Форум Новости Космонавтики

...существуют (существовали) ли они? Летали?

Ну дык! Этот, МАКСовский
О! РД-701 http://www.buran.ru/htm/rd-701.htm

Цитировать...существуют (существовали) ли они? Летали?

Чтото мне подсказывает, что не только не летали но даже не изготовлено ни одного стендового образца. И в целом выгода от них крайне сомнительна.

ЦитироватьЧтото мне подсказывает, что не только не летали но даже не изготовлено ни одного стендового образца

Старый как всегда не в курсе. Огневые испытания РД-701 начались еще в 1997-ом и проведено их несколько десятков.

Цитировать

ЦитироватьЧтото мне подсказывает, что не только не летали но даже не изготовлено ни одного стендового образца

Старый как всегда не в курсе. Огневые испытания РД-701 начались еще в 1997-ом и проведено их несколько десятков.

 Это точно? А откуда вы знаете?

Упоминали как-то в НК.  Если быть совсем точным ,  речь шла о 30-ти огневых испытаниях уменьшенной модели на 10 тонн тяги.  Насколько можно судить по распространенной картинке
(http://www.kerc.msk.ru/ipg/development/rd1.jpg)
КРУПНЕЕ (http://www.buran.ru/images/jpg/maxengb.jpg)
полноразмерный двигатель также существует , но о его испытаниях не сообщалось.
А еще есть РД-0750 из КБХА. Там успели испытать трехкомпонентный ГГ и сделать небольшой демонстратор . Потом Хруничев отказался и все заглохло.

А может кто-нибудь по внешнему виду определить - это макет или рабочий экземпляр?

ЦитироватьА может кто-нибудь по внешнему виду определить - это макет или рабочий экземпляр?

 Это хорошо известный макет который много раз кочевал по выставкам. Первый раз если не ошибаюсь я его увидел на выставке "К звёздам-91".
 Никаких реальных или уменьшеных ЖРД нигде не испытывалось и даже не было изготовлено. Проводились опыты с маленькими опытными камерами сгорания со стендовой подачей компонентов.

ЦитироватьСтарый как всегда не в курсе. Огневые испытания РД-701 начались еще в 1997-ом и проведено их несколько десятков.

Так проводились испытания РД-701 или нет? Кто оказался не в курсе? ;)

ЦитироватьКто оказался не в курсе?

Вопрос останется без ответа до тех пор пока люди с Энергомаша не прояснят ситуацию . А у нас слишком мало информации чтобы переубедить друг друга .
 "опыты с маленькими опытными камерами сгорания " несомненно имели место , однако и Вэйд и НК и прочие источники говорят о рд "на 10 тонн" , что как мне кажется не попадает в эту категорию .  Думаю в создании РД-701 достигнуто нечто большее , чем лабораторная проверка ключевых идей. А если бы еще деньги были , испытали бы и сам двигатель.

ЦитироватьВопрос останется без ответа до тех пор пока люди с Энергомаша не прояснят ситуацию . А у нас слишком мало информации чтобы переубедить друг друга .

 Я разговаривал с людьми с Энергомаша.

Цитировать"опыты с маленькими опытными камерами сгорания " несомненно имели место , однако и Вэйд и НК и прочие источники говорят о рд "на 10 тонн" , что как мне кажется не попадает в эту категорию .  Думаю в создании РД-701 достигнуто нечто большее , чем лабораторная проверка ключевых идей. А если бы еще деньги были , испытали бы и сам двигатель.

 Камера сгорания без ТНА не является двигателем. Даже никаких ключевых идей там не проверено, подтверждена лишь возможность работы камеры сгорания на трёх компонентах. Для того чтоб достигнуть хоть чтото в создании такого двигателя как РД-701, нужно финансирование. За какие шиши его будут делать? Он включён в ФКП? Ктото из комерсов расщедрился? Сами подумайте.
 И самое смешное - денег никто никогда и не даст, потому что такой двигатель БЕССМЫСЛЕН.

Это чистейшей воды ваше ИМХО
Двигатель с такими атмосферным и вакуумным УИ НЕ МОЖЕТ быть бессмысленным.
Или его придумали идиоты или вы ошибаетесь

ЦитироватьЭто чистейшей воды ваше ИМХО
Двигатель с такими атмосферным и вакуумным УИ НЕ МОЖЕТ быть бессмысленным.
Или его придумали идиоты или вы ошибаетесь

 Идиоты, идиоты придумали. :) ;) У чисто водородного двигателя УИ будет больше. Керосин тут просто ни к чему. Если уже есть водород, то керосин ни к чему. Некоторое увеличение средней плотности топлива (уменьшение объёма баков) не окупится ростом проблем.

http://sbir.grc.nasa.gov/launch/GELLED.htm

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/58276.gif)

Цитироватьhttp://sbir.grc.nasa.gov/launch/GELLED.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/58276.gif)

И чего? С радостными повизгиваниями все бросились городить огород ради того чтобы снизить удельный импульс водородного двигателя на 40 секунд? ;)
 На керосине уже достигнуто 362 сек на летавшем двигателе. А тут страшные мороки со смесью метана и водорода ради 390 секунд?

Ситуация такова, что скрещивание водорода с керосином приведёт к тому, что будут объединяться недостатки обоих топлив, но не будут объединяться достоинства. И добавится существенный новый недостаток - техническая сложность двигателя. И вес топливной системы.

Ну, можно и повысить :) на 5 секунд. Увеличивая, конечно, плотность...

Пытались как-то посчитать, какая точка на графике оптимальна - и по УИ, и по плотности одновременно. Пренебрегая хлопотами на желеобразование, видно, что чистый водород - не оптимум (не самый высокий УИ и самая низкая плотность). Но каков оптимум, так посчитать и не получилось.

Старый, не кипятись, я рисунок просто как иллюстрацию повесил...

То, что объедняются только недостатки, но не достоинства - пока что просто декларация. С тем же успехом можно сказать обратное. Так что нужны обоснования.

Скажем, невооружённым глазом видно, что УИ 390 больше, чем УИ 370. А вот насколько хлопотнее его достичь, невооружённым глазом не видно. Поэтому обоснования приветствуются...

Для обоснований нужны конкретные данные, которых нет. Неплохо бы сравнить ракетную ступень на трёхкомпонентном и на чисто водородном топливе. Но нет данных для трёхкомпонентных ступеней. Что интересно: в единственном предлагаемом использовании - системе МАКС - нигде нет данных сколько же керосина и водорода будет заправляться в бак. С чего бы это? ;)

Да, готовых систем нет. Но одно это не означает, что они будут заведомо проигрывать :( .

ЦитироватьСкажем, невооружённым глазом видно, что УИ 390 больше, чем УИ 370. А вот насколько хлопотнее его достичь, невооружённым глазом не видно. Поэтому обоснования приветствуются...

 Можно сказать так: даже слепому видно что 440 больше чем 390. ;) Причём без всяких хлопот вообще. Просто у существующих водородных ступеней уже есть 440 и даже больше.
 Поэтому стремление изрядно поморочившись снизить эту цифру до 390 выглядит как минимум слегка странноватым... :)

Кстати, на метане удельный импульс примерно на 15 сек больше чем на керосине, то есть на чистом метане УИ будет гдето под 370-380 сек. Стоит ли ради 20 сек УИ возиться с водородом, и уж если решено возиться то не проще ли тогда сделать чистый водород и сразу добавить 70 сек УИ?

Старый, это же оптимизационная задача. У нас одновременно меняются УИ и плотность, в противоположные (по выгодности) стороны. Я, конечно, понимаю, что крайние варианты - из-за своей предельности - могут быть проще технически (однородное топливо), но вот дадут ли они оптимум по ПН... а также по деньгам :) ... надо считать, а данных не хватает. А голословных утверждений недостаточно.

Скажем, понятно, что 440 больше 390. Но ведь плотность у тех 440 меньше. Значит, уже непонятно, лучше ли водород - который, несомненно, имеет выше УИ (если к нему не добавлять метан до 10% %) ), чем метан - который, несомненно, имеет выше плотность.

Считать надо...

ЦитироватьСчитать надо...

Считать конечно надо а данных недостаточно. Поэтому остаётся надеяться на своё родное имхо, которое мне подсказывает, что график плотность/оптимальность :) имеет вид параболы, то бишь растёт к концам, водородному и керосиновому. :)
 Опять же отсутствие реальных работ в этом направлении косвенно указывает на то, что грамотные люди уже всё посчитали...

Вряд ли можно посчитать. Нету ни данных ни матмодели. Самое важное - форсунка. Которая должна ставить молекулы топлива и окислителя в максимально оптимальное для реакции положение. По двухкомпонентным накоплено колосальное количество данных. Модели есть опятьже.
А для трехкопмонентных нада или создавать эмптрически, что потребует очень серьезных компьютерных мощностей и усилий ученых. Или как раньше - делаем форсунку, испытываем, делаем новую форсунку, испытываем и так до бесконечности. А овчинка может и не стоит выделки...

