочего процесса в камерах двигателей. На основании положительных результатов испытаний было сделано заключение о возможности внесения соответствующих изменений в документацию на сборку и испытания двигателей 8Д74К и 8Д75К. Эти двигатели устанавливались на РН 8К78. В дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728.
Двигатели 8Д727 (8Д75М) и 8Д727К (8Д75Ф)
Для увеличения полезной нагрузки РН 8К78 ОКБ-456 в 1961 г. предложило увеличить тягу двигателя 8Д75К на 4 т путем форсирования его на 5% по давлению газов в камерах сгорания, что должно было привести к увеличению удельного импульса тяги на земле на 2.9 с. Работы по созданию двигателя 8Д75К с форсированием номинального режима по давлению газов в камерах сгорания проводились в 1961 - 1963 гг. Двигатель отрабатывался в двух модификациях: 8Д75М - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением с номинального режима без конечной ступени; 8Д75Ф - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением через конечную ступень. В 1961 г. двигателю 8Д75М был присвоен индекс 8Д727, а двигателю 8Д75Ф - индекс 8Д727К. Двигатели 8Д727К совместно с двигателями 8Д728 устанавливались на РН 8К78 и 8К78М, а двигатели 8Д727 совместно с двигателями 8Д728 - на РН 11А57 и 11А511
А на предыдущей странице http://www.lpre.de/energomash/index.htm
в таблице "Основные двигатели разработки НПО Энергомаш "
ЦитироватьРД-107 (8Д74)----Сер. для I ст. Р-7. РН «Спутник», «Восток», «Восход».
РД-107ММ (8Д728)-----Сер. для РН «Молния» (8К78М)
РД-108 (8Д75)---Сер. для II ст. Р-7. РН «Спутник», «Восток», «Восход»
РД-108ММ (8Д727)-------Сер. для РН «Молния» (8К78М)
Видимо правильная информация в разделе "Модификации", что подтверждается данными по ракете 11А57 "Восход" в МПК за 2005 год.
На "Восходе" стояли 8Д727 и 8Д728. :D
А на сайте Энергомаша в очередной раз ошибки. :cry:
Кстати от Вована за утверждение что на 8К74, 8А92 и 8А92М стояли 8Д74К и 8Д75К я уже получил. За что ему очень благодарен. :lol:
Спасибо за замечания! Исправлю, как только на работе работы поменьше будет :)
ЦитироватьНаверное, придется указывать диапазон тяг 150-154 т (168-171 т) с пометкой, почему это сделано.
Тяга на уровне моря НК-15/33 составляла:
- 154,45 тс для центральных ЖРД блока "А" Н-1
- 154 тс - для периферийных ЖРД.
150 тс было только в первоначальном эскизном проекте. Реально двигатель видимо имел тягу 154 тс.
ЦитироватьЦитироватьАга они прям разбежались мне отвечать это для себя просто я интересуюсь двигателями НК-33 НК-19 11Д520 и 11Д122 SSME и собрал много информации
Лучше бы вы собрали для себя один учебник русского языка. Выучили бы - где и когда ставятся запятые.
Да унас на Украине с русским туговато во как! запрещают :twisted:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьАга они прям разбежались мне отвечать это для себя просто я интересуюсь двигателями НК-33 НК-19 11Д520 и 11Д122 SSME и собрал много информации
Лучше бы вы собрали для себя один учебник русского языка. Выучили бы - где и когда ставятся запятые.
Да унас на Украине с русским туговато во как! запрещают :twisted:
:lol: :) :D :lol:
Этапять! Звиняюсь за оффтоп - это самый грамотный ответ блюстителям великого и могучего, который мне только приходилось слышать! :lol:
ЦитироватьНапоминаю ( см.8-ю страницу темы). :wink: ЦитироватьНа "Восходе" стояли 8Д727 и 8Д728. :D
Кстати от Вована за утверждение что на 8К74, 8А92 и 8А92М стояли 8Д74К и 8Д75К я уже получил. За что ему очень благодарен. :lol:
Ещё раз спасибо :)
Если я не ошибаюсь, всё было вот так :) :
1) 8К74 (Р-7А): 1x 8Д75К и 4x 8Д74К.
2) 8К78 ("Молния"): 1x 8Д75К и 4x 8Д74К (в дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728)
3) 11А57 ("Восход") и 11А511 ("Союз"): 1x 8Д727 (8Д75М) и 4x 8Д728 (8Д74К).
4) 8К78М ("Молния-М"): 1x 8Д727К (8Д75Ф) и 4x 8Д728 (8Д74К).
5) 11А511У ("Союз-У"): 1x 11Д511 и 4x 11Д512.
6) 11А511У-2 ("Союз-У2"): 1x 11Д511ПФ и 4x 11Д512.
7) 11А511У-ФГ ("Союз-ФГ"): 1x 14Д21 (11Д511М) и 4x 14Д22 (11Д512М).
То же самое 14А14 ("Союз-2 1А" и "Союз-2 1Б")
Из п.п. 2, 3 и 4 следует, что по крайней мере 8Д74К все же использовался и на Молнии, и на Восходе, но с другим индексом (переименованный). А вот 8Д75 был действительно другой модификации - М (Восход) и Ф (Молния-М) .
По поводу 8К74 - время отработки Р-7А и двигателей 8Д74К и 8Д75К совпадает (начало-середина 1960 г.), а принятие Р-7А на вооружение совпадает с первым пуском Молнии. Какие же двигатели там стояли на самом деле?
ЦитироватьЕсли я не ошибаюсь, всё было вот так :) :
1) 8К74 (Р-7А): 1x 8Д75К и 4x 8Д74К.
Вот в этом случае ошибка. На 8К74, 8К72К, 8А92, 8А92М стояли 8Д74 и 8Д75 без буквы К.
В подтверждение моих слов цитирую свою тему и Вована: "Восток, Восток-2, Восток-2М и Блок Е". (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7593&postdays=0&postorder=asc&start=13)
ЦитироватьРН «Восток» из источника: И.Б. Афанасьев и др. Под ред. Ю.М. Батурина. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. М.: Издательство «РТСофт», 2005, стр. 12-13.
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/de/21135c15bcbb.jpg)
Основные технические характеристики РН 8К72К
(характеристика с кораблем 1КП (ЗКА)
Длина, м 38.360
Максимальный поперечный размер, м 10.303
Масса: стартовая с полезным грузом, т 286.44 (287.00)
в т.ч. компонентов топлива, т 257.60 (257.79)
сухая (с полезным грузом ), т 28.84 (29.11)
Суммарная номинальная тяга ДУ:
на Земле/в вакууме, тс 409.9/501.9
Боковые блоки 1-й ступени (Б, В, Г, Д)
Длина, м 19.825
Максимальный поперечный размер, м 3.820
Максимальный диаметр, м 2.680
Масса: стартовая, т 43.225 (43.25)
в т.ч. компонентов топлива, т 39.50
Двигательная установка: 8Д74 (РД-107)
ном.тяга на Земле/в вакууме, тс 83.5/101.5
уд.импульс на Земле/в вакууме, с 252/308
давление в камере сгорания, атм 59.6
суммарное время работы, с 140
сухая масса, кг 1 155
Время отделения блоков Т+118...119с
Центральный блок 2-й ступени (А)
Длина с переходной фермой, м 28.750
Максимальный диаметр, м 2.950
Масса: стартовая, т 100.4 (100,8 )
в т.ч. компонентов топлива, т 93.0 (93.4)
Двигательная установка: 8Д75 (РД-108)
ном. тяга на Земле/в вакууме, тс 75.9/95.9
уд. импульс на Земле/в вакууме, с 245/309
давление в камере сгорания, атм 52.0
суммарное время работы, с 340
сухая масса, т 1.250
Время отделения блока Т+305...308 с (308...309 с)
Блок 3-й ступени (E)
Длина, м 2.980
Диаметр, м 2.576
Масса: стартовая, без полезного груза, т 7.950 (7.820)
стартовая, с полезным грузом, т 1 2.490 (12.545)
сухая, т 1.346(1.430)
полезный груз, т 4.540 (4.725}
Двигательная установка: 8Д714 (РД-0105) (8Д719 (РД-0109))
номинальная тяга в вакууме, тс 5.04 (5.56)
удельный импульс в вакууме, с 316 (323.5)
давление в камере сгорания, атм 45.9
сухая масса, кг 125 (121)
максимальное время работы, с 450 (430)
Время отделения КК от блока Е Т+730 с (680...690 с)
Головной обтекатель
Длина, мм 6630
Диаметр, мм 2700
Масса, кг 650
Время сброса ГО Т+151... 155 с
"Восток, Восток-2, Восток-2М и Блок Е" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7593&postdays=0&postorder=asc&start=37):
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДанные по первым двум ступеням (Р-7А) берем по РН «Восход» из источника: И.Б. Афанасьев и др. Под ред. Ю.М. Батурина. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. М.: Издательство «РТСофт», 2005, стр. 50. По третьей ступени рт РН 8К72К там же стр.13
Основные технические характеристики РН Восток-М(Восток-2 или 8А92)
(характеристика с ИСЗ Зенит-2 )
Это Вы зря. Двигатели на РН 8А92 и 8А92М как были, так и остались 8Д74 и 8Д75 :wink:
Уже сам нашел на сайте Энергомаша. Только Гость 22 даёт информацию по двигателям 8Д74К и 8Д75К которые ставили на Р-7А. Исправляем! :D
Я не имел в виду 8Д74К и 8Д75К, я имел в виду 8Д74 и 8Д75 :lol:
Так что на Р-7А эти двигатели не стояли? В чём тогда отличие 8А92 от 8К72К?
Или двигатели были те же, но у них просто рос УИ в процессе доработки?
Да, на 2 единицы при переходе от указанных в МПК к двигателям 8А92М
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА у 8А92 двигатели те же , что у 8К72К? В чём тогда отличие 8А92 от 8К72К?
Кстати, да, Вован, я давно хотел узнать: в чём разница между 8К72К и 8А92. Не внесёте ясность?
Пока история умалчивает :cry:
От 8К71 к 8К74 произшли ещё изменения - межбаковый отсек и отсек оборудования у центрального блока стали гораздо меньше. Отсек оборудования вдвое, а межбак почти совсем исчез. Известно, что у 8К72 ("Луна") и 8К72К он был большой, как здесь и нарисовано. А у 8А92 и 8А92М?
У 11А511 они, как у 8К74, что и логично. А, значит, скорее всего, и у 11А59 они такие же. А вот что у "Молний" и поздних "Востоков"?
Андрей, мы всё это в теме "Восток, Восток-2, Восток-2М и Блок Е" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7593&postdays=0&postorder=asc&start=37) обсуждали уже. Здесь речь о двигателях. А они как выясняется на всех Востоках стояли 8Д74 и 8Д75. На Востоке-2М правда УИ был на пару секунд выше, по словам Вована. А уж ему точно можно верить. Он если чего не знает, говорит прямо.
ВОВАН ВСЕГДА ПРАВ!!! :lol:
ЦитироватьОт 8К71 к 8К74 произшли ещё изменения - межбаковый отсек и отсек оборудования у центрального блока стали гораздо меньше. Отсек оборудования вдвое, а межбак почти совсем исчез. Известно, что у 8К72 ("Луна") и 8К72К он был большой, как здесь и нарисовано. А у 8А92 и 8А92М?"?