ЦитироватьВряд ли можно посчитать. Нету ни данных ни матмодели. Самое важное - форсунка.

Имелось в виду - посчитать эффективность применения 3-х компонентов на одной РН в целом, не вдаваясь в столь глубокие подробности, как смесеобразование в КС и т.д. А это сделать уже значительно легче и, в общем-то, уже не раз делалось.

Цитировать...Неплохо бы сравнить ракетную ступень на трёхкомпонентном и на чисто водородном топливе...

А что, Старый, у вас есть сомнения на этот счет? :) Естественно, водород.
Однако странным выглядит назойливое использование керосина :)

Я в свое время считал по вашей просьбе ракету на керосин+водород и ракету на водороде. Не смотря на некоторое увеличение аэродинамических потерь, значительное ухудшение конструктивного совершенства, водород ВСЕ РАВНО ПОБЕДИЛ. Притом, значительно.

Почему так не делают в реале? Дорого? А почему тогда не делают перекисную ракету с вытеснительной подачей? :)

Вообще говоря меня забавляет, когда говорят об ухудшении импульса с 440 до 390.  Ну полноте. Мы говорим ведь не об отдельной ступени, а о ракете в целом. Где сейчас летает РН с первой ступенью на водороде? В лучшем случае имеем пакет, в котором есть керосиновые блоки и водородные, а суммарный импульс оного те-же 390 с.
Речь идет о конструкции, в которой уменьшается количество блоков и двигателей. Вот здесь надо уже смотреть, и здесь у меня сомнения такого рода. В начальный момент полета необходима большая тяга, вот в это время у пакета и работают двигатели на керосине + добавка от водородных. Скорость набрана, масса уменьшилась и лишние баки с двигателями выкинули. У трехкомпонентной конструкции в начальный момент мы должны обеспечить ту же тягу, но вот переходим на водородный режим:керосин кончился, а баки остались, и двигатели остались, а масса резко упала. Дросселируем двигатели, или отключаем часть. Так что их, тащить дальше??? Отбросим их, да и керосиновые баки за одно... Так подождите, не проще ли вернуться к раздельной схеме и отбросить баки с керосиновыми двигателями.
Импульс, это не самое главное. Надо уметь применить его к конкретной конструкции.

Цитировать

Цитировать...Неплохо бы сравнить ракетную ступень на трёхкомпонентном и на чисто водородном топливе...

А что, Старый, у вас есть сомнения на этот счет? :) Естественно, водород.
Однако странным выглядит назойливое использование керосина :)

Я в свое время считал по вашей просьбе ракету на керосин+водород и ракету на водороде. Не смотря на некоторое увеличение аэродинамических потерь, значительное ухудшение конструктивного совершенства, водород ВСЕ РАВНО ПОБЕДИЛ. Притом, значительно.

Почему так не делают в реале? Дорого? А почему тогда не делают перекисную ракету с вытеснительной подачей? :)

Интересно, а как Вы считали и почему так уверены в правильности своих расчетов? Как Вы прокомментируете результаты расчетов других товарищей? Например, Губанов в своей книге пишет следующее:

ЦитироватьВ 1983 г., когда была начата эксплуатация "Спейс Шаттла", уже были предложены конструктивные улучшения и модификации этой многоразовой транспортной системы, связанные с возрастающим количеством запусков космических объектов. Отмечалось, что использование комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. Были проведены изыскания американских учёных Д.Мартина, В.Келуори, Р.Конрада, А.Вилхайта, которые показали, что сухая масса и габариты ракеты-носителя с комбинированной двигательной установкой, в которой могут использоваться два горючих, меньше, чем ракеты, выполненные по классической схеме. Утверждалось, что уменьшение массы одноступенчатых ракет-носителей достигает 15%, двухступенчатых 11%. Снижение сухой массы приносит немало преимуществ, поэтому вариант универсализации двигателей по отношению к горючему становится заманчивым.

Одноступенчатые ракеты имеют пока грузоподъемность 0-целых, 0-десятых. Увеличение грузоподъемности на 15% соответственно доведет это значение ..., правильно, до о-целых, 0-десятых, 0-сотых. :D В таких условиях можно заложить увеличение грузоподъемности и на 50%, и на 100%, и на 1000%, у кого на сколько совести и фантазии хватит :D  :D

Ля-ля. Из водородников есть Дельта-4, Ариан-5 и Шаттл. Из них - Дельта-4 - чистый водородник, и она может в ОДНУ ступень вытащить небольшую ПН на орбиту. Так что не надо языком болтать. Другое дело, что использование керосина на, скажем, 4х бустерах аналогичных УРМ резко повысило бы ПН той же Дельты-4 за счет существенного сокращения аэродинамических потерь при незначительном падении УИ.

2 hcube
Я не против того, что Дельта 4 чистый водородник. Но я думаю, что у хозяев этой машины не хватит фантазии использовать ее в качестве одноступенчатой ракеты. Не вдохновит их и повышение ПН одноступенчатого варианта на 15% за счет применения трехкомпонентных ЖРД. Ракета двухступенчатая, а в тяжелом варианте трехступенчатая. Добавка керосиновых ускорителей резко повысит грузоподъемность ракеты, в чем я совершенно согласен. Причем проще установить керосиновые ускорители, которые отработав уйдут, чем воротить трехкомпонентную ступень, на которой при переходе на водородный режим останется слишком много неиспользуемого железа. Или я не прав??? Так что я наболТТал такого жутко-глупого?????
Я сильно извиняюсь, но зачем ломиться в открытую дверь? :)

Дело в том, что мощных керосинок у амов нету. Был F-1, но это было давно и неправда. Поэтому носитель с компоновкой типа Энергии будет вынужденно советско-американским. Или скажем, украино-американским. На что они никак не могут пойтить (с).

В теории очень неплохо выглядела бы двухступенчатая, или скажем 2.5 ступенчатая (как Союз) ракета на метане или СПГ. Навскидку - ракета с массой Союза (350 т) была бы раза в два 'пухлее' (примерно как Зенит) и выводила бы порядка 15 тонн ПН. При этом температуры кипения СПГ и кислорода близки, что позволяет использовать единую для обоих 'среднюю' криоструктуру. А наддувают баки все равно гелием ;-).

ЦитироватьДело в том, что мощных керосинок у амов нету. Был F-1, но это было давно и неправда. Поэтому носитель с компоновкой типа Энергии будет вынужденно советско-американским. Или скажем, украино-американским. На что они никак не могут пойтить (с).

 Дело ещё и в том, что для всего мира керосин это горючее далёкого прошлого. Все летают на водороде, а на ускорителях первых ступеней применяют твёрдое топливо. Вероятно это выгоднее чем керосин. Атлас-5 в этом ряду скорее исключение, чем правило.

ЦитироватьОдноступенчатые ракеты имеют пока грузоподъемность 0-целых, 0-десятых. Увеличение грузоподъемности на 15% соответственно доведет это значение ..., правильно, до о-целых, 0-десятых, 0-сотых. :D В таких условиях можно заложить увеличение грузоподъемности и на 50%, и на 100%, и на 1000%, у кого на сколько совести и фантазии хватит :D  :D

Вы пропустили 11% для двухступенчатых РН, которые были, есть и будут.

Ещё по моему скромному имхо топливо кислород/керосин во всех отношениях менее удобно чем АТ/НДМГ. А выигрыш в удельном импульсе незначителен.

ЦитироватьВ теории очень неплохо выглядела бы двухступенчатая, или скажем 2.5 ступенчатая (как Союз) ракета на метане или СПГ. Навскидку - ракета с массой Союза (350 т) была бы раза в два 'пухлее' (примерно как Зенит) и выводила бы порядка 15 тонн ПН. При этом температуры кипения СПГ и кислорода близки, что позволяет использовать единую для обоих 'среднюю' криоструктуру. А наддувают баки все равно гелием ;-).

 А чего, метаном нельзя надувать? ;)
Но всётаки сомнительно, что увеличение УИ на 15-20 сек да ещё со снижением плотности топлива, способно увеличить ПН вдвое.

ЦитироватьИли я не прав??? Так что я наболТТал такого жутко-глупого?????
Я сильно извиняюсь, но зачем ломиться в открытую дверь? :)

Вы не правильно "применяете" трехкомпонентник. Он имеет выгоды именно на одноступенчатой РН. Если оставить в стороне довольно спорные вопросы - можно ли сегодня и нужно ли вообще такую РН делать - и начать сравнивать различные типы ДУ для неё, то трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества (см. выше) перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.
Например, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

Цитировать...
Например, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

Там один только водород просто в бак не влез бы. Габариты то ограничены по длинне самолетом, а по ширине дополнительно и аэродинамикой.