ЦитироватьНасколько я предполагаю, с целью создания местных усилений нет смысла фрезеровать днища. Они не несут большой нагрузки. Надо фрезеровать стенки баков. Поэтому соратник СП Аркадий Ильич Осташёв писал о создании Р-7А путем модернизации первых двух ступеней, когда было выполнено:
1. Увеличение удельной тяги ЖРД.
2. Создание аппаратуры автономной системы управления уменьшенных габаритов и весов без потери надежности и точности.
3. Снятие с борта системы радиоуправления.
4. Уменьшение веса конструкции корпусов ракетных блоков, включая уменьшение толщины стенок топливных баков введением химического фрезерования.
Химфрезерование привело к незатухающим продольным колебаниям в контуре «кислородный тракт ДУ – конструкция ракеты» боковых блоков. Первая авария по этой причине – 28 апреля 1958 года РН 8А91, потом РН 8К72 – 23 сентября и 12 октября 1958 года. Пришлось вводить кислородный демпфер в боковых блоках. 4 декабря 1958 года – норма работы боковых блоков РН 8К72
ЦитироватьУ 11А511 они, как у 8К74, что и логично. А, значит, скорее всего, и у 11А59 они такие же. А вот что у "Молний" и поздних "Востоков"?
В смысле у 8А92? У Союза, Восхода и Молний точно другие двигатели:
Цитировать2) 8К78 ("Молния"): 1x 8Д75К и 4x 8Д74К (в дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728)
3) 11А57 ("Восход") и 11А511 ("Союз"): 1x 8Д727 (8Д75М) и 4x 8Д728 (8Д74К).
4) 8К78М ("Молния-М"): 1x 8Д727К (8Д75Ф) и 4x 8Д728 (8Д74К).
5) 11А511У ("Союз-У"): 1x 11Д511 и 4x 11Д512.
6) 11А511У-2 ("Союз-У2"): 1x 11Д511ПФ и 4x 11Д512.
7) 11А511У-ФГ ("Союз-ФГ"): 1x 14Д21 (11Д511М) и 4x 14Д22 (11Д512М).
То же самое 14А14 ("Союз-2 1А" и "Союз-2 1Б")
Из п.п. 2, 3 и 4 следует, что по крайней мере 8Д74К все же использовался и на Молнии, и на Восходе, но с другим индексом (переименованный). А вот 8Д75 был действительно другой модификации - М (Восход) и Ф (Молния-М)
.
Где-то была тема о соплах с переменным критическим сечением, но я не смог найти... Поставлю сюда:
Статья из журнала "Двигатель"
ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМОЙ СТЕПЕНЬЮ РАСШИРЕНИЯ СОПЛА
http://engine.aviaport.ru/issues/59/page08.html
Там же еще две статьи:
ГЛАВНЫЙ КОНСТРУКТОР A.M. ИСАЕВ - ВЫДАЮЩИЙСЯ СОЗДАТЕЛЬ ЖРД и ЖРДУ ДЛЯ РАКЕТНО - КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ (к 100-летию со дня рождения)
http://engine.aviaport.ru/issues/59/page04.html
АКАДЕМИК ВАЛЕНТИН ПЕТРОВИЧ ГЛУШКО (к 100-летию со дня рождения)
http://engine.aviaport.ru/issues/59/page02.html
Может, будет интересно студентам и тем, кто иногда считает термодинамику ЖРД:
http://www.lpre.de/resources/software/RPA.htm
Отзывы, пожелания и сообщения об ошибках приветствуются :)
http://www.rapidshare.ru/886953
Интересная информация, в частности, немного о дроссельных параметрах РД-170: при дросселе 50% УИ падает всего на пару единиц.
В вакууме, или на воздухе?
Выложил исправленную и доработанную версию программы на
http://www.lpre.de/resources/software/RPA.htm
Цитироватьhttp://www.rapidshare.ru/886953
Интересная информация, в частности, немного о дроссельных параметрах РД-170: при дросселе 50% УИ падает всего на пару единиц.
Кстати, в программе появилась новая функция: расчет характеристик на режиме дросселирования от 0.1 до 1.5 (по относительному расходу топлива).
Для демонстрации возможностей программы привожу файл с исходными данными для РД-170 и некоторые результаты:
http://www.lpre.de/upload/rd170.properties (файл можно сразу открыть в программе, без изменений).
Результаты
Режим номинальной тяги:
[code]Параметр На уровне моря Расчетный В вакууме Единицы
Расходный комплекс
ЦитироватьНа режиме дросселирования 50% удельный импульс в вакууме 334.7 с (РД-171М).
А на режиме -70% уже 328 сек :wink:
Добавил в базу веществ, используемую RPA, горючие РГ-1, синтин, ксилидин (диметиланилин) и триэтиламин. Для последних двух округленные энтальпии взяты из книги Штехера "Топлива и рабочие тела..." 1976 г., с переводом из килокалорий в Дж.
Если кто-то располагает более современными данными по этим и другим компонентам, прошу помочь в их уточнении...
Добавил возможность поиска оптимального соотношения компонентов. Для этого нужно указать km=0 и не забыть активировать расчет истечения газа из сопла.
Статья в журнале "Двигатель":
РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ПАЙКИ КАМЕР СГОРАНИЯ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ ЖРД
Вячеслав Федорович Рахманин, Владимир Вениаминович Сагалович
http://engine.aviaport.ru/issues/61/page34.html
Перечитывал тут статью об РД-0203/0204 и обратил внимание, что вакуумный УИ 2953 м/с не стыкуется с вакуумной тягой и расходом топлива, да и вообще выглядит заниженным для такого давления в КС. Если данные по тягам и земному УИ верны, то вакуумный должен быть примерно 3082 м/с.
Гость 22, не планируете ли вы из "Однажды и навсегда" выложить фрагменты об РД-120 и РД-170?
ЦитироватьГость 22, не планируете ли вы из "Однажды и навсегда" выложить фрагменты об РД-120 и РД-170?
Вообще-то нет, не планировал, но могу отсканировать, если есть интерес. Попробую сделать на днях.
ЦитироватьЦитироватьГость 22, не планируете ли вы из "Однажды и навсегда" выложить фрагменты об РД-120 и РД-170?
Вообще-то нет, не планировал, но могу отсканировать, если есть интерес. Попробую сделать на днях.
Если ли еще надежда увидеть эти главы?
Вопрос возник по одной формуле в http://lpre.de/resources/software/rpa/RPA_LiquidRocketEngineAnalysis.pdf . Именно, по формуле 5 на стр. 4:
NS
SUMMA a(i,j)*m(i)*n(j) - b(i,0) = 0
j = 1
здесь имеется в виду сохранение числа атомов каждого элемента до и после реакции.
Если, как пишется, a(i,j) - это число атомов элемента j в каждой моли вещества i, m(i) - атомная масса элемента, а n(j) - число молей вещества j, то просуммированное произведение этих трёх величин - это масса всех атомов элемента j во всех веществах. В то же время b(i,0), как пишется - это число атомов данного элемента в системе... несовпадение размерности? Может быть, под b подразумевалась общая масса атомов каждого элемента?
У меня ощущение, что они они определение b неправильно дали. Смотрите - первое произведение под сигмой, после суммирования, дает массу элементов в системе. Так что второе слагаемое должно давать ту же сумму, очевидно, а любой стадии протекания реакции до удаления ее продуктов из зоны реакции.
Когда они делят оба члена на m (индексы я опускаю), то получают формулу (7).
Так что по смыслу - b это масса атомов данного элемента в продуктах реакции.
Т.е., просто извращенно записаный закон сохранения.
Сейчас полистал файл и понял, что он мне напоминает. И где искать это дело на русском. Совершенно аналогичные формулы применяются для термодинамического расчета печей, и есть в учебниках по теплотехнике.
PS моль - это ОН, а не ОНА. Если мы говорим не о той, что размножается в одежде :)
Цитировать...несовпадение размерности? Может быть, под b подразумевалась общая масса атомов каждого элемента?
Да, конечно, это масса. В документе ошибка.
Произошла она от того, что в этой части у меня было два варианта. В начальном варианте материальный баланс действительно вычислялся через постоянное число атомов каждого элемента. В финальном варианте он был заменен на более удобный баланс масс. Формулы я изменил, а вот описание - забыл.
Кстати, в русском варианте описания алгоритма стоит правильное наименование: "b^0_i - масса атомов i-го химического элемента во всех соединениях изолированной термодинамической системы" (я тебе его высылал, см. формулу без номера на стр. 3)
Спасибо за указание на ошибку в английском варианте. Сообщай и о других тоже :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьГость 22, не планируете ли вы из "Однажды и навсегда" выложить фрагменты об РД-120 и РД-170?
Вообще-то нет, не планировал, но могу отсканировать, если есть интерес. Попробую сделать на днях.
Если ли еще надежда увидеть эти главы?
Я "дико извиняюсь"... Всё никак не соберусь отсканировать...
ЦитироватьТ.е., просто извращенно записаный закон сохранения.
В чем же состоит его
извращенность?
Есть большое количество вариантов записи закона сохранения вещества. Кому-то известен только один из них, но это вовсе не свидетельствует об извращенности остальных... ;)
ЦитироватьСейчас полистал файл и понял, что он мне напоминает. И где искать это дело на русском. Совершенно аналогичные формулы применяются для термодинамического расчета печей, и есть в учебниках по теплотехнике.
В самом документе в разделе References указано, где можно найти "аналогичные формулы", в том числе и на русском.
Кстати, под номером 8 там стоит:
ЦитироватьСинярёв Г.Б., Ватолин Н.А., Трусов Б.Г., Моисеев Г.К. Применение ЭВМ для термодинамических расчётов металлургических процессов. — М.:Наука, 1982.
Это тот самый Трусов - атвор известной термодинамической программы Астра, применимой также для расчета РД.
На этой странице http://www.lpre.de/sntk/index.htm в таблице ошибка: НК-21 имел индекс 11Д59, а не 11Д54 (11Д54 это неподвижный вариант 11Д57).
ЦитироватьВ чем же состоит его извращенность?
Ну, например в том, что даже в такой примитивной форме умудрились нахомутать. Примитивной - потому что не учтено взаимодействие со стенками камеры.
(В общем случае - если давление на срезе сопла меньше атмосферного, то и атмосферу как-то учитывать надо).
Нет, я все не о том говорю. Просто нормальная запись это постоянство числа атомов каждого вида, отсюда постоянность сигм.
Иначе говоря, чтобы тривиальный факт расписать непонятно, нужен особый талант.
Что интересно, это изменение теплоемкости пишут по четвертой степени (у нас по третьей). то если я все правильно понял - в детали не вникал.
Цитироватьатвор известной термодинамической программы Астра
Вы сами и подтвердили. Считают как печку - т.е. поточную систему. Все "неидеальности", например, завесу - ф топку.
И вечные "полуэмпирические" формулы. Ну ладно, здесь цензурные слова кончаются. Зато начинается понимание, отчего прогарают камеры.
------------
правка - убил дублирование слова.
ЦитироватьНа этой странице http://www.lpre.de/sntk/index.htm в таблице ошибка: НК-21 имел индекс 11Д59, а не 11Д54 (11Д54 это неподвижный вариант 11Д57).
Да, правильно. Спасибо.
ЦитироватьЦитироватьВ чем же состоит его извращенность?
Ну, например в том, что даже в такой примитивной форме умудрились нахомутать.
Из Вашего ответа я так и не понял, в чем состоит извращенность используемой мной формы записи закона сохранения вещества. В чем именно я "нахомутал"? Укажите на ошибку, пожалуйста.