ЦитироватьНапример, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

10 км очень даже в счёт - они позволяют делать высотное сопло на этом единственном двигателе.

Цитировать

ЦитироватьНапример, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

10 км очень даже в счёт - они позволяют делать высотное сопло на этом единственном двигателе.

Ну хорошо, в счет :-) Но все равно это фактор второго или третьего порядка, точно также, как и ограничение габаритов МАКСа длинной самолета, указанное Agent'ом. На выгодность применения трехкомпонентного ЖРД на одноступенчатой РН это практически не влияет. Т.е. при вертикальном старте от земли со стартового стола (и, следовательно, без ограничений габаритов длинной самолета :-) ) трехкомпонентный ЖРД все равно будет выгоднее водородника. (2 STEP: на 15% ;-) )

ЦитироватьВы не правильно "применяете" трехкомпонентник. Он имеет выгоды именно на одноступенчатой РН. Если оставить в стороне довольно спорные вопросы - можно ли сегодня и нужно ли вообще такую РН делать - и начать сравнивать различные типы ДУ для неё, то трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества (см. выше) перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.

Ничего подобного. СтОит только чуть уменьшить УИ по сравнению с водородом и одностуаенчатая ракета просто не выйдет на орбиту, даже совсем без ПН. А ведь трёхкомпонентный двигатель ещё и тяжелее чисто водородного, и не факт что "трёхкомпонентный" бак легче чисто водородного.

ЦитироватьНапример, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

Слово "планировался" в данном случае неприменимо. МАКС это афера, нереализуемый прожект, реализовывать его никто не планировал. В данном случае корректнее сказать "двигатель ПРЕДЛАГАЛСЯ авторами прожекта".

Цитировать

ЦитироватьВы не правильно "применяете" трехкомпонентник. Он имеет выгоды именно на одноступенчатой РН. Если оставить в стороне довольно спорные вопросы - можно ли сегодня и нужно ли вообще такую РН делать - и начать сравнивать различные типы ДУ для неё, то трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества (см. выше) перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.

Ничего подобного. СтОит только чуть уменьшить УИ по сравнению с водородом и одностуаенчатая ракета просто не выйдет на орбиту, даже совсем без ПН. А ведь трёхкомпонентный двигатель ещё и тяжелее чисто водородного, и не факт что "трёхкомпонентный" бак легче чисто водородного.

А вот и нифига! тот же "Атлас-3" мог выйти на орбиту в одну ступень, несмотря на свою керосиновую сущность.

И, вообще, глупо спорить. Надо считать, и считать очень аккуратно. Все "приближения первого порядка" недостаточно точны, а уж интуиция врёт за милую душу. Трехкомпонентник выгоднее чистого водородника как минимум первые 15 секунд, когда идёт чисто вертикальный подъем, и за эти жалкие 15 секунд гравитационные потери составят 150 м/с

ЦитироватьТам один только водород просто в бак не влез бы.

А откуда вы знаете? Вы знаете какой объём удалось сэкономить применив керосин? Вам вобще удалось найти данные сколько там керосина а сколько водорода?

ЦитироватьГабариты то ограничены по длинне самолетом, а по ширине дополнительно и аэродинамикой.

Вы не забыли, что габариты растут пропорционально кубическому корню от объёма?

Цитировать

ЦитироватьТам один только водород просто в бак не влез бы.

А откуда вы знаете? Вы знаете какой объём удалось сэкономить применив керосин? Вам вобще удалось найти данные сколько там керосина а сколько водорода?

ЦитироватьГабариты то ограничены по длинне самолетом, а по ширине дополнительно и аэродинамикой.

Вы не забыли, что габариты растут пропорционально кубическому корню от объёма?

Это на авиабазе в свое время просчитывали. Да и здесь был большей топик. Не помню токо - до пожара или после.
Вывод, насколько я помню, был таков - какая то ПН если и возможна, то именно на трехкомпонентном или на гравицапе. Потому как на двухкомпонентных ПН вобще не получаеться

Цитировать

ЦитироватьПри этом температуры кипения СПГ и кислорода близки, что позволяет использовать единую для обоих 'среднюю' криоструктуру. А наддувают баки все равно гелием ;-).

 А чего, метаном нельзя надувать? ;)

"Что-то мне подсказывает"(с), что некузявно кислородный бак метаном наддувать. :lol:

ЦитироватьИнтересно, а как Вы считали и почему так уверены в правильности своих расчетов?

Считал я до ужаса просто :) Собственно, поэтому и уверен в правильности расчетов. Брал реальные удельные характеристики движков и баков. "Ваял" из этого ОПТИМАЛЬНУЮ ракету, способную выйти на ЛЕО с определенной ПН и сравнивал их заправленные МАССЫ. Таким образом, более оптимальной ракетой я считал РН, имеющую большее значение отношений масс ПН и стартовой массы.

Заметьте, ДЕНЕГ Я НЕ СЧИТАЛ. Потому, что просто не знаю, сколько стоит ракета и какое отношение в цене ПУСТОЙ РН и его топлива.

ЦитироватьКак Вы прокомментируете результаты расчетов других товарищей? Например, Губанов в своей книге пишет следующее

См. выше. Видимо, "они слишком много знали" (с) :)

Цитировать"Что-то мне подсказывает"(с), что некузявно кислородный бак метаном наддувать. :lol:

А чего, кислородом нельзя наддуть? Но лично я бы и кислородный бак наддул метаном и даже водородом.А чего? Если искру не создавать, то вроде трахбабахнкть не должно?)

Цитировать...использование керосина ... резко повысило бы ПН ... за счет существенного сокращения аэродинамических потерь...

А расчеты говорят об обратном :)
Вот, что я посчитал с полгода назад, причем выложив все на этом форуме:

ЦитироватьСтрого говоря, аэродинамические потери определяются не площадью поперечного сечения, а (при прочих равных условиях) стартовой нагрузкой на мидель (т.е. отношением стартовой массы ракеты к площади миделя), умноженной на коэффициент лобового сопротивления. Вот, что показал анализ нагрузок на мидель для разных ракет (при равенстве Сх и в стартовой конфигурации):
Союз - 15500 кг/м^2
Зенит - 35000
Ariane V - 19000
Saturn V - 37000
Shuttle - 18000
Ангара7 - 23000
Дельта4 - 11000
Ясно, что при меньших значениях нагрузок на мидель общие аэродинамические потери будут больше, опять же при прочих равных условиях. Delta-IV Heavy, обладает наименьшей нагрузкой на мидель, поэтому проблемы с аэродинамическими потерями у нее серьезные, но при общей незначительности таких потерь в сумме всех потерь, имхо, дополнительный прирост характеристической скорости составит не более 50-100 м/с - не так много.

Кроме того, добавлю, что потери в аэродинамики на 100 м/с с ЛИХВОЙ будут компенсированы увеличением УИ водородной ступени. Так вот.

Цитировать... трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.

Ну, давайте посчитаем? Может вы и правы?

Что вы все крутитесь вокруг аэродинамических потерь? Гравитационные потери у нормальных ракет раз в 6-7 больше, а керосин в трёхкомпонентнике призван именно уменьшить гравитационные потери! И уменьшает, при грамотном использовании!

Нужно помнить еще вот о чём - кроме УИ, массового совершенства и Cx для реальной ракеты важны такие вещи, как стартовая тяговооруженность, максимальная перегрузка, максимальный угол атаки, и другие вещи, которые ни формула Циолковского, ни другие расчёты "на пальцах" не учитывают.

А стартовую тяговооруженность желательно иметь повыше, а максимальную перегрузку - наоборот, пониже. А, чем больше массовое совершенство, тем сильнее между ними разница. Вообще, в идеале хочется, чтобы весь полет происходил с ускорением 2,5 "же", не больше и не меньше. А на деле что выходит? В начале работы ступени - полтора, а в конце - четыре, если не больше. Вон, у "Днепра" - семь. И у "Зенита" было бы семь, если бы его не дросселировали столь жестоко. А дросселирование двигателя - это жертвование УИ, столь желательным и важным для одноступенчатой ракеты.

Трёхкомпонентник тем и интересен, что позволяет создать работающую SSTO. С приемлемым соотношением между стартовым весом и ПН. Целесообразность этого для одноразовых ракет равна нулю. Но техническая реализуемость бесспорна. И доказывать это со словами "А я считал, и у меня вышло" довольно глупо. Ибо считали очень многие и с разными результатами. Вывод - чьи-то методики ошибочны. Вот только разобраться в чужих методиках - очень много времени уходит. А разобраться необходимо, чтобы указать на ошибку.

Еще раз:

1. Одноступенчатые орбитальные носители возможны при нынешнем уровне развития ЖРД и конструкционных материалов.
2. При этом даже необязательно применение водородных и трёхкомпонентных двигателей - к примеру, "Атлас-3" может выйти на орбиту в одну ступень и вывести 100-150 кг полезной нагрузки.
3. Трёхкомпонентники дают возможность не только уменьшить гравитационные потери по сравнению с водородниками, но и снизить вес конструкции за счёт уменьшения разницы между стартовой и максимальной перегрузками, и за счёт снижения веса двигательной установки по сравнению с чисто водородным вариантом - из-за уменьшения величины потребной тяги в "водородном" режиме.
4. Эффективность трёхкомпонентника резко возрастает из-за высотного старта, что, впрочем, можно компенсировать выдвигаемым в полете сопловым насадком, как в НК-33-1.
5. Проблемы Х-33, и иже с ним, связаны не только и не столько с желанием выйти на орбиту в одну ступень, сколько сделать эту ступень полностью многоразовой, ибо одноразовый SSTO - это нонсенс.

Вот это особенно нравится :) :

ЦитироватьНо все равно это фактор второго или третьего порядка

Вы, мягко говоря, сильно ошибаетесь :) . Высотные движки дают - ну, процентов 10 УИ всяко. Мне тут показывали, как много - 1% УИ. При массе топлива в 10 тонн 1% повышения УИ даёт экономию в 100 кг топлива. То есть вторая ступень может быть на 100 кг больше. Поскольку она обычно в несколько раз легче, чем первая, то 100 кг - это несколько процентов массы. Всего один процент УИ...

За повышение УИ на 10% (а то и больше) - а это обычно, скажем, 300 или 450 м/с - ЖРДист, как уже упоминалось... ну, не будем :) . В общем, поверьте, это весьма немало :) . Высотное сопло - фактор не первого даже, а нулевого порядка.

Я вот чего не пойму - это почему народ так уперся в SSTO? Ну нафига тащить сначала на орбиту, а потом с нее СТАРТОВЫЙ АТМОСФЕРНЫЙ бустер? Зачем нужен Байкал на орбите? Его надо использовать и сбросить, он сам на старт пришлепает. А дальше - выйти на орбиту специально для этого предназначенной ступенью. А SSTO... ну, это попытка построить 5 километровый небоскреб постоянного сечения ;-)

Я бы еще понял, если бы у нас была ядерная ракета. Которая может сесть в море, заправиться оттуда водородом, сжижить его, взлететь на водородных ТРД, и выйти на орбиту в 1 ступень с относительной массой в 0.5, за счет высокого УИ.  Но у нас-то относительная масса должна быть менее 15%. А на ПН остается вообще кот наплакал. И все это надо еще и многоразовым сделать...

ЦитироватьВы, мягко говоря, сильно ошибаетесь :)

Нет, я не ошибаюсь. Это Вы невнимательно прочитали тот постинг :-). Напомню:

ЦитироватьНа выгодность применения трехкомпонентного ЖРД на одноступенчатой РН это практически не влияет.

Эти факторы упоминались в связи с "выгодностью/невыгодностью" применения 3 компонентов на SSTO, а не в связи с их влиянием на УИ. Т.е. понятно, что высотное сопло на высоте 10км имеет больший УИ, чеи "простое" - на земле. Но как это влияет на выбор ДУ для SSTO?

ЦитироватьЯ вот чего не пойму - это почему народ так уперся в SSTO?

Да, в общем-то, народ и не упирается :-). Просто тема называется "Трехкомпонентные ЖРД", а они выгодны именно на SSTO. Вот и всплыло...

ЦитироватьЗа повышение УИ на 10% (а то и больше) - а это обычно, скажем, 300 или 450 м/с - ЖРДист, как уже упоминалось... ну, не будем :)

Это выражение мне знакомо :-) Но я думаю, что такой ЖРДист, который увлекся погоней за высоким УИ и тем самым увеличил сухую массу SSTO на 15%, сам может оказаться убитым - главным конструктором SSTO ;-)

Цитата: "СтарыйСлово "планировался" в данном случае неприменимо. МАКС это афера, нереализуемый прожект, реализовывать его никто не планировал. В данном случае корректнее сказать "двигатель ПРЕДЛАГАЛСЯ авторами прожекта".

Не вижу разницы. Планировался [авторами прожекта] или предлагался [авторами прожекта] - все едино. Но если Вам так больше нравится, пусть будет "предлагался" :-)

ЦитироватьГравитационные потери у нормальных ракет раз в 6-7 больше, а керосин в трёхкомпонентнике призван именно уменьшить гравитационные потери!

А можно не на пальцах?
"А эта ваша странная фраза "керосин уменьшает гравитационные потери". Странная, если не сказать больше" (с, "Бриллинтовая рука") :)

Каким это таким "образом" керосин эти потери уменьшит? А водород, значит, не уменьшит? Может поищем, в таком случае, вещество, которое полностью аннулирует гравитацию? :)

ЦитироватьНужно помнить еще вот о чём - кроме УИ, массового совершенства и Cx для реальной ракеты важны такие вещи, как стартовая тяговооруженность, максимальная перегрузка, максимальный угол атаки, и другие вещи, которые ни формула Циолковского, ни другие расчёты "на пальцах" не учитывают.

Об этом знают все.
Что-то, однако, не видно формул и цифр в вашем посте

ЦитироватьА дросселирование двигателя - это жертвование УИ, столь желательным и важным для одноступенчатой ракеты.

Вовсе нет. Дросселирование SSME со 104% до 65% номинала НЕ ПРИВОДИТ К ЗАМЕТНОМУ ИЗМЕНЕНИЮ УИ (не более 1 секунды!!!). Гораздо хуже, что дросселирование приводит к "перетяжелению" двигательной установки и к псевдоснижению массового совершенства.

Цитироватьдоказывать со словами "А я считал, и у меня вышло" довольно глупо. Ибо считали очень многие и с разными результатами. Вывод - чьи-то методики ошибочны.

Не более глупо, чем "на пальцах".
Методика тут одна-единственная и очень сложно ошибиться.

Цитировать3. Трёхкомпонентники дают возможность не только уменьшить гравитационные потери по сравнению с водородниками, но и снизить вес конструкции за счёт уменьшения разницы между стартовой и максимальной перегрузками, и за счёт снижения веса двигательной установки по сравнению с чисто водородным вариантом - из-за уменьшения величины потребной тяги в "водородном" режиме.

У меня такая просьба будет к вам, Андрей. Вы не могли бы между причиной и следствием, вставлять пару фраз обосновывающих данное следствие. Я вроде не тупой, но не понял, почему "снизится вес трехкомпонентного ДУ, по сравнению с водородником"? :)

Вот тут - http://yarchive.net/space/rocket/fuels/hydrogen_deltav.html - кое-что есть...

Особенно вот это:

"Consider two SSTOs, one LOX/LH2 and one H2O2/kerosene (I like LOX/propane myself, but H2O2/kerosene is Mitch's favorite, and it's his discovery...), with the same GLOM (gross liftoff mass), the same engine thrust (and so same initial acceleration), and no requirement for G-limiting.  Draw a graph of mass vs. time for both.

Assume for the moment that they have the same total burn time.  The curves (well, lines) start from the same point.  The H2O2/kerosene one has to get rid of more mass, so to reach its final mass in the same amount of time, the slope of its mass line must be steeper.

Wait a minute.  A steeper mass line means that at any time after liftoff, the H2O2/kerosene SSTO has lower mass than the LOX/LH2 one, and since they have the same thrust... the H2O2/kerosene SSTO is accelerating faster.  If they have the same total delta-V requirement, that last assumption must be wrong:  the H2O2/kerosene burn time is shorter.

But... the biggest penalty on top of the theoretical delta-V is gravity losses, and gravity losses are a function of burn time!  The H2O2/kerosene SSTO is accelerating faster, so it has lower gravity losses, and needs less total delta-V.  Moreover, that makes its burn time still shorter, and its mass line still steeper, so the difference in acceleration is even larger than it first seems."

ЦитироватьВот тут - http://yarchive.net/space/rocket/fuels/hydrogen_deltav.html - кое-что есть...

Да, ну... Опять одни заявления.