Пока что я не вижу ни извращенности, ни "хомутания". Есть обычная опечатка в описании формулы, но вовсе не в самой формуле, что видно из всего дальнейшего вывода системы уравнений.
ЦитироватьПримитивной - потому что не учтено взаимодействие со стенками камеры.
Ну, пусть форма записи будет примитвная... :) Однако в чем она ошибочна, особенно с учетом принятых в алгоритме допущений?
Цитировать(В общем случае - если давление на срезе сопла меньше атмосферного, то и атмосферу как-то учитывать надо).
Во-первых, в программе учитывается отрыв потока от стенки сопла (насколько это возможно с применением одномерной модели течения), хотя в описании алгоритма это никак не отражено. Во-вторых, на термохимические процессы в камере сгорания (а именно для этого программа предназначена в первую очередь) это совершенно никак не влияет (и именно поэтому этот учет отсутствует в описании алгоритма).
ЦитироватьПросто нормальная запись это постоянство числа атомов каждого вида, отсюда постоянность сигм.
Кроме известной Вам "нормальной записи" есть и другие, ничуть не менее корректные.
ЦитироватьИначе говоря, чтобы тривиальный факт расписать непонятно, нужен особый талант.
Это точно... Я до сих пор не понимаю, о чем Вы вообще говорите ;) Где ошибка в формуле 5?
ЦитироватьЧто интересно, это изменение теплоемкости пишут по четвертой степени (у нас по третьей). то если я все правильно понял - в детали не вникал.
Если Вы говорите об аппроксимирующих полиномах, то на самом деле это не принципиально - это всего лишь другая форма представления табличных исходных данных о термодинамических свойствах веществ.
ЦитироватьЦитироватьатвор известной термодинамической программы Астра
Вы сами и подтвердили. Считают как печку - т.е. поточную систему. Все "неидеальности", например, завесу - ф топку.
А я ничего и не отрицал... ;)
Хотя, справдливости ради замечу, что это печку считают как РД, а не наоборот :D Потому что впервые компьютерное моделирование термодинамических процессов было сделано именно для РД, и уже значительно позже разработанные алгоритмы стали применяться для расчета печей и других "не-аэрокосмических" процессов.
А насчет "ф топку" Вы ошибаетесь. Обсуждаемый здесь алгоритм и программа на его основе - не единственные существующие в своем роде :)На самом деле те, кому это нужно, всё считают, в том числе неидеальности и нестационарности.
Во-первых, насчет "нахомутал" - это про авторов. И связано с замеченным Амвичем.
Во-вторых, вопрос о том, откуда пошли методы расчетов - крайне темен. Встречал и такую версию, что первые поколения РД считали по общей теплотехнической методе.
В третьих, неизвращенная формулировка, в моем понимании, не разностная. То есть, сигма числа (или массы) атомов каждого элемента равна константе. А когда из формул вымывается физический смысл, то ошибиться становится значительно легче.
ЦитироватьВо-первых, насчет "нахомутал" - это про авторов. И связано с замеченным Амвичем.
Питер, Гость уже объяснил эту опечатку.
ЦитироватьВо-вторых, вопрос о том, откуда пошли методы расчетов - крайне темен. Встречал и такую версию, что первые поколения РД считали по общей теплотехнической методе.
Была, помнится, эмпирическая формула, которая позволяла оценивать теплопоток в цилиндрической части камеры. Была также космическая гонка, когда в различные ракетные разработки вкладывались куча денег и новейшие технологии, включая компьютерные и новые методы моделирования. Сильно подозреваю, печам тогда меньше доставалось внимания :) и просто результаты работ над двигателями использовались, в готовом виде, для печей. Сейчас, конечно, благодаря проделанной работе возможны гораздо более точные расчёты.
ЦитироватьВ третьих, неизвращенная формулировка, в моем понимании, не разностная. То есть, сигма числа (или массы) атомов каждого элемента равна константе. А когда из формул вымывается физический смысл, то ошибиться становится значительно легче.
Физически проще так, математически - эдак. Там дальше применение метода идёт, там нули в правой стороне вполне осмыслены.
Хотелось бы, конечно, чтобы Гость нашёл ещё время и продолжил свои доблестные труды :) .
В таблице на странице http://www.lpre.de/sntk/index.htm в графе "Назначение" по НК-9 и НК-9В нужно указать ГР-1. Кстати на Р-9М на второй ступени НК-9В не должен был использоваться. Там планировалась связка из четырёх 11Д33 (http://www.buran.ru/htm/gud%2012.htm).
Кроме того можно упомянуть кислородно-водородные НК-5 и НК-35:
http://www.aviation.ru/engine/NK/story1/page39.html
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml
http://cosmopark.ru/lpe.html
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/molodtsov/01/06.html
ЦитироватьВо-первых, насчет "нахомутал" - это про авторов. И связано с замеченным Амвичем.
Ну так я и есть автор того документа :) Где и как я "нахомутал"? Только опечаткой в пояснительной текстовой части? ;)
ЦитироватьВо-вторых, вопрос о том, откуда пошли методы расчетов - крайне темен. Встречал и такую версию, что первые поколения РД считали по общей теплотехнической методе.
Конечно, начинали с "общей теплотехнической методы" с расчетом по главной реакции :)
Однако модели и программы для произвольного количества реакций впервые были применены для двигателей (насовцами Zeleznik, Gordon и McBride в конце 1950-х), и только значительно позже (лет на 25-30) началось их использование в других областях.
В СССР в 1956 году под редакцией Глушко выпущен справочник "Термодинамические свойства компонентов продуктов сгорания", а в 1971 г. переиздан под названием "Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания" авторами-ракетчиками Алемасовым, Дрегалиным и Тишиным, и также под редакцией Глушко. Все последующие издания тоже выходили под его редакцией.
Наверняка именно этот справочник и изложенные в нем методы расчета применяются также для расчета печей ;)
И вообще, центр данных о термодинамических свойствах индивидуальных веществ РАН носит имя своего основателя В.П.Глушко.
Так что ничего темного в этом вопросе нет.
ЦитироватьВ третьих, неизвращенная формулировка, в моем понимании, не разностная. То есть, сигма числа (или массы) атомов каждого элемента равна константе. А когда из формул вымывается физический смысл, то ошибиться становится значительно легче.
Ну Вы даёте... Простейшее арифметическое действие (перенос свободного члена уравнения из правой части в левую) Вы называете "извращением" и "вымыванием физического смысла"? :D
Представляю себе, как учительница дает задание ученикам: "А теперь
извратите это уравнение так, чтобы справа от знака равенства стоял 0" :D
Цитировать...
Спасибо, Salo.
ЦитироватьНу так я и есть автор того документа Где и как я "нахомутал"? Только опечаткой в пояснительной текстовой части?
Да. Ошибка в сущности определения - этого мало?
Цитироватьмодели и программы для произвольного количества реакций впервые были применены для двигателей (насовцами Zeleznik, Gordon и McBride в конце 1950-х), и только значительно позже (лет на 25-30) началось их использование в других областях.
А вот почему-то в книжках 50-х годов я видел ту же логику. Может, она была всеобщей? И в "справочнике химика" не ленились писать термодинамку для этих нестабильных соединений.
Цитироватьцентр данных о термодинамических свойствах индивидуальных веществ РАН носит имя своего основателя В.П.Глушко.
Носить им не переносить. Хотя то что она открыта и доступна - огромаднейший плюс.
ЦитироватьПростейшее арифметическое действие (перенос свободного члена уравнения из правой части в левую)
Как ни странно, в этом случае - да. Ибо эти две части относятся к двум разным моментам времени.
Я поясню на аналогии с рекой. Вот она себе течет. В мгновенном сечении закон сохранения вроде как соблюдается. Только вот ближе к устью реки становитятся полноводней. Потому, что в нее впадают речки помельче, вода туда-сюда фильтруется...
В реальном двигателе, скажем, может быть сброс газов от ТНА. Так просто или для управления.
Поэтому для проведения такого простого арифетического действия нужно оговаривать его условия. Т.е., что в ходе его никакого массообмена со средой не происходит. Что является очень неочевидным (часто - неправильным) приближением.
Я очень коряво, но, думаю, пояснил, о чем говорю?
PS Ссылка на печки - это была попытка дать "наводку" на безусловно открытые материалы на русском.
ЦитироватьОшибка в сущности определения - этого мало?
Это опечатка. Досадная, но всего лишь опечатка (точнее - неисправленный текст, оставшийся от предыдущей версии текста). В самой формуле и её дальнейшем использовании нет ни ошибки, ни "извращения" (по крайней мере, ни Вы, ни кто-либо иной ошибок в выводе финальных итерационных уравнений
пока не нашли :)). Иначе бы программа давала неверные результаты.
ЦитироватьЦитироватьмодели и программы...
А вот почему-то в книжках 50-х годов я видел ту же логику. Может, она была всеобщей?
Вообще-то, используемый метод расчета (логика) был предложен намного раньше: Гиббсом еще в конце девятнадцатого века. Разумеется, этот метод стал всеобщим :) Вот только до того, как за проблему взялись ракетчики, на практике применялись только простейшие варианты расчета: как правило, по одной главной реакции. В лучшем случае - по двум-трем хорошо известным реакциям.
ЦитироватьКак ни странно, в этом случае - да. Ибо эти две части относятся к двум разным моментам времени. ... для проведения такого простого арифетического действия нужно оговаривать его условия. Т.е., что в ходе его никакого массообмена со средой не происходит. Что является очень неочевидным (часто - неправильным) приближением.
Все эти условия оговариваются
до составления уравнения сохранения вещества, независимо от формы его записи: с размещением свободного члена слева или справа от знака равенства. Перенос членов уравнения через знак равенства (так же, как и приведение подобных членов, раскрытие скобок, разложение на множители и т.д.) диктуется только удобством, не требует никаких оговорок и ни в коем случае не является приближением. Это
тождественное преобразование. Поэтому если Вы считаете "разностную" форму извращенной, то и форма записи с равенством обязана быть извращенной :D
По поводу исходных условий... Общепринятый метод термодинамического расчета горения предполагает наличие равновесия всех реакций при мгновенной скорости их протекания (или при времени протекания реакций существенно меньше времени, необходимого для покидания реагентами зоны реакции). При этом неравновесность учитывается замораживанием всех или части реакций.
Методы расчета с учетом реальной кинетики и массообмена относятся к другому классу задач. Обсуждаемые здесь алгоритм и программа на его основе к ним не относятся. Вы, очевидно, не обратили на это внимание.
Я думаю, мы друг друга поняли.
Реальная модель - она где-то у серьезных дядь есть. А иметь модель +-3% это настолько офигительно, что перед сделавшим ее преклоняюсь.
Я отчего в спор-то полез - кинетикой, особенно в случае твердотопливников, пренебрегать никак нельзя... И завесой в случае ЖРД. И газовыми рулями.
Кстати, я у нас в институте - всех, кто работает по твердым топливам, ткнул носом в Propep. Мне бы хотелось написать, что был шок - но нет, все на английском, интерфейс непонятный. И так спокойно меряют то, что там считается за минуту... Что характерно, при тех же погрешностях.
Выложены таблицы по двигателям КБХМ:
http://www.lpre.de/kbhm/index.htm
Все таблицы на этой странице составлены Salo, за что ему большое спасибо!
Цитироватькинетикой, особенно в случае твердотопливников, пренебрегать никак нельзя... И завесой в случае ЖРД. И газовыми рулями.
Кстати, я у нас в институте - всех, кто работает по твердым топливам, ткнул носом в Propep. Мне бы хотелось написать, что был шок - но нет, все на английском, интерфейс непонятный. И так спокойно меряют то, что там считается за минуту... Что характерно, при тех же погрешностях.
Интересно, а какой именно шок Вы ожидали: от ужаса или восторга? :)
Ведь propep тоже не учитывает ни кинетику, ни завесы, ни газовые рули...
Цитироватькинетикой, особенно в случае твердотопливников, пренебрегать никак нельзя...
Никто не пренебрегает, для этого есть другое ПО. Propep делает тоже самое что и люди до появления компов, причем не графически по таблицам, а напрямую, т.е. точнее.
"Двигатель второй ступени ракеты БРПЛ Р-27К. Двукратное включение."
Кстати, его называют вторым утопленником.
Значит надо добавить в графу "Назначение".
В таблице упомянуты Р-27М и Р-29М. Насколько я знаю, это были лишь проекты. Неужели под них ьыли разработаны (и даже испытаны) двигатели?
По 4Д76М я так и пишу "проект", а на Р-27М те же двигатели, что и на Р-27.
Насколько я понял из книги ГРЦ проект Р-27М превратился в Д-5М, т.е. переделку Д-5 (Р-27) с моноблока под РГЧ.
На сайте МАИ
http://www.mai202.ru
добавились новые работы, которые неплохо бы включить в список литературы.
Интересная работа по водородникам расширительного цикла:
http://www.mai202.ru/publication/PDF/DETERMINATION%20METHOD%20OF%20OPTIMUM%20MAIN%20DESIGN%20PARAMETERS.pdf
ЦитироватьГость 22, не планируете ли вы из "Однажды и навсегда" выложить фрагменты об РД-120 и РД-170?
Извиняюсь за столь длительную задержку... :oops:
Два отрывка из книги в виде сканов (без распознавания):
http://www.lpre.de/upload/RD-120_170_scans.zip
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=463785#463785
ЦитироватьПотому что сайты предприятий космопрома делают люди гораздо менее заинтересованные, чем обычные любители. В итоге среди очень полезной информации встречаются досадные ошибки, смазывающие всю картину. У Энергомаша, например, давление в РД-180 указано 272 атм вместо 262.
А ведь действительно странно: УИ РД-180 находится посередине между РД-170 и РД-191, а давление выше чем у РД-191 аж на 10 атм.
К тому же сам Каторгин говорит о 260 атм:
http://vivovoco.rsl.ru/VV/JOURNAL/VRAN/2004/04_06/ROCKET.HTM
ЦитироватьДвухкамерный двигатель РД-180 (рис. 6) с давлением в камере сгорания 260 атм был создан в рекордно короткие сроки. Через три года и десять месяцев после заключения контракта на разработку двигателя состоялся первый успешный коммерческий полет ракеты "Атлас III" с российским двигателем РД-180.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59952.gif)
В справочнике "Двигатели" тоже 260 атм.
У Вэйда тоже: http://www.astronautix.com/engines/rd180.htm
На сайте P&W (http://www.pw.utc.com/vgn-ext-templating/v/index.jsp?vgnextoid=dc0f34890cb06110VgnVCM1000004601000aRCRD) по РД-180 приведена цифра 3722 psia, что соответствует 261,68 атм.
Кое какая новая информация по НК-33:
http://www.sntk-odk.ru/
ЦитироватьКое какая новая информация по НК-33:
http://www.sntk-odk.ru/
За 2008г. :?:
PS Еще и браузер падает на этом сайте :twisted:
У меня не падает. А НК-33 в каком году сделали? :wink:
ЗЫ: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=566935#566935
ЦитироватьУ меня не падает.
Там у них криво сделанная корпоративная страница.
Мда, я что-то там ничего нового не нашел. Плохо искал?
Параметры настройки, схема, габаритные размеры.
Сравните http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm
ЦитироватьКое какая новая информация по НК-33:
http://www.sntk-odk.ru/
Новая информация действительно есть. Спасибо за ссылку.
Но сайт сделан настолько криво, что достоверность цифр вызывает сомнения :(
Например, указана масса залитого двигателя 13
83,0 кг, при этом на сайте Моторостроителя http://motor-s.ru/NK33.htm указана масса 13
93,0 кг. Где опечатка?
Еще пример: во многих источниках указывается давление в КС 14.83
МПа, а на сайте СНТК - 148,3
кгс/см
ЦитироватьЦитироватьКое какая новая информация по НК-33:
http://www.sntk-odk.ru/
Новая информация действительно есть. Спасибо за ссылку.
Но сайт сделан настолько криво, что достоверность цифр вызывает сомнения :(
Например, указана масса залитого двигателя 1383,0 кг, при этом на сайте Моторостроителя http://motor-s.ru/NK33.htm указана масса 1393,0 кг. Где опечатка?
Еще пример: во многих источниках указывается давление в КС 14.83 МПа, а на сайте СНТК - 148,3 кгс/см
Кстати, а какой диаметр сопла у НК-39?
ЦитироватьКое какая новая информация по НК-33:
http://www.sntk-odk.ru/
вот это?
http://www.sntk-odk.ru/production/zhrd.html
ЦитироватьКстати, а какой диаметр сопла у НК-39?
Что-то около 2 м. Забыл, где точнее посмотреть. :cry:
У НК-39 диаметр 1300 мм, у НК-31 диаметр 1400 мм.
Источник справочник "Двигатели".
ЦитироватьУ НК-39 диаметр 1300 мм, у НК-31 диаметр 1400 мм.
Источник справочник "Двигатели".
Что-то мало, ну ладно...
Значит 2 НК-39 хорошо поместятся, даже с учетом качания, в диаметр 3800 :)
С учётом качания поместятся НК-31. :wink:
ЦитироватьУ НК-39 диаметр 1300 мм, у НК-31 диаметр 1400 мм.
Источник справочник "Двигатели".
Согласно чертежам А.Шлядинского, диаметр среза сопла НК-39 составлял 1840 мм :roll:
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/233/nk-39k-1.jpg)
(http://www.leninsk.ru/gallery/albums/userpics/10003/03-%D0%9C%D0%BE%D0%BD%D1%82%D0%B0%D0%B6.jpg)
Померял на фото: диаметр двух сопел составляет примерно треть диаметра нижнего среза ступени. Если считать диаметр ступени равным 8 метрам, то диаметр одного сопла примерно 1,3-1,4 м. Впрочем можно спросить Вована и Шлядинского.
Гость 22, Вы это заметили?
ЦитироватьНа сайте P&W (http://www.pw.utc.com/vgn-ext-templating/v/index.jsp?vgnextoid=dc0f34890cb06110VgnVCM1000004601000aRCRD) по РД-180 приведена цифра 3722 psia, что соответствует 261,68 атм.
Ну и ещё ряд постов на ту же тему парой страниц ранее.
Цитироватьhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=463785#463785ЦитироватьПотому что сайты предприятий космопрома делают люди гораздо менее заинтересованные, чем обычные любители. В итоге среди очень полезной информации встречаются досадные ошибки, смазывающие всю картину. У Энергомаша, например, давление в РД-180 указано 272 атм вместо 262.
А ведь действительно странно: УИ РД-180 находится посередине между РД-170 и РД-191, а давление выше чем у РД-191 аж на 10 атм.
К тому же сам Каторгин говорит о 260 атм:
http://vivovoco.rsl.ru/VV/JOURNAL/VRAN/2004/04_06/ROCKET.HTM
ЦитироватьДвухкамерный двигатель РД-180 (рис. 6) с давлением в камере сгорания 260 атм был создан в рекордно короткие сроки. Через три года и десять месяцев после заключения контракта на разработку двигателя состоялся первый успешный коммерческий полет ракеты "Атлас III" с российским двигателем РД-180.
УИ РД-180
выше, чем у РД-191:
РД-191 - 310.7 / 337 с (земной / пустотный)
РД-180 - 311.3 / 337.8 с (земной / пустотный)
http://www.npoem.ru/engines/rd191/
http://www.npoem.ru/engines/rd180/
Так что более высокое давление в КС у РД-180 выглядит правдоподобно.
Насчет величины самого давления:
В справочнике "Двигатели" (2000 г.) указано 26.0 МПа
На сайте P&W - 3722 psia = 25.66 МПа = 253.27 атм
В статье Каторгина (2004 г) и
старых (2000-2002 гг) проспектах - 262 атм = 26.55 МПа.
На сайте Энергомаша - 272 кг/см2 = 26.67 МПа = 263.25 атм (тоже самое в наиболее свежих проспектах, которые есть у меня, а также в книге "НПО Энергомаш - путь в ракетной технике", 2004 г.).
Думаю, что наиболее точная цифра - 26.67 МПа (272 кг/см2). На неё и исправлю таблицу на сайте :)
Скорее всего, на каком-то этапе (1995-2004) давление в РД-180 действительно было ниже, чем в РД-191, но затем было повышено.
Кстати, цифра с сайта P&W вообще какая-то левая.
P.S. атм и кг/см2 - не одно и то же!
1 атм = 101325 Па
1 кг/см2 = 98066.5 Па
Ну и заодно :): 1 psia = 6894.757 Па
ЦитироватьP.S. атм и кг/см2 - не одно и то же!
1 атм = 101325 Па
1 кг/см2 = 98066.5 Па
P.P.S.
1 ат = 1 кг/см2
1 ат НЕ равен 1 атм
http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm#modif
Цитировать. . .
Модификации[/size]
Отличия между РД-170 и РД-171
В двигателях РД-170 и РД-171 применены разные варианты качания камер и органов управления отклонением ими.
Камеры двигателя РД-170 в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. В
Камеры сгорания двигателя РД-171 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
ЦитироватьЦитироватьХоть и уважаемый сайт, но тоже в лужу сел.
На РД-170, насколько я знаю, применяется качание камер не в радиальных, а в обоих плоскостях одновременно. Это хорошо видно было при огневых испытаниях (в фильме о создании РД-170).
На сайте указано, что камеры РД-170 качаются в двух плоскостях.
Но в составе ДУ блока А Энергии камеры отклонялись в радиальной плоскости (программа управления такая была). Впрочем, возможно это не так. Подскажите, кто знает наверняка.
ЦитироватьНасколько помню, все четыре камеры блока А отклонялись синхронно в двух плоскостях.
Для
управления в нормальном (да и в аварийном) полете используется, как и указал Дмитрий, качание в двух плоскостях всех 4 камер синхронно.
Но для компенсации возмущающего момента из-за отказавшего движка действительно нужно все сопла противолежащего движка (или даже обоих движков параблока) отклонить (в новое постоянное положение) в радиальной плоскости, но - относительно общей оси, проходящей через ц.м. РН, а не продольную ось двигателя. А их последующее качание
для создания упрвляющих усилий будет создаваться как и раньше, в тангенциальном
относительно ц.м. РН направлении.
Цитировать...
Цитировать...
Цитировать...
"Вас понял, спасибо за информацию" (C) В.Морозов :)
Сделал соответствующие изменения на сайте.
Доклады по японским безгенераторным двигателям:
MB-60:
http://www.lpre.de/resources/articles/2009-a-03.pdf
LE-X:
http://www.lpre.de/resources/articles/2009-a-04.pdf
http://www.lpre.de/resources/articles/2009-a-05.pdf
ПГС РД-171 (немного подробнее, чем до сих пор были в сети):
http://www.lpre.de//energomash/RD-170/img/RD-171.jpg (картинка 2245 x 1588)
Пояснительная надпись к ней:
http://www.lpre.de//energomash/RD-170/img/RD-171_legend.jpg
ЦитироватьЦитироватьУ НК-39 диаметр 1300 мм, у НК-31 диаметр 1400 мм.