Цитироватьgravity losses are a function of burn time

- только при вертикальном подъеме ракеты. Чем раньше мы "вывернем" в горизонтальный разгон, тем ... более по фиг на burn time :)

Я вот понять не могу, как Андрей Суворов собирается достичь при использовании трехкомпонентника, ОДНОВРЕМЕННО и высокую стартовую перегрузку и низкую при отсечки, не дросселирую ДУ?[/quote]

1. Керосиновый двигатель при том же линейном размере или той же массе, что и водородный, даёт большую абсолютную тягу. Это сопряжено как с большей плотностью керосина, так и с большим молекулярным весом продуктов сгорания. Разница в разы, или, что то же самое, на сотни процентов. SSME тягой 190 тонн имеет массу, большую, чем F-1, тягой 680 тонн.
2. Работая на начальном участке на керосине, мы можем увеличить стартовую перегрузку в разы ценой малого увеличения массы двигательной установки.
3. Гравитационные потери присутствуют не только на вертикальном участке траектории, их величина определяется интегралом по времени от проекции тяги на местную вертикаль. При этом против гравитации нам нужно совершить, как минимум, работу по подъему ракеты на высоту 200 км. Т.е. эта проекция не может быть сколь угодно малой.
4. Переход на водород приведет к снижению тяги при одновременном росте УИ. За счет этого мы снизим перегрузку без дросселирования.

5. На заре МБРостроения рассматривалась такая экзотика, как добавка соединений ртути в ракетное топливо на стартовом участке. При этом, естественно, падал УИ со страшной силой, но со столь же страшной силой росла тяга. Отказались из-за токсичности и дороговизны, а не из-за того, что это не давало эффекта. Значит, всегда есть участок, где выгодно разменять УИ на абсолютную тягу.

Спасибо, Андрей. Это я называю грамотным объяснением.

PS: Конечно, мог бы и сам подумать. Стыдно.  :oops:
Где бы посмотреть на сравнительные характеристики ДУ? (в сети).

ЦитироватьГравитационные потери присутствуют не только на вертикальном участке траектории, их величина определяется интегралом по времени от проекции тяги на местную вертикаль.

... за минусом центробежного ускорения... если уж "на местную вертикаль". Значит, нужно горизонтально разгоняться быстрее, этому мешает атмосфера, вот и приходится оптимизировать траекторию.

^
|
Это был я.

Да уж понятно, что ты :( .

У некоторых хороших физиков - Дирака, Фейнмана, Хокинга... - есть традиция в книжках использовать мало формул. Всё, оказывается, можно объяснить словами...  даже если это одни заявления :) . В случае той выдержки смысл был тот, что принципиальным способом снижения потерь является уменьшение времени подъёма.

Ну и, конечно, подразумеваются пассажи о том, что выходить на орбиту нужно по вполне определённым (и зависящим, конечно, от многих факторов) траекториям, и что, хотя аэродинамические потери меньше гравитационных, при попытке "в лоб" снизить гравитационные потери аэродинамические потери начинают расти быстрее, чем падают гравитационные. И это мешает "как можно раньше" начать загибать траекторию.

Лучше вот что объясни :) .

Цитировать... за минусом центробежного ускорения...

Центробежное ускорение в инерциальной системе координат (там его, конечно, нет, но будем смотреть на его эквивалент в инерциальной СК) компенсируется тем, что нам приходится прикладывать тягу не вдоль одной прямой, а вдоль местной (меняющейся) горизонтали. То есть, от перемены системы координат потери, как и следовало ожидать, не уменьшаются, а строго перераспределяются - в данном случае, при переходе во вращающуюся СК добавляется ЦБ, но уменьшается горизонтальная скорость...

Товарищ Коршунов на этот счёт, если не ошибаюсь, говорил; "Не жалейте вертикальную скорость - она скушает горизонтальную и поправит свои дела...". Или наоборот. Ну да на орбите эти две скорости вроде циклически переходят одна в другую, поле-то ;) потенциальное... (с) Перепёлкин.

ЦитироватьДа уж понятно, что ты :( .

С чего бы?

ЦитироватьУ некоторых хороших физиков - Дирака, Фейнмана, Хокинга... - есть традиция в книжках использовать мало формул. Всё, оказывается, можно объяснить словами...  даже если это одни заявления :) .

Это ты к чему? :)

ЦитироватьТо есть, от перемены системы координат потери, как и следовало ожидать, не уменьшаются, а строго перераспределяются

Было бы не плохо, если бы это было не так :)

Цитироватьв данном случае, при переходе во вращающуюся СК добавляется ЦБ, но уменьшается горизонтальная скорость...

Ну, в общем-то, горизонтальная скорость равна нулю, если СК связана с центром Земли и ракетой.

Ну как хочешь.

ЦитироватьНу как хочешь.

Пугаешь ты меня... Ты с кем, вообще, разговариваешь? и о чем?

Цитировать

ЦитироватьНу как хочешь.

Пугаешь ты меня... Ты с кем, вообще, разговариваешь? и о чем?

Он, вообще-то, всего лишь хотел сказать, что, если считать, что центростремительное ускорение нам помогает, то нужно и учитывать то, что нам мешаен непрерывный поворот вектора тяги.
А можно, наоборот, не учитывать ни то ни другое, т.к. это всего лишь преобразование координат.

Ну, ладно, раз уж вы взялись...
Как "нам мешает непрерывный поворот вектора тяги"?

ЦитироватьНу, ладно, раз уж вы взялись...
Как "нам мешает непрерывный поворот вектора тяги"?

:-) Ну, как же? Если у нас вектор тяги не коллинеарен вектору скорости, то под интеграл прокрадывается косинус этого угла. А без приложения соответствующего момента (реактивного!) они коллинеарны не будут.

Цитировать1. Керосиновый двигатель при том же линейном размере или той же массе, что и водородный, даёт большую абсолютную тягу. Это сопряжено как с большей плотностью керосина, так и с большим молекулярным весом продуктов сгорания. Разница в разы, или, что то же самое, на сотни процентов. SSME тягой 190 тонн имеет массу, большую, чем F-1, тягой 680 тонн.

По данным "красной энциклопедии" ССМЭ весит 3 тонны, а Ф-1 - 8 тонн. Чтото получается наоборот, чем вы сказали? Разница в оазы, но толлько Ф-1 тяжелее?
 Вот опять же RL-10 - 7 тонн тяги, 130 кг веса, 11Д58 (с блока ДМ) - 8.5 тонн тяги, 300 кг веса. Вот к примеру РД-120 (2-я ст Зенита) - 85 т тяга, 1125 кг вес, J-2 (Сатурн-5) - 102 т тяга, 1567 кг вес. В целом корнечно удельная масса водородных двигателей выше, но максимум на треть, а то и вовсе не выше. Ни о каких разах и речи нет.

Цитировать2. Работая на начальном участке на керосине, мы можем увеличить стартовую перегрузку в разы ценой малого увеличения массы двигательной установки.

Я так и не понял, почему вы решили, что при одинаковой тяге трёхкомпонентный двигатель будет легче чисто водородного?

Цитировать3. Гравитационные потери присутствуют не только на вертикальном участке траектории, их величина определяется интегралом по времени от проекции тяги на местную вертикаль. При этом против гравитации нам нужно совершить, как минимум, работу по подъему ракеты на высоту 200 км. Т.е. эта проекция не может быть сколь угодно малой.

Всё это очень познавательно, но какое это имеет отношение к типу топлива?

Цитировать4. Переход на водород приведет к снижению тяги при одновременном росте УИ. За счет этого мы снизим перегрузку без дросселирования.

А что нам мешает применить дросселирование?

Цитировать5. На заре МБРостроения рассматривалась такая экзотика, как добавка соединений ртути в ракетное топливо на стартовом участке. При этом, естественно, падал УИ со страшной силой, но со столь же страшной силой росла тяга. Отказались из-за токсичности и дороговизны, а не из-за того, что это не давало эффекта. Значит, всегда есть участок, где выгодно разменять УИ на абсолютную тягу.

Эта история тоже очень познавательная, но интересно:
 0. Грузить ракету балластом - это эффективное решение?
 1. Как подмешивать ртуть к топливу?
 2. Как растёт тяга двигателя для того чтобы оторвать от земли потяжелевшую ракету?
 3. Почему именно ртуть? Почему не вода или то же топливо? Вы не можете объяснить: если приспичило непременно с помощью балласта резко увеличить стартовую массу ракеты, то почему именно ртутью?

ЦитироватьСпасибо, Андрей. Это я называю грамотным объяснением.

Всётаки по моему скромному имхр грамотное объяснение это объяснение с цифрами.

ЦитироватьPS: Конечно, мог бы и сам подумать. Стыдно.  :oops:

Зачем думать? Надо знать. А стыдно верить на слово когда излагают сомнительные истины.

ЦитироватьГде бы посмотреть на сравнительные характеристики ДУ? (в сети).

В сети? У Вэйда наверное...

Старый, когда не в духе, такую чушь несёт :) ...

ЦитироватьСтарый, когда не в духе, такую чушь несёт :) ...

Бывает... А в чём чушь то?

Цитировать

ЦитироватьНу, ладно, раз уж вы взялись...
Как "нам мешает непрерывный поворот вектора тяги"?

:-) Ну, как же? Если у нас вектор тяги не коллинеарен вектору скорости, то под интеграл прокрадывается косинус этого угла. А без приложения соответствующего момента (реактивного!) они коллинеарны не будут.

Ой, да Вы что? :)
Вектор тяги (как правило) параллелен оси ракеты, тогда тот самый угол, о косинусе которого вы говорите, будет углом атаки. На атмосферном участке траектории он по определению не может быть большим, на заатмосферном - он не будет большим фактически. Потери, вызванные не коллинеарностью указанных вами векторов, называются условно "потерями на управление", и по желанию могут быть сведены к минимуму. Эти потери реально составляют единицы - десятки м/с - не больше (для ракет типа Зенит - единицы, для шаттла - десятки)! Можете посчитать сами. Надеюсь, вам не нужно напоминать о близости к единице косинуса малого угла? :)

ЦитироватьПо данным "красной энциклопедии" ССМЭ весит 3 тонны, а Ф-1 - 8 тонн. Чтото получается наоборот, чем вы сказали?
В целом корнечно удельная масса водородных двигателей выше, но максимум на треть, а то и вовсе не выше. Ни о каких разах и речи нет.

Спасибо, Старый. Но я привык верить людям на слово, особенн, когда их слова легко (но лениво!) проверить...

Цитировать

ЦитироватьСпасибо, Андрей. Это я называю грамотным объяснением.

Всётаки по моему скромному имхр грамотное объяснение это объяснение с цифрами.

Ну, дык объяснение и было с цифрами. Только вот цифры были не верными. :) А почему я не проверил - я уже объяснил.

Игорь, по-моему, ты не понял, о каком косинусе речь. Сейчас времени маловато, на пальцах дело вот в чём - если в инерциальной системе координат нет дополнитеьной силы "вверх", то, чтобы она взялась откуда-то в неинерциальной системе, должна в дополнение появиться ещё одна сила, которая "мешает". Из того соображения, что, как ты написал, было бы хорошо, если бы от перемены системы координат у нас появлялись бесплатно нескомпенсированные силы.

Цитировать...Сейчас времени маловато...

Очень жаль.

ЦитироватьИгорь, по-моему, ты не понял, о каком косинусе речь

Перечитал пост Андрея про косинус. Я понял все правильно.

Цитировать...времени маловато, на пальцах дело вот в чём...

Вчера мне уже объяснил сотрудник ГИБДД " на пальцах" :)

Я: - За что? (этот вопрос я ему задавал в шестой, наверное, раз :) )
Он: - Я те, ####, щас на пальцах объясню: средний, ####, видишь!?!?!

Так, что "на пальцах" - не прокатит :)

Ну как хочешь :) .

...

Хорошо, то, что центробежной силы нет в инерциальной СК, тебя не смущает? Объясни парадокс...

Вот это вот - "Если у нас вектор тяги не коллинеарен вектору скорости" - речь о том, что поворачивающаяся система координат постепенно увеличивает угол между вектором тяги, направленным по касательной, в текущий момент времени и в начале движения. В результате вектор приложен не вдоль одной прямой. В результате потери. Пропорциональные косинусу... который растёт со временем... поэтому, кстати, у ратмана в модели орбитального маневрирования с ЭРД такие потери и возникают...

ЦитироватьДросселирование SSME со 104% до 65% номинала НЕ ПРИВОДИТ К ЗАМЕТНОМУ ИЗМЕНЕНИЮ УИ (не более 1 секунды!!!).

А можно узнать, откуда Вы эти данные взяли? А то во всех учебниках приводят формулы и графики, из которых следует, что УИ при дросселирование падает ЗАМЕТНО, если специально не бороться с этим: переменное крит. сечение, регулируемые форсунки и т.д. На SSME ничего такого вроде-бы нет?

Цитировать

ЦитироватьДросселирование SSME со 104% до 65% номинала НЕ ПРИВОДИТ К ЗАМЕТНОМУ ИЗМЕНЕНИЮ УИ (не более 1 секунды!!!).

А можно узнать, откуда Вы эти данные взяли?

Ну, как же? По графику тяги и секундному расходу топлива.
Вообще-то, если быть более точным, по акселерометрии полета и теоретическому изменению массы системы Space Shuttle, учитывая при этом и "пилообразный" расход массы SRB.

Цитироватьпеременное крит. сечение, регулируемые форсунки и т.д. На SSME ничего такого вроде-бы нет?

Понятия не имею, но, вроде бы, нет.

ЦитироватьПо данным "красной энциклопедии" ССМЭ весит 3 тонны, а Ф-1 - 8 тонн. Чтото получается наоборот, чем вы сказали? Разница в оазы, но толлько Ф-1 тяжелее?
Вот опять же RL-10 - 7 тонн тяги, 130 кг веса, 11Д58 (с блока ДМ) - 8.5 тонн тяги, 300 кг веса. Вот к примеру РД-120 (2-я ст Зенита) - 85 т тяга, 1125 кг вес, J-2 (Сатурн-5) - 102 т тяга, 1567 кг вес. В целом корнечно удельная масса водородных двигателей выше, но максимум на треть, а то и вовсе не выше. Ни о каких разах и речи нет.

Ну, смысл-то остался - у водородников всё же на 1 Н тяги несколько больший вес двигателя приходится. Цифры я не проверял, но и по приведённым видно.

ЦитироватьЯ так и не понял, почему вы решили, что при одинаковой тяге трёхкомпонентный двигатель будет легче чисто водородного?

Тому, Старый, кто не цепляется к словам, должно быть понятна общая идея - раз керосиновый двигатель легче, в расчёте единицы тяги, чем водородный, а трёхкомпонентный - это промежуточный между керосиновым и водородным, и, далее, понятно, что в данном вопросе промежуточные условия дадут промежуточные результаты, то, стало быть, легче получится.

Это, конечно, немало "если", но, тем не менее, точка зрения не менее - и не более - скромная, чем иная.

ЦитироватьАндрей Суворов писал(а):
3. Гравитационные потери присутствуют не только на вертикальном участке траектории, их величина определяется интегралом по времени от проекции тяги на местную вертикаль. При этом против гравитации нам нужно совершить, как минимум, работу по подъему ракеты на высоту 200 км. Т.е. эта проекция не может быть сколь угодно малой.

Всё это очень познавательно, но какое это имеет отношение к типу топлива?

Смотри обсуждение выше - речь не только о типе топлива, а и о тяге, и потерях...

ЦитироватьА что нам мешает применить дросселирование?

Потери УИ, например, которые, как правило, имеют место в этом случае.

ЦитироватьЭта история тоже очень познавательная, но интересно:
0. Грузить ракету балластом - это эффективное решение?
1. Как подмешивать ртуть к топливу?
2. Как растёт тяга двигателя для того чтобы оторвать от земли потяжелевшую ракету?
3. Почему именно ртуть? Почему не вода или то же топливо? Вы не можете объяснить: если приспичило непременно с помощью балласта резко увеличить стартовую массу ракеты, то почему именно ртутью?

0. Не, грузить балластом никто не предлагает :) . Разве что ты.

1. О том, как именно подмешивать ртуть к топливу, речи не идёт. Речь о плотности топлива.

2. Надо посчитать.

3. Плотность большая потому что :) . Ещё раз, речь не о массе, а об удельной массе.

ЦитироватьВсётаки по моему скромному имхр грамотное объяснение это объяснение с цифрами.

Необязательно. Для скептиков приводились примеры.

ЦитироватьЗачем думать? Надо знать. А стыдно верить на слово когда излагают сомнительные истины.

Это, к сожалению, твоё кредо :( . Вот это "зачем думать" тебе здорово мешает.

А на слово тебе никто особенно и не верит :) .

Ну, получается, что насчет сотен процентов я приврал. Прошу прощения за преувеличение.

Тем не менее, для высокотехнологичных водородников характерно отношение тяги к массе 70:1, а для высокотехнологичных керосинок 100:1
Итого 40% разницы. Трехкомпонентный двигатель будет, конечно, тяжелее водородного с такой же тягой в водородном режиме, и тяжелее керосинового с такой же тягой в керосиновом режиме, но есть обоснованная надежда, что он всё же будет легче, чем водородный с такой тягой, как трехкомпонентник в керосиновом режиме.
Падение УИ при дросселировании зависит от многих факторов, в первую очередь - степени расширения сопла и давления снаружи. Но насчёт одной секунды для SSME при изменении тяги от 104% до 65% я бы хотел перепроверить сам. Поделитесь ссылочками, пожалуйста!

Но более быстрое расходование массы в начале полета действительно выгодно.