Источник справочник "Двигатели".
Согласно чертежам А.Шлядинского, диаметр среза сопла НК-39 составлял 1840 мм :roll:
(http://d.foto.radikal.ru/0607/e2bce1ec3a48.jpg)
Это ведь НК-19(НК-9В). Мне кажется не больше 1,5 м.
RPA 1.0
http://software.lpre.de/
Наверное есть смысл добавить эту ссылку в раздел "Публикации":
http://publications.ssau.ru/files/VESTNIK_SGAU/7/27.pdf
И ещё:
http://publications.ssau.ru/files/VESTNIK_SGAU/8/19.pdf
Обновлена страница с описанием РД-253:
http://www.lpre.de/energomash/RD-253/index.htm
Уточненна ПГС, расширено описание агргегатов.
Доклады с AIAA Joint Propulsion Conferences:
Rachuk, Dmitrenko, Buser, Minick.
Single Shaft Turbopump Expands Capabilities of Upper Stage Liquid Propulsion (http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2008-4946.pdf).
Demyanenko, Dmitrenko, Rachuk, Shostak, Minick, Bracken, Buser
Single-Shaft Turbopumps in Liquid Rocket Engines (http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4377.pdf).
Demyanenko, Dmitrenko, Ivanov, Pershin
Turbopumps for Gas Generator and Staged Combustion Cycle Rocket Engines (http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2005-3946.pdf).
Katorgin, Chvanov, Chelkis, Popp, Tanner, vanGiessen, Connally
RD-180 Engine Production and Flight Experience (http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2004-3998.pdf).
Для любителей посчитать :):
RPA v.1.0.10
http://software.lpre.de/downloads.htm
ЦитироватьДля любителей посчитать :):
RPA v.1.0.10
http://software.lpre.de/downloads.htm
А что добавилось? :)
ЦитироватьЦитироватьДля любителей посчитать :):
RPA v.1.0.10
http://software.lpre.de/downloads.htm
А что добавилось? :)
На странице http://software.lpre.de/downloads.htm есть список изменений.
Учебные пособия кафедры А3 БГТУ (Военмех):
Учебно-методическое пособие по лабораторной работе «Изучение изделия РД-253» (http://www.lpre.de/resources/books/RD-253.zip)
Учебно-методическое пособие по лабораторной работе «Изучение изделий РД-107 и РД-108» (http://www.lpre.de/resources/books/RD-107.zip)
Учебно-методическое пособие по лабораторной работе «Изучение изделия 8Д44» (http://www.lpre.de/resources/books/8D44.zip)
Учебно-методическое пособие по лабораторной работе «Изучение изделия С15400» (http://www.lpre.de/resources/books/S15400.zip)
Учебно-методическое пособие по лабораторной работе «Изучение изделия 5Д12» (http://www.lpre.de/resources/books/5D12.zip)
Размещены на www.lpre.de , взяты с сайта кафедры А3 Военмеха: http://a3-bgtu.narod.ru/download.htm
ЦитироватьДля любителей посчитать :):
RPA v.1.0.10
http://software.lpre.de/downloads.htm
Там же выложен вариант RPA для Mac OS X (для версий начиная с 10.5)
Прошу прощение за кросспостинг, но, думаю, он в данном случае оправдан.
Фильм про БРСД 8К65: http://rutube.ru/tracks/2933392.html Очень подробно описан его двигатель.
RPA - tool for rocket propulsion analysis
Выложена версия 1.1.4
http://software.lpre.de/downloads.htm
Основное изменение - улучшен алгоритм расчета свойств продуктов сгорания с большим количествтом конденсированной фазы, в том числе с межфазовыми переходами "тв"-"ж".
ТНА из студенческой курсовой работы:
http://www.mai202.ru/images/StudentProjects/TNA.jpg
ТНА "срисован" с РД-180 с многочисленными упрощениями (это ведь всего лишь курсовик), но, несмотря на это, дает представление о компоновке ТНА прототипа.
ЦитироватьОсновное изменение - улучшен алгоритм расчета свойств продуктов сгорания с большим количествтом конденсированной фазы, в том числе с межфазовыми переходами "тв"-"ж".
А какие улучшения кроме межфазовых преходов?
ЦитироватьА какие улучшения кроме межфазовых преходов?
Улучшена стабильность (ранние версии иногда не могли завершить расчет, если соотношение компонентов очень сильно отличалось от стехиометрического, или если имел место межфазовый переход тв-ж); поиск оптимального соотношения делается с учетом коэффициентов камеры и сопла; то же самое при расчете УИ в модуле nested analysis; исправлена пара ошибок.
Что-то не могу алюминий найти, он есть? :)
ЦитироватьЧто-то не могу алюминий найти, он есть? :)
Конечно.
И даже в трех состояниях: AL(cr), AL(L) и просто AL :)
ЦитироватьЦитироватьЧто-то не могу алюминий найти, он есть? :)
Конечно.
И даже в трех состояниях: AL(cr), AL(L) и просто AL :)
Ну вот, жму Add и там в-ва от (CuO)x(Cr2O3)y до ZnO, на букву A только Air...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧто-то не могу алюминий найти, он есть? :)
Конечно.
И даже в трех состояниях: AL(cr), AL(L) и просто AL :)
Ну вот, жму Add и там в-ва от (CuO)x(Cr2O3)y до ZnO, на букву A только Air...
Активируйте флажок "Show complete list...", список станет существенно длиннее.
Кстати, рекомендую обновить файл с термодинамическими свойствами компонентов (он обновлялся после выхода RPA 1.1.4):
скачайте файл http://software.lpre.de/downloads/thermo/thermo.inp и сохраните в папке resources
Новый файл содержит данные о следующих компонентах/продуктах: ZnCL, ZnCL2, ZnCL2(a), ZnCL2(L), ZnO, ZnO(a), ZnO(L), ZnS, ZnS(a), ZnS(b), Zn(OH)2(a).
ЦитироватьАктивируйте флажок "Show complete list...", список станет существенно длиннее.
Спасибо, разобрался.
В Express Thermodynamic Analysis сделал monopropellant NH4CLO4(I) - 0.68, HTPB - 0.12, Al - 0.2 с давлением в кс 30атм и nozzle exit condition pressure 1атм. Получился уи 263.32сек.
А PROPEP выдает 235.0-241.3сек. Кому верить? :roll:
ЦитироватьПолучился уи 263.32сек.
А PROPEP выдает 235.0-241.3сек. Кому верить? :roll:
263 сек - это в вакууме, наверное? При этом на расчетном режиме (давление окружающей среды = давлению на срезе сопла) УИ должен быть ~240 с.
Вообще, что касается различия с propep: большую роль в этом играют исходные данные. Источник и точность большинства данных в propep неизвестны, RPA использует данные из таблиц JANAF, справочника по ред,Глушко и др. надежных источников.
Так что верьте RPA :) Я его с насовской CEA сравнивал, результаты сходятся (см. раздел Verification на http://software.lpre.de/theory.htm )
ЦитироватьЦитироватьПолучился уи 263.32сек.
А PROPEP выдает 235.0-241.3сек. Кому верить? :roll:
263 сек - это в вакууме, наверное?
Нет, вакуум - 296.58. Возможно, я что-то не так делаю, могу кинуть скриншот.
ЦитироватьИсточник и точность большинства данных в propep неизвестны, RPA использует данные из таблиц JANAF, справочника по ред,Глушко и др. надежных источников.
У пропепа из JANAF данные.
ЦитироватьТак что верьте RPA Я его с насовской CEA сравнивал, результаты сходятся
PROPEP тоже вроде сходился :)
ЦитироватьЦитироватьИсточник и точность большинства данных в propep неизвестны, RPA использует данные из таблиц JANAF, справочника по ред,Глушко и др. надежных источников.
У пропепа из JANAF данные.
В DAF-файл PROPEP было много добавлено/изменено различными ракетчиками-любителями, причем не только из JANAF. К тому же NASA для CEA использует данные как из JANAF, так и Гурвича (как они справочник под ред. Глушко называют), в пропорции примерно 50/50. Очевидно, не без оснований.
ЦитироватьЦитироватьТак что верьте RPA Я его с насовской CEA сравнивал, результаты сходятся
PROPEP тоже вроде сходился :)
В большинстве случаев результаты RPA и CEA сходятся почти абсолютно (до сотых и тысячных долей процента). При этом результаты RPA и PROPEP сходятся с точностью до нескольких процентов. Так что, если результаты между RPA и PROPEP различаются, то вероятнее всего, что и между PROPEP и CEA будет такое же различие :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПолучился уи 263.32сек.
А PROPEP выдает 235.0-241.3сек. Кому верить? :roll:
263 сек - это в вакууме, наверное?
Нет, вакуум - 296.58. Возможно, я что-то не так делаю, могу кинуть скриншот.
Да, пожалуйста. Или сразу конфигурационный файл.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПолучился уи 263.32сек.
А PROPEP выдает 235.0-241.3сек. Кому верить? :roll:
263 сек - это в вакууме, наверное?
Нет, вакуум - 296.58. Возможно, я что-то не так делаю, могу кинуть скриншот.
Да, пожалуйста. Или сразу конфигурационный файл.
Куда кинуть?
Цитироватьmonopropellant NH4CLO4(I) - 0.68, HTPB - 0.12, Al - 0.2 с давлением в кс 30атм и nozzle exit condition pressure 1атм.
Впрочем, я уже разобрался. Вы, очевидно, использовали атомарный (он же газообразный) AL в качестве компонента топлива. Нужно было выбрать кристаллический AL(cr).
Вы ошиблись из-за неудобного дизайна диалогового окна выбора компонентов. Мне уже указывали на это, и в следующей версии дизайн будет немного другим - более удобным и понятным: с дополнительными флажками-фильтрами для быстрого выбора твердых или жидких компонентов, с дополнительной колонкой в списке, отображающей агрегатное состояние вещества.
ЦитироватьКуда кинуть?
Попробуйте сначала с AL(cr) посчитать (см. предыдущее сообщение).
ЦитироватьЦитироватьmonopropellant NH4CLO4(I) - 0.68, HTPB - 0.12, Al - 0.2 с давлением в кс 30атм и nozzle exit condition pressure 1атм.
Впрочем, я уже разобрался. Вы, очевидно, использовали атомарный (он же газообразный) AL в качестве компонента топлива. Нужно было выбрать кристаллический AL(cr).