Цитировать... раз керосиновый двигатель легче, в расчёте единицы тяги, чем водородный, а трёхкомпонентный - это промежуточный между керосиновым и водородным, и, далее, понятно, что в данном вопросе промежуточные условия дадут промежуточные результаты, то, стало быть, легче получится.

А не кажется ли тебе, что трехкомпонентный движок будет удельно тяжелей, чем самый плохой из двух двухкомпонентных? Это же, имхо, очевидно.
Ну, посуди сам: пусть однотонный ДУ дает тягу 100 тонн на керосине+LOX (как самый лучший однокомпонентный ДУ). Вы оба с Андреем заверяли, что тот же самый движок, но на водороде создаст ЗНАЧИТЕЛЬНО меньшую тягу, это объясняется тем, что ТНА горючего начнет при тех же режимах прокачивать во много раз меньшую МАССУ LH2, чем керосина, и тяга составит, допустим 10 тонн (можно, конечно, и посчитать).
Какой отсюда напрашивается вывод? :)

И вообще, есть такое правило: "если смешать килограм варенья и килограмм дерьма, по мы получим два килограмма ДЕРЬМА" :)

Есть такая французская фраза, традиционно переводимая на русский как "всякое сравнение хромает".

Лучшие керосиновые движки имеют и побольше 100 отношение тяги к массе. НК-33, скажем. А РД-270 вообще хорош был...

Не уверен, что у трёхкомпонентных движков будет один и тот же ТНА и для керосина, и для водорода (это ещё мягко сказано - скорее, уверен в обратном).

Преимещество трёхкомпонентного - в том, что один движок может работать и на режиме большой тяги (на водороде такой тяги с такой массой движка добиться сложнее), и в режиме большого УИ. То есть, масса трёхкомпонентного ЖРД меньше, чем масса двух эквивалентных ЖРД - один на керосине, другой на водороде.

ЦитироватьПадение УИ при дросселировании зависит от многих факторов, в первую очередь - степени расширения сопла и давления снаружи. Но насчёт одной секунды для SSME при изменении тяги от 104% до 65% я бы хотел перепроверить сам. Поделитесь ссылочками, пожалуйста!

Ссылочек пока не дам. У меня перед глазами графики. А вот где я их взял - не помню.
Кстати, насколько я вижу дросселирование у SSME осуществляется НЕ ИЗМЕНЕНИЕМ РАСХОДА ТОПЛИВА, а (очевидно) изменением соотношения компонентов (избытка окислителя).

ЦитироватьА не кажется ли тебе, что трехкомпонентный движок будет удельно тяжелей, чем самый плохой из двух двухкомпонентных? Это же, имхо, очевидно.

Да, это очевидно.

ЦитироватьНу, посуди сам: пусть однотонный ДУ дает тягу 100 тонн на керосине+LOX (как самый лучший однокомпонентный ДУ). Вы оба с Андреем заверяли, что тот же самый движок, но на водороде создаст ЗНАЧИТЕЛЬНО меньшую тягу, это объясняется тем, что ТНА горючего начнет при тех же режимах прокачивать во много раз меньшую МАССУ LH2, чем керосина, и тяга составит, допустим 10 тонн (можно, конечно, и посчитать).

А вот здесь чуть не так. IMNSHO сделать насос, кот-й с одинакым успехом (и напором) будет качать и водород и керосин это из области ненаучной фантастиик. Т.о. AFAIK на трехкомпонентниках 3 насоса -- один окислителя и 2 горючего. Вот за счет еще одного и не маленького (как правило 2-3 ступени) насоса водорода такой ЖРД и будет тяжелее.

ЦитироватьНе уверен, что у трёхкомпонентных движков будет один и тот же ТНА и для керосина, и для водорода (это ещё мягко сказано - скорее, уверен в обратном)

Ну, и к чему это приведет? :) Второй ТНА горючего, он что - невесомый?

Цитироватьсделать насос, кот-й с одинакым успехом (и напором) будет качать и водород и керосин это из области ненаучной фантастиик.

Ну, я для улучшения позиции avmich'а залез в область ненаучной фантастики :)

ЦитироватьВот за счет еще одного и не маленького (как правило 2-3 ступени) насоса водорода такой ЖРД и будет тяжелее

Такой ЖРД будет УДЕЛЬНО тяжелей (или равен самому плохому из двух двухкомпонентных, в нашем случае - керосин+LOX) даже без второго ТНА горючего.

Да то, что трёхкомпонентный будет тяжелее, чем любой из двухкомпонентных, достаточно очевидно. Но он будет легче, чем два двухкомпонентных.

ЦитироватьТакой ЖРД будет УДЕЛЬНО тяжелей (или равен самому плохому из двух двухкомпонентных, в нашем случае - керосин+LOX) даже без второго ТНА горючего.

Маленькая поправка -- не ТНА, а просто насос (ну еще магистрали, регулятор, возможно форсунки, вообще водородное хозяйство довольно громоздкое). Турбина там будет общая и почти наверняка водородная. Вообще то я даже гипотетических ПГС трехкомпонентников не видал. Вот что там уже для МАКСа придумали было бы интересно. Очень. В смысле ПГС ;).

Вопрос Факасу:
Сергей, если я правильно понял, ты утверждаешь, что трехкомпонентный двигатель в керосиновом режиме будет удельно тяжелее, чем чистый водородник?
Т.е. отношение тяги к массе для трехкомпонентника даже в керосиновом режиме будет хуже, чем для водородника?
Что в водородном режиме оно хуже, глупо сомневаться.
Что он тяжелее керосинового такой же тяги, тем более ясно.

ЦитироватьДа то, что трёхкомпонентный будет тяжелее, чем любой из двухкомпонентных, достаточно очевидно. Но он будет легче, чем два двухкомпонентных.

Знаешь, фиг его знает...
Что там у них общего-то будет? Сопло (да и то, очевидно, с насадками)? ТНА (турбина) окислителя? Пожалуй и все... Притом, остальное - усложненные (а значит - утяжеленные) аналоги двухкомпонентных ДУ, в количестве ДВА КОМПЛЕКТА.

Считать надо...

Считать, конечно, надо.

Но всё же общие компоненты есть, из ключевых частей двигателя. КС, сопло, турбина, общий тракт окислителя - эти вещи используются с обоими топливами, хотя, вероятно, несколько в разных режимах (кстати, насчёт режимов не очень понятно). Мне кажется, изменяется меньше частей, чем остаётся, скажем, от керосинового ЖРД, причём остаётся малоизменённых по массе.

Но считать, конечно, надо.

Например, у нас тягу, наверное, хочется иметь побольше на керосине и поменьше на водороде. Хотя бы для уменьшения нагрузок на конструкцию при более высоких ускорениях из-за уменьшения массы ракеты. А КС одинаковая. Значит, надо подобрать давления, и расход кислорода, скорее всего, изменится... вопрос, насколько...

ЦитироватьВопрос Факасу:
Сергей, если я правильно понял, ты утверждаешь, что трехкомпонентный двигатель в керосиновом режиме будет удельно тяжелее, чем чистый водородник?
Т.е. отношение тяги к массе для трехкомпонентника даже в керосиновом режиме будет хуже, чем для водородника?
Что в водородном режиме оно хуже, глупо сомневаться.
Что он тяжелее керосинового такой же тяги, тем более ясно.

Я такого не утверждал ;). ПГС надо, тогда можно сказать. Все зависит... Например, если турбина будет постоянно водородная, то есс-но она будет меньше (как и ГГ) -- расходы нужны меньшие для водородной турбины, равной по мощности кислдой турбине. И т.д. и т.п. Окончательно можно что-то сказать имея ПГС и хотя бы в черне просчитанный движек.
Но в любом сл-е такой ЖРД будет легче 2-х -- керосинового и водородного.

Цитировать

ЦитироватьВопрос Факасу:
ты утверждаешь, что трехкомпонентный двигатель в керосиновом режиме будет удельно тяжелее, чем чистый водородник?

Я такого не утверждал ;). ПГС надо, тогда можно сказать. Все зависит... Окончательно можно что-то сказать имея ПГС и хотя бы в черне просчитанный движек.

AFAIK когда делали РД-0750, его делали на базе серийного РД-0120, при этом почти сразу отказались от чисто керосинового режима. Т.е. в режиме "с керосином" потребление водорода составляет 7-15% от нормального водородного режима. Видимо, и турбина осталась такой, как в РД-0120.

ЦитироватьAFAIK когда делали РД-0750...

Ой! Это что за зверь? В справочнике "Двигатели" такого нет...
 Это не то чудо, которое впаривали на Ангару в "промежуточном" варианте? Он существует где-нибудь кроме воспалённого воображения отдельных пиарщиков?

Цитировать

ЦитироватьAFAIK когда делали РД-0750...

Ой! Это что за зверь? В справочнике "Двигатели" такого нет...
 Это не то чудо, которое впаривали на Ангару в "промежуточном" варианте? Он существует где-нибудь кроме воспалённого воображения отдельных пиарщиков?

Зато он есть в Воронеже. Два экземпляра. Описан в "Новостях космонавтики" за 1998 год. Часть испытаний была совместная с "Аэроджетом". Поэтому это не чистый пиар.

Давайте всётаки попробуем разобраться с удельной массой двигателей. Данные по советским/российским двигателям взяты из справочника "Двигатели", по иностранным - из "красной энциклопедии". Только летавшие двигатели.  В числителе вес в кг, в знаменателе вакуумеая тяга в тоннах. Итог - килограммы веса на тонну тяги.
_НК-33_1222/167=7.3 - судя по всему это самый лёгкий ЖРД всех времён и народов. :)
_НК-43_1396/179=7.8 - его высотный собрат.
_РД-111_1480/166=8.9 - с ракеты Р-9
_РД-107_1155/102=11.3
_РД-108_1250/96=13.0
_РД-170_9750/806=12.1
_РД-180_5330/423=12.6
_LR-89__1372/178=7.7 - стартовый двигатель Атласа
_H-1____912/104=8.8 - с Сатурна-1
_LR-79__876/88=10.0 - С Дельты начала 70-х
_F-1____7860/790=9.9
_LR-105_465/38=12.2 - маршевый Атласа с высотным соплом.
 Вроде больше стартовых керосинок нет. Интересный момент - американские двигатели легче наших, но побить НК-33 им таки не удалось.
 Что мы имеем с водородом:
_SSME_3000/217=13.8 (по Вэйду 3177/232=13.7)
_РД-0120_3450/204=16.9
 Получается, что водородные двигатели работающие от земли на треть тяжелее керосиновых. Но не надо забывать, что оба этих двигателя имеют более высотные сопла чем "керосинки" первых ступенней, что увеличивает относительный вес.  
 По Вэйду:
_Вулкан_1300/110=11.8 - с Арианы-5G
_Вулкан-2_ 1800/133=13.5 - с Арианы-5Е
 Первый полегче многих керосинок будет, если Вэйд нам не врёт.
 Вот такая картина с двигателями первых ступеней. Что на верхних?
_НК-39_584/41.5=14.0
_РД-120_1125/85=13.2 - Зенит
_РД-0110_410/30.4=13.5 - Союз
_РД-0124_460/30.0=15.3 - ему на смену, ещё не летал
_РД-0109_121/5.5=22 (ого!) - Восток
 Разгонные блоки:
_11Д33_148/6.9=21.4 - блок Л
_11Д58_300/8.5=35.3 (ого!!!) - блок ДМ
 Супостаты на верхние ступени керосинки не ставили, условно можно считать таковым только вышеупомянутый LR-105.
 Водород:
_RL-10А3-3_133/6.7=19.9
_HM-7_150/6.1=24.6
_КВД-1_282/7.1=39.7 вероятно это антирекорд - самый тяжёлоый двигатель всех времён и народов
_J-2_1567/104=15.1
 Впечатляет, что удельная масса американских вакуумных водородников существенно ниже, чем наших соответствующих керосинок. И даже J-2 практически не хуже наших керосинок первых ступеней.
 В целом можно сделать вывод: удельная масса водородных ЖРД максимум на треть превышает удельную массу аналогичных керосиновых двигателей.
 Ну и неаконец RS-68 с Днельты-4. Кроме Вэйда я друних данных не нашёл. Но Вэйд даёт весьма большую цифру веса:
_RS-68_6597/338=19.5
 Либо тут супостаты решили "дешевизна любой ценой" и увеличили удельную массу в полтора раза, либо Вэйд чтото путает.

ЦитироватьЗато он есть в Воронеже. Два экземпляра. Описан в "Новостях космонавтики" за 1998 год. Часть испытаний была совместная с "Аэроджетом". Поэтому это не чистый пиар.

Не верю. Номер и страницу скажите?

По поводу устройства трёхкомпонентников.
 Использование общего ТНА практически невозможно. Расход компонентов на двух режимах различается в несколько раз, в таких условиях сделать один ТНА на оба режима невозможно.
 В РД-701 предусматривалось два ТНА, один кислород/водородный с турбиной на водороде, второй кислород/керосиновый, с турбиной на кислороде. И соответственно четыре типа форсунок: на жидкий кислород, на газообразный кислород, на газообразный водород и на керосин. Простенько так и со вкусом. :) На первом режиме оба ТНА работают одновременно. На втором керосиновый ТНА просто выключается а водородный продолжает работу. Не надо даже сильно чтото в нём регулировать. При прекращении подачи кислород/керосинового топлива давление в КС естественно падает с 300 до 120 атм, и тяга соответственно тоже, с 400 до 162 тонн. То есть обычное дроселлирование уменьшением подачи топлива и давления в камере. Но только что не за счёт изменения режима работы ТНА а за счёт выключения одного из ТНА.
 Правда давление, с которым нужно подавать компоненты в КС уменьшается более чем вдвое (на 180 атм), и я не понял, как предполагается сохранить расход через форсунки не меняя давления на выходе из ТНА, а спросить забыл...

ЦитироватьДавайте всётаки попробуем разобраться с удельной массой двигателей.

старый.. очень интересная табличка получилась..  а вот неплохо было бы еще одну(две) колонку(и) добавить - удельный импульс (и высотность сопла) - это как раз влияет на вес движка

рекомендую добавить пряма в тот же пост.
и эту табличку (уточняя и дополняя) смело можно выносить в страничку "Инфо" на этом сайте
это как раз та аналитика.. которой нехватает в спорах.. а искать и сравнивать долго  :roll:
(админы сайта.. хватайте горяченькое :!: ) :) только нада проверить данные :)

да, это интересно
только делить килограммы на тонны както не того...
может так  (thrust-to-weight ratio)

       T   W     T/W
РД-170 806 9.750 83.7

а по RS-68 у Боинга все есть http://www.boeing.com/defense-space/space/propul/RS68.html
TW 44.6 - почти в 2 раза ниже РД170

Цитироватьда, это интересно
только делить килограммы на тонны както не того...

А чего? Удельная масса в классическом виде. А  T/W как называется?

Цитироватьа по RS-68 у Боинга все есть http://www.boeing.com/defense-space/space/propul/RS68.html
TW 44.6 - почти в 2 раза ниже РД170

Такс... Надул таки Вэйд, особенно с тягой аж на 10%. Ну почему у него всё верно только "в первом приближении"? Стиль, чтоли?
 По Боингу получается так:
_RS-68_6610/295=22.4
 Действительно в 1.8 раза хуже РД-180.
 Если конечно я правильно килофунты перевёл. Надо ж такую единицу придумать... :)
 Хотя конечно на относительный результат правильность перевода не влияет.

Хотя конечно чёрт его знает, этого Боинга, кто из них врёт. По табличке удельный импульс на земле не меняется при дросселировании, а должен меняться...

TW это thrust-to-weight ratio
тяговооруженность.
Я просто уже встречал такое по двигателям. Пишут 1:80 или просто 80

ЦитироватьTW это thrust-to-weight ratio
тяговооруженность.

Да я понимаю что Тяга-то-Вес. :) Но вроде "тяговооружённость" применяется обычно ко всему летательному аппарату а не к двигателю отдельно.
 А удельная масса удобна в обращении - зная тягу легко вычислить массу.

Килофунты - это ерунда... вот ты, Старый, попробуй массу в слагах померить... то есть, в таких единицах, прикладывая к которым силу в один фунт силы, получаешь ускорение в один фут на секунду в квадрате... а ведь это имперская системная единица...

ЦитироватьКилофунты - это ерунда... вот ты, Старый, попробуй массу в слагах померить... то есть, в таких единицах, прикладывая к которым силу в один фунт силы, получаешь ускорение в один фут на секунду в квадрате... а ведь это имперская системная единица...

Абалдеть! Слава богу что хоть секунды у них не свои, отдельные? :)
 У меня на велосипеде на покрышках давление указано в 30 фунтов на квадратный дюйм. Так и не знаю до сих пор, сколько это. Накачиваю две атмосферы - нормально.

Раз уж мы тут пересмотрели все кислородные ЖРД, то вот ещё один кислородный, хоть и не керосиновый и не водородный.
_РД-119_168/10.7=15.7 - вполне прилично

У меня на велосипеде на покрышках давление указано в 30 фунтов на квадратный дюйм.

фунты на дюйм - это знаменитые PSI (pound per square inch). 14.7 псиаев - это атмосфера. :)))

Цитировать14.7 псиаев - это атмосфера. :)))

Вот блин! Я так и знал! :) :) :)

ЦитироватьУ меня на велосипеде на покрышках давление указано в 30 фунтов на квадратный