Точно, спасибо. Так похоже. Попробую завтра свое посчитать :)
Ряд интересных диссертаций:
http://www.dissercat.com/content/obespechenie-vysokoi-tochnosti-upravleniya-i-regulirovaniya-mnogorezhimnykh-marshevykh-zhrd
http://www.dissercat.com/content/sozdanie-raschetnykh-metodov-dlya-opredeleniya-parametrov-kamery-sgoraniya-i-smesitelnykh-el
http://www.dissercat.com/content/povyshenie-effektivnosti-sistemy-podachi-topliva-kislorodno-metanovogo-zhrd-s-dozhiganiem-vo
http://www.dissercat.com/content/kompleksnaya-metodika-optimalnogo-proektirovaniya-i-issledovaniya-parametrov-i-kharakteristi
http://www.dissercat.com/content/matematicheskoe-modelirovanie-i-eksperimentalnoe-issledovanie-kharakteristik-kamery-sgoraniy
http://www.dissercat.com/content/issledovanie-zavisimostei-kharakteristik-zhrdmt-tyagoi-50400n-na-toplive-atndmg-ot-osnovnykh
http://www.dissercat.com/content/issledovaniya-problem-svyazannykh-s-modifikatsiei-dvigatelya-rd-120-dlya-pervykh-stupenei-ra
http://www.dissercat.com/content/razrabotka-vysokoeffektivnykh-kislorodnykh-busternykh-tna-dlya-zhrd-novogo-pokoleniya
http://www.dissercat.com/content/teplovaya-i-energeticheskaya-effektivnost-do-i-sverkhzvukovykh-gazovykh-zaves-v-raketnykh-dv
http://www.dissercat.com/content/tyagovye-kharakteristiki-i-gazodinamika-reaktivnykh-sopel-raketnykh-dvigatelei-rabotayushchi
http://www.dissercat.com/content/chislennoe-modelirovanie-sopryazhennogo-teploobmena-v-zhrd-malykh-tyag-v-tselyakh-povysheniy
http://www.dissercat.com/content/ispytaniya-s-imitatsiei-ekspluatatsionnykh-uslovii-podachi-kriogennykh-komponentov-topliva-p
http://www.dissercat.com/content/vybor-energomassovykh-kharakteristik-marshevykh-mnogorazovykh-zhrd-na-szhizhennom-prirodnom-
Cтрока из таблицы сабжа:
ЦитироватьКВД-1 2001 ЖВ/ЖК 6/5,5 /7,1+0,4 /462 57-39,5 198 1+2 Замкнутая 2 282 2140/1580 12КРБ GSLV. Основная камера + 2 рулевые открытой схемы.
Может кто-нибудь разъяснить, почему рулевые КС "открытой схемы" ? Я был уверен, что весь движок сделан по закрытой, а рулевые просто берут компоненты с насосов общего ТНА.
Так же как у ДП-120U. А подача там как говорят разработчики вообще вытеснительная.
В цитируемом фрагменте версия файла годичной давности. И ошибки там естественно есть.
Я вот что подумал - а правильно ли мы поняли разработчиков? :roll:
На мой взгляд как-то весьма сомнительно, чтобы рулевые работали только на вытеснительной подаче - просто не получится такого УИ. Там же не 30 атм. в баке, в конце концов.
Да и Дельфин бы сделали без ТНА.
Более вероятно, мне кажется, что камеры работают на вытеснительной только первые секунды при запуске. А потом уже, когда наберет обороты ТНА МД, переводятся на подачу от насосов.
Подача вытеснительная в том смысле, что осуществляется от внешнего ТНА, который питает основную камеру двигателя замкнутой схемы.
Может сформулировать так: рулевые камеры работающие по схеме "жидкость - жидкость" и запитанные от насосов основного ТНА?
ЦитироватьМожет сформулировать так: рулевые камеры работающие по схеме "жидкость - жидкость" и запитанные от насосов основного ТНА?
Конечно.
А то фраза "
Подача вытеснительная в том смысле, что осуществляется от насосов" несколько коробит инженерный склад ума... ;)
В конце концов такая схема питания РК летает же ещё с Р-7, формулировки должны быть.
На Р-7 все камеры одинаковые по схеме жидкость-жидкость. В нашем случае основная камера выполнена по схеме газ-жидкость, а РК по схеме жидкость-жидкость.
Ряд статей по двигателям КБЮ:
http://technique.com.ua/rus/literature/section/56/1/
Шнякин В.Н., Шульга В.А., Конох В.И., Животов А.И., Калиниченко И.И., Дибривный А.В., Кукса И.Ю. ДВУХКОМПОНЕНТНАЯ ЖИДКОСТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ПНЕВМОНАСОСНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2010_9/Shnyakin.pdf)
Шнякин В.Н., Шульга В.А., Конох В.И., Животов А.И., Дибривный А.В. ОПТИМИЗАЦИЯ ТИПА СИСТЕМЫ ПОДАЧИ ЖДУ КОСМИЧЕСКОГО БУКСИРА ПО КРИТЕРИЮ СУММАРНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2010_10/Shnyakin.pdf)
Задонцев В.А., Дрозд В.А., Долгополов С.И., Грабовская Т.А. АВТОНОМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ НАСОСА ОКИСЛИТЕЛЯ МАРШЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ ВТОРОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ "ЗЕНИТ" В РЕЖИМАХ КАВИТАЦИОННЫХ АВТОКОЛЕБАНИЙ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2010_10/Zadoncev.pdf)
Аврамов К.В., Филипковский С.В., Федоров В.М. Пирог В.А. КОЛЕБАНИЯ ПЕРЕКАЧИВАЕМОЙ ЖИДКОСТИ В РАЗВЕТВЛЕННЫХ
ТРУБОПРОВОДАХ С ТУРБОНАСОСНЫМ АГРЕГАТОМ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2009_5/Avramov.pdf)
Стрельченко Е.В. ВЫКЛЮЧЕНИЕ СЕРИЙНЫХ КИСЛОРОД-КЕРОСИНОВЫХ ЖРД С ДОЖИГАНИЕМ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА ПРИ ПОЛНОЙ ВЫРАБОТКЕ ГОРЮЧЕГО ИЗ БАКОВ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2009_9/Strelch.pdf)
Задонцев В.А., Дрозд В.А., Долгополов С.И., Грабовская Т.А. АВТОНОМНЫЕ ДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ШНЕКОЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА ЖРД БОЛЬШОЙ РАЗМЕРНОСТИ В РЕЖИМЕ КАВИТАЦИОННЫХ АВТОКОЛЕБАНИЙ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2009_9/Zadon.pdf)
Кирсанов Д.В., Коваленко А.Н., Прокопчук А.А. ОСОБЕННОСТИ ОТРАБОТКИ СОПЛОВОГО НАСАДКА ИЗ УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА И УЗЛА СТЫКА С ОХЛАЖДАЕМОЙ ЧАСТЬЮ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2009_9/Kirsanov.pdf)
Пилипенко О.В., Запольский Л.Г. АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ТИПОВ ДЕМПФИРУЮЩИХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ СИСТЕМ ПИТАНИЯ ЖРДУ (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2009_9/Pilipen.pdf)
Шнякин В.Н., Конох В.Н., Калиниченко И.И., Кукса И.Ю. "Перспективы дросселирования жидкостного ракетного двигателя тягой 450 кгс с пневмонасосным агрегатом" (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/SHnyakin.pdf)
Шамровский Д.А., Дешевых Н.В. "Влияние геометрических размеров кормовых диффузоров на совместную работу высотных двигателей РД-8 и РД-120 с ГДТ при стендовых испытаниях" (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/SHamrov.pdf)
Гуськов В.П., Кирпикин А.Ф. "Оценка применения нового способа регулирования мощности приводной турбины для жрд "расширительной схемы"" (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/Guskov.pdf)
Дибривный А.В. "Результаты отработки системы обеспечения синхронизации выработки топлива из баков двигательной установки
ДУ-802 космического буксира" (http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/Dibrivn.pdf)
http://lpre.de/resources/articles/boctane.rar
Каторгин Б.И., Семенов В.И., Стороженко И.Г., Челькис Ф.Ю., БОКТАН КАК ПЕРСПЕКТИВНОЕ ГОРЮЧЕЕ ДЛЯ ЖРД. Журнал Труды НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко. No 23, 2005
http://lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4363.pdf
V. Fedorov, V. Chvanov, F. Chelkis, А. Polyansky, N. Ivanov, I. Lozino-Lozinskaya, А. Buryak, The Chamber Cooling System of RD-170 Engine Family: Design, Parameters, and Hardware Investigation Data. 42nd Joint Propulsion Conference, 9-12 July, 2006
http://lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4361.pdf
Curtis M. Ingram, Jim West, Gregory J. Pech (Lockheed Martin Space Systems Company), John P. Hansen and Lawrence G. Tanner (Pratt & Whitney Rocketdyne), and Gennady Derkach (NPO Energomash), U.S. Engineering and Operational Capability for Atlas V RD-180
http://lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4364.pdf
S.V.Vladimirov (Arsenal-207, St. Petersburg, Russia), Scott Forde (Aerojet, Sacramento, CA), Demonstration Program to Design, Manufacture and Test an Autonomous Electro-Hydrostatic Actuator to Gimbal Large Booster-Class Engines.
http://lpre.de/resources/books/PGS_nv.pdf
Ваулин С.Д., Дегтярь Б.Г., Сафонов Е.В. ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СХЕМЫ РАКЕТ МОРСКОГО БАЗИРОВАНИЯ. Челябинск, Издательский центр ЮУрГУ, 2010.
Спасибо за статьи!
http://www.avanturist.org/forum/topic/101/message/1081263#msg1081263
ЦитироватьЦитироватьКстати по разным данным у РД-0124 Км то ли 2,34; то ли 2,5. Почему он такой низкий?
2,5 можно объяснить завесой с расходом 3,75% горючего. В случае с 2,34 мне ничего кроме попытки унификации баков Блока И для РД-0110 в голову не приходит.
У РД-0124 Km=2,5. Изначально в ТЗ было 2,6, но по охлаждению не потянули. Расход на завесу около 5% (5,5 по памяти). Объясняется чрезвычайно нагруженной в тепловом отношении КС. Менять отработанную конструкцию КС уже не будут. МВИ завершены, сейчас КД присваивается литера 01[/size] (А чего менять, если 1500-2000 секунд он работает без проблем (при лётном по ТЗ - 300 секунд (фактическом 270)), есть экземпляры наработавшие 3500 секунд). Единственное планируемое изменение конструкции - изменение конструкции сопла верхнего с целью повышения технологичности (очень "горбатая" конструкция этого узла получилась, с точки зрения производства - номинальный зазор при сборке между внутренней и внешней стенкой 60 микрон). Но это уже в рамках "Ангары".
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2010_4.zip (37,6 МБ)
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 4 (24) 2010 г.
А. И. Дмитренко, А. В. Иванов, В. С. Рачук
Конструкторское бюро химавтоматики (КБХА), г. Воронеж
РАЗВИТИЕ КОНСТРУКЦИИ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ ДЛЯ ВОДОРОДНЫХ ЖРД БЕЗГЕНЕРАТОРНОЙ СХЕМЫ, РАЗРАБОТАННЫХ В КБХА
Сама статья: http://narod.ru/disk/27864816001/38-48.pdf.html (0,6 МБ)
I.A.Klepikov
JSC "NPO Energomash named after academician V.P.Glushko", Russia
SELECTION OF SCHEME AND PARAMETERS OF REUSABLE LOX-METHANE LPRE
http://www.onera.fr/eucass/2005/Proceedings/5.06.05.pdf
Ещё можно покопаться:
http://www.onera.fr/eucass/2005/propulsion-physics.html
ЦитироватьОбновление на http://lpre.de/resources/articles/research.htm
Аджян А.П. ОСОБЕННОСТИ РАЗРАБОТКИ ОКИСЛИТЕЛЬНОГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА ДЛЯ МНОГОРЕЖИМНОГО ОДНОКАМЕРНОГО ДВИГАТЕЛЯ. Труды НПО Энергомаш.
http://lpre.de/resources/articles/PreburnerDevelopment.pdf
Каторгин Б.И., Чванов В.К., Евграфов В.М., Семенов В.И., Фатуев И.Ю., Челькис Ф.Ю. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК
МОДЕРНИЗИРОВАННОГО ДВИГАТЕЛЯ РД171М ПРИ ЕГО СЕРТИФИКАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЯХ. Труды НПО Энергомаш.
http://lpre.de/resources/articles/18150155.pdf
Архангельский В.И., Хазов В.Н. КИСЛОРОДНО-КЕРОСИНО-АММИАЧНЫЕ ТОПЛИВНЫЕ КОМПОЗИЦИИ В ЖРД. Труды НПО Энергомаш.
http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf
Тресвятский С.Н., Федорченко Д.Г., Данильченко В.П. КОСМИЧЕСКИЕ ДВИГАТЕЛИ СНТК ИМЕНИ Н.Д.КУЗНЕЦОВА. Вестник СГАУ. 2006.
http://lpre.de/resources/articles/LPRE%20DESIGNED%20BY%20KUZNETSOV%20COMPANY.pdf
ЦитироватьТНА из студенческой курсовой работы:
http://www.mai202.ru/images/StudentProjects/TNA.jpg
ТНА "срисован" с РД-180 с многочисленными упрощениями (это ведь всего лишь курсовик), но, несмотря на это, дает представление о компоновке ТНА прототипа.
Ой чего то он не совсем похож на ТНА РД-180, а напоминает совершенно другой ТНА :D
Это РД-191. Они все похожи!
Несколько статей (уже исторических):
Gubanov B.I. USSR main engenes for heavy-lift launch vehicles: status and direction. AIAA 1991-2510. (http://lpre.de/resources/articles/AIAA-1991-2510.pdf)
Katorgin B.I., Chelkis F.J., Limerick C.D. The RD-170, a different approach to launch vehicle propulsion. AIAA 1993-2415 (http://lpre.de/resources/articles/AIAA-1993-2415.pdf).
Rachuk V.S., Goncharov N.S., Martynyenko Y.A., Barinshtein B.M., Scioreli F.A. Design, Development, and History of The Oxygen/Hydrogen Engine RD-0120. AIAA 1995-2540 (http://lpre.de/resources/articles/AIAA-1995-2540.pdf).
Hulka J., Forde J.S., Werling R.E., Anisimov V.S., Kozlov V.A., Kostin I.P. Modification and verification testing of a Russian NK-33 rocket engine for reusable and restartable applications. AIAA 1998-3361 (http://lpre.de/resources/articles/AIAA-1998-3361.pdf).
Для любителей посчитать:
RPA Lite Edition v.1.2.5.2 is available for download from www.propulsion-analysis.com/downloads.htm (http://www.propulsion-analysis.com/downloads.htm)
Александр, вопрос к специалисту: насколько реально по-Вашему достижение параметров заявленных Маском для Мерлина-1D?
ЦитироватьАлександр, вопрос к специалисту: насколько реально по-Вашему достижение параметров заявленных Маском для Мерлина-1D?
Я специалист скорее теоретически, чем практически :)
А что Вам кажется недостижимым? Соотношение давления в камере и УИ?
Давление в камере у 1D довольно высокое, но всё еще допустимое для открытой схемы. По заявленному вакуумному УИ (310 с) можно предположить относительный расход через турбину от 3 до 5%. Для давления 9.7 МПа это не выглядит принципиально недостижимым.
Хотя это всё оценки на "скорую руку" по имеющимся в интернете данным. У Вас есть что-нибудь подробное по этому двигателю?
Маск и что-нибудь подробное? :wink:
Впрочем попытался всё доступное собрать в этой теме: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=776222#776222
И ещё один вопрос: реально ли было довести РД-105-106 с заявленными параметрами? Или Вы считаете версию Дарона и Рахманина (http://engine.aviaport.ru/issues/53/page38.html) исчерпывающей?
ЦитироватьИ ещё один вопрос: реально ли было довести РД-105-106 с заявленными параметрами? Или Вы считаете версию Дарона и Рахманина (http://engine.aviaport.ru/issues/53/page38.html) исчерпывающей?
А что не так с этой версией? Они пишут, что при отработке возникли большие трудности с ВЧ (камера разрушалась), опробированных быстрых путей преодоления этой проблемы разработчики в то время не знали (теории еще небыло, оставалась только экспериментальная отработка с непредсказуемой длительностью), к тому же позже было изменено задание (увеличена тяга двигателя), что еще больше усугубляло проблему ВЧ. В результате было принято решение делать двигатель многокамерным.
Если же Вы спрашиваете о
принципиальной возможности довести двигатели невзирая на сроки, то ответ будет скорее "да", чем "нет". Через пять лет после завершения работ по РД-105 были начаты работы по РД-111 с камерой на четверть меньшей тяги, с которой тоже были проблемы, но их решили даже без перегородок (хотя при отработке их применяли). С перегородками + решения аналогичные РД-111 смогли бы и РД-105 довести, наверное.
ЦитироватьС перегородками + решения аналогичные РД-111 смогли бы и РД-105 довести, наверное.
И был бы у нас свой аналог "Мерлина" :wink:
Меня сильно смутил Км=2,7.
И ещё - почему такая длинная камера?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/22083.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/22084.jpg)
А куда делся Гость 22? С сентября его нету...
ЦитироватьА куда делся Гость 22? С сентября его нету...
Вот и Вы тоже меня "без мундира" не узнали... ;)
"Гость 22" больше не появится. Я вместо него.
P.S. За "дискуссию" в теме о Катюше извиняюсь.
ЦитироватьP.S. За "дискуссию" в теме о Катюше извиняюсь.
И я извиняюсь.
А я ещё думаю: когото в личке он мне напоминает... ;)
ЦитироватьМеня сильно смутил Км=2,7.
И ещё - почему такая длинная камера?
Наверное, из-за того, что это было еще на заре современного двигателестроения.
Термодинамическое моделирование (и вообще современная теория РД) только-только развивалось, оптимум часто определялся экспериментом и опытом из прошлого (которого было еще не очень много).
Насчет камеры - то же самое. В любом современном учебнике написано, что длина и сужение камеры в первом приближении определяется исходя из опыта разработки предыдущих двигателей. Так вот РД-105/106 и были таким опытом, причем довольно ранним (негативным). Кроме того, их предшественница-модельная камера ЕД-140 имела похожие пропорции.
Спасибо! Я тоже так подумал. В процессе отработки урезали бы оба параметра. Ну и провозились бы намного дольше. Картина подобная исаевским С09.29-С2.145, только на другом уровне мощности и с другими компонентами.
А чем чревато такое удлинение, кроме перетяжеления самой КС? Проблемами с закоксовыванием рубашки?
ЦитироватьА чем чревато такое удлинение, кроме перетяжеления самой КС? Проблемами с закоксовыванием рубашки?
Да, скорее всего могли бы быть проблемы с обеспечением надежного охлаждения, особенно на промежуточной ступени тяги, которая на РД-105/106 возможно была.
А вообще, относительно длиная узкая камера имеет большие потери полного давления и чувствительна к ВЧ.
А что Вы можете сказать об этом изыске:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12447
Какоето время считалось что компоненты топлива могут не успеть сгореть. Отсюда и длинные камеры. Отсюда же заморочки с разными сталкивающимися струями и т.п.
В общем понятно, что проект безусловно был сыроват (а каким он ещё мог быть в те годы), но видимо мог быть постепенно доработан. Поскольку надобность в нём отпала, то он в таком виде до нас и дошёл.
Замечу от проектов того же Севрука сохранились в основном картинки и фото.
ЦитироватьА что Вы можете сказать об этом изыске:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12447
Сомневаюсь, что такие экзотические топлива будут когда-либо использоваться, по-крайней мере широко.
Двигатель 9Д21 (С5.2) изделия 8К14 (Р-17):
http://raketa-8k14.narod.ru/index1_7.html
http://raketa-8k14.narod.ru/index1_7_2.html
http://raketa-8k14.narod.ru/index1_7_3.html
http://raketa-8k14.narod.ru/index1_7_4.html
MC-1 Fastrac:
http://www.lpre.de/upload/AIAA-1998-3365-Fastrac.pdf
http://www.lpre.de/upload/AIAA-2000-3397-Fastrac.pdf
http://www.lpre.de/upload/AIAA-2000-3400-Fastrac.pdf
http://www.lpre.de/upload/AIAA-2000-3401-Fastrac.pdf
http://www.lpre.de/upload/MC1.tar.gz
КБХА:
к.т.н. В.Д. Горохов, к.т.н. В.А. Орлов, д.т.н. В.С. Рачук, Н.Е. Титков, к.т.н. А.В. Шостак ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТЫЕ ВОДОРОДНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОАО «КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО ХИМАВТОМАТИКИ»
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585335.pdf
В.И. Пригожин, А.И. Коваль, А.Р. Савич "Опыт применения водорода в ОАО КБХА при проведении испытаний жидкостных ракетных двигателей, их агрегатов и энергоустановок"
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585346.pdf
В.И. Пригожин, О.П. Свиридов, С.А. Курьянов "Методика расчета потерь жидкого водорода при подготовке системы подачи к огневому испытанию двигателя РД 0146"
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585343.pdf
Е.Н. Каребина, В.М. Кишкань, С.С. Любавин (ОАО КБХА) "Метод раннего обнаружения дефектов подшипников качения тна жрд, работающих в жидком водороде Разработка специализированного программного обеспечения для обнаружения дефектов подшипников качения в реальном времени"
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585344.pdf
КБХМ:
В.И. Морозов, Е.Л. Заславский, Р.Ф. Морозов, Н.Н. Орлов, И.А. Смирнов, А.Г. Яковлев "Российские жидкостные ракетные двигатели на экологически чистых компонентах топлива для разгонных блоков ракет-носителей"
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585339.pdf
РККЭ:
Г.К. Акилов, С.П. Ольховская, Б.А. Танюшин "Создание кислородно-водородных ракетных блоков для ракетно-космического комплекса Н1-Л3"
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585340.pdf
НПО "Энергомаш":
В.Н. Гусев, В.И. Семенов, И.Г. Стороженко "Трехкомпонентный двухрежимный маршевый двигатель для аэрокосмических систем и ракет-носителей нового поколения"
http://144.206.159.178/ft/8395/525260/11585338.pdf
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011, Часть 1, стр. 92-101:
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2011_3.1.pdf
ЦитироватьУДК 621.452
СОЗДАНИЕ МЕТОДИКИ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ВДУВА ГЕЛИЯ НА РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС В КАМЕРЕ ЖРД С ВЫТЕСНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ТОПЛИВА
© 2011 В. Н. Шнякин, А. Н. Коваленко, В. Н. Коваленко, А. В. Родькин,
Е. Н. Бочев, А. П. Макотер, Ю. В. Блишун
ГП «Конструкторское бюро «Южное» им. М.К. Янгеля», г. Днепропетровск, Украина [/size]
Там же стр. 267-270:
ЦитироватьУДК 621.454.2-181.4
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВОЗМОЖНОСТИ АДАПТАЦИИ
ЖРДМТ РАЗРАБОТКИ ФГУП «НИИМАШ» ПОД ТОПЛИВНУЮ ПАРУ
MON-3 + MMH С ОБЕСПЕЧЕНИЕМ УДОВЛЕТВОРИТЕЛЬНОГО ТЕПЛОВОГО
СОСТОЯНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
©2011 Ю. А. Бешенев, С. А. Булдашев, Ф. А. Казанкин, Н. В. Лемский, Е. В. Семкин
Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-исследовательской институт
машиностроения» (ФГУП «НИИМаш»), г. Нижняя Салда[/size]
Там же стр. 277-286:
ЦитироватьУДК 89.25.25
ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ ЯДЕРНОЙ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
© 2011 А. И. Белогуров, Т. Ч. Колбая, В. С. Рачук
Конструкторское бюро химической автоматики, г. Воронеж[/size]
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011, Часть2
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2011_3.2.pdf
Стр. 112-119:
ЦитироватьУДК 621.454.2-181.4.022.2
ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ СМЕСЕОБРАЗОВАНИЯ ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ЖРДМТ ТЯГОЙ 10...15 Н
© 2011 В. Л. Салич, Е. В. Семкин
Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-исследовательской институт машиностроения», г. Нижняя Салда Свердловской области [/size]
Стр. 120-125:
ЦитироватьУДК 621.455
ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВНУТРИКАМЕРНЫХ ПРОЦЕССОВ В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ МАЛОЙ ТЯГИ
© 2011 В. Л. Салич
ФГУП «Научно-исследовательский институт машиностроения», г. Нижняя Салда [/size]
Стр. 126-129:
ЦитироватьУДК 629.7.064.3
ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА ЭЛЕКТРОПНЕВМОКЛАПАНА ДЛЯ ГАЗООБРАЗНОГО КИСЛОРОДА С РАБОЧИМ ДАВЛЕНИЕМ 49 МПа. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ И ПУТИ ИХ РЕШЕНИЯ
© 2011 Ф. А. Казанкин, И. Д. Кальницкий
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения", г. Нижняя Салда[/size]
Стр. 130-136:
ЦитироватьУДК 629.7. 036.22
ИСПЫТАНИЯ МОДЕЛИ КОМБИНИРОВАННОГО ВОЗДУШНО-РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ПУЛЬСИРУЮЩЕЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ
© 2011 А. В. Солодовников, Е. Н. Вышегородцев, В. В. Голубятник
Серпуховской военный институт ракетных войск [/size]
Стр. 277-281:
ЦитироватьУДК 622
ПЕРСПЕКТИВЫ И ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ ДВИГАТЕЛЬНЫХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК НА ПОРОШКООБРАЗНОМ МЕТАЛЛИЧЕСКОМ ГОРЮЧЕМ
©2011 А. Г. Егоров, А. С. Тизилов
Тольяттинский государственный университет[/size]
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011, Часть 3:
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2011_3.3.pdf
Стр 15-19:
ЦитироватьУДК 629.001.036.5.621.22.01
МЕТОД ПРОЕКТНОГО РАСЧЕТА ДВУХКОМПОНЕНТНОЙ СТРУЙНОЙ ГАЗОЖИДКОСТНОЙ ФОРСУНКИ С ВНУТРЕННИМ СМЕШЕНИЕМ
© 2011 В. С. Егорычев
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 37-42:
ЦитироватьУДК 62-762
АНАЛИЗ ДИНАМИКИ ИЗМЕНЕНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ НАСОСОВ И ТУРБИН ТНА ЖРД
© 2011 А. В. Иванов
Воронежский государственный технический университет[/size]
Стр 191-198:
ЦитироватьУДК 621.453
АНАЛИЗ ОГНЕВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ КАМЕР СГОРАНИЯ ЖРД ДЛЯ РБ ТИПА ДМ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
©2011 А. А. Смоленцев, П. П. Стриженко
Ракетно-космическая корпорация «Энергия», г. Королёв[/size]
Стр 199-204:
ЦитироватьУДК 629.001.036.5.621.22.01
МЕТОД ПРОЕКТНОГО РАСЧЕТА ДВУХКОМПОНЕНТНОЙ СТРУЙНО-ЦЕНТРОБЕЖНОЙ ГАЗОЖИДКОСТНОЙ ФОРСУНКИ С ВНУТРЕННИМ СМЕШЕНИЕМ
© 2011 В. С. Егорычев
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 205-212:
ЦитироватьУДК541.1.011: 536.246
ФИЗИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖРДМТ СО СТРУЙНО-ЦЕНТРОБЕЖНЫМИ ФОРСУНКАМИ НА САМОВОСПЛАМЕНЯЮЩИХСЯ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА
© 2011 М. В. Силютин, С. А. Шустов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 251-256:
ЦитироватьУДК 621.453
ИССЛЕДОВАНИЕ КИНЕТИЧЕСКИХ СВОЙСТВ ГАЗИФИЦИРОВАННЫХ ПРОДУКТОВ ЖИДКОФАЗНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ СЖРТ
© 2011 В. Е. Нигодюк, А. В. Сулинов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 265-268:
ЦитироватьУДК 621.453
ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЖРДМТьТЯГОЙ (0,1-1,0) Н СО СТРУЙНОЙ СХЕМОЙ СМЕСЕОБРАЗОВАНИЯ
© 2011 В. Е. Нигодюк, А. В. Сулинов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 269-276:
ЦитироватьУДК 621.453
ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ И РЕЖИМНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПРЕДКАМЕРЫ НА РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖРДМТ НА СЖРТ
©2011 В. Е. Нигодюк, А. В. Сулинов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 349-356:
ЦитироватьУДК 621.453/457
О ВОЗМОЖНОСТИ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЖРДМТ
С ПОМОЩЬЮ ИНФРАКРАСНОЙ ТЕПЛОВИЗИОННОЙ СИСТЕМЫ
© 2011 В. В. Рыжков, М. В. Силютин
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва
(национальный исследовательский университет)[/size]
Стр 349-356:
ЦитироватьУДК 621.453/457
О ВОЗМОЖНОСТИ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ ЖРДМТ
С ПОМОЩЬЮ ИНФРАКРАСНОЙ ТЕПЛОВИЗИОННОЙ СИСТЕМЫ
© 2011 В. В. Рыжков, М. В. Силютин
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва
(национальный исследовательский университет)[/size]
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011, Часть 4:
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2011_3.4.pdf
Стр. 71-77:
ЦитироватьУДК 541.1.011: 536.246
ПРИКЛАДНЫЕ АСПЕКТЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МЕТОДИКИ ЧИСЛЕННОГО ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ЖРДМТ С УЧЕТОМ НЕИДЕАЛЬНОГО ПРОТЕКАНИЯ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ
© 2011 М. В. Силютин, С. А. Шустов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) [/size]
Стр. 97-102:
ЦитироватьУДК 621.793+629.78
СТЕНД ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЙ ВНУТРИКАМЕРНЫХ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ
© 2011 А. Н. Первышин, А. И. Рязанов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр. 273-278:
ЦитироватьУДК 621.453
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ШТАТНЫХ ЖРДМТ НА САМОВОСПЛАМЕНЯЮЩИХСЯ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА ПРИ ИМПУЛЬСНЫХ РЕЖИМАХ ВКЛЮЧЕНИЙ
© 2011 С. А. Шустов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Стр. 279-283:
ЦитироватьУДК 621.453
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕПЛОВОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ ШТАТНЫХ ЖРДМТ НА МОДЕЛИ КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
© 2011 С. А. Шустов
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)[/size]
Кое-что с сайта НИИМаш:
http://niimashspace.ru/index.php/2011-02-15-11-37-50
Не видно что-то сообщений об обновлениях на сайте http://www.propulsion-analysis.com/ - в некотором роде "сестринский сайт" сайта данной темы.
Хотелось бы, при возможности, описания новинок :) . Как пользоваться новыми функциями.
Новинки (частично уже успевшие устареть на несколько месяцев :) ):
- В RPA версии 2.0 появился расчет охлаждения камеры. Поддерживаются регенеративное, радиационное и внутреннее завесное типы охлаждения. Ограничение: не все компоненты из базы данных могут использоваться в качестве охладителей, а только те, для которых имеется полный набор свойств (плотность, вязкость, теплоемкость и т.д.)
- Недавно опубликован RPA Wrapper - библиотека-обертка для RPA, позволяющая использовать основные возможности программы из своих собственных программ на C/C++, Python и др., а также из Matlab. Подробности здесь: http://www.propulsion-analysis.com/librpa.htm
Наверное есть смысл добавить в описание семейства РД-170:
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum12/topic13320/message1027847/#message1027847
Цитироватьputnik пишет:
На Зените и Энергии принципиально по разному организована схема управления рулевыми приводами в связи с принципиально разными приводами, которые используются на РД-170 р РД-171 во-первых и во-вторых, по "историко-политико-техническим" соображениям того периода времени, когда велась разработка. На РД-170 приводы запитываются напрямую от двигателя. На РД-171 рулевые приводы запитываются через БИМ. Кстати приводы для Зенита и Энергии и монтировались в разных местах - Для Энергии - Энергомашем после КТИ, перед отправкой заказчику, а для Зенита - ЮМЗ сам монтирует и приводы и систему БИМ (под надзором спецов из Энергомаша, конечно). Кстати, схема питания и приводы РД-180 - аналогичны РД-170, за исключением того, что вся обвязка и автоматика питания приводов разработана Энергомашем, входит в состав двигателя и устанавливается вместе с приводами перед КТИ. На РД-170 обвязка и автоматика питания приводов - ответственность ракетчика, Энергомаш только ставил привода.
Камеры на РД-170 и РД-171 выставляются в ноль с использованием разных механизмов, в силу различности используемых приводов. На РД-170 фиксатор нулевого положения - в составе привода, на РД-171 - отдельное устройство, монтируемое на узел качания.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВован пишет:
Тогда придется в МИКе запускать двигатель, чтобы проверять работу рулевых машин под давлением керосина.
Старый пишет:
Это чего, весь этот геморой чисто ради проверки?
А подать керосин от внешнего насоса окажется не проще чем гелий?
putnik пишет:
Так и делают - проверяют с использованием внешнего источника.
На земле приводы проверялись подачей масла на борт от наземной насосной станции.
На керосин система переходит после запуска двигателя, до запуска система залита маслом и все проверки на масле.
Вован пишет:
На Байконуре во второй стартовый день Зенит-3СЛБ проводится операция КОНТРОЛЬ ПРИВОДОВ, когда БИМы первой и второй ступеней работают на гелии и поворачивают камеры
Цитироватьputnik пишет:
На Атласе проверки приводов на старте были с самого первого пуска от наземной насосной станции.
На Атласе БИМа нет. Есть гидроблок в составе двигателя, от которого питаются приводы керосином после запуска двигателя. Как писал ранее, через на этот же гидроблок поступает масло с земли для проверок перед запуском двигателя. После запуска осуществляется переход на питание керосином.
На Энергии БИМа нет. На земле масло подается наземной насосной станцией на борт. После запуска и разрыва маслянного автостыка - переход на керосин.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьШтуцер пишет:
Интересно, что БИМ выдает давление не только на РМ:
"БИМ создает давление в гидросистеме приводов качания камер и приводов регулятора и дросселя."
putnik пишет:
Нет, БИМ для питания для питания приводов регуляторов и дросселей не используется. Задача их питания обеспечивается БГП (Блок Гидравлического Питания) - автономный агрегат с маслянными насосами. Установлен на внешней стороне бустера горючего - видели наверно, там такой чемоданчик :-)
мастер_лукьянов пишет:
А БГП в свою очередь откуда берет мощность?
putnik пишет:
Насосы в составе БГП электрические.
Беляев Е.Н., Воробьев А. Г., Нассименто Л. Б., Коломенцев А.И.
Проблемные вопросы энергетической увязки параметров жидкостных ракетных двигателей
http://www.mai.ru/upload/iblock/382/382669ab36066d251d57dd531a45cd9f.pdf
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/28614)
RPA круче всех! Поздравляю Александра Пономаренко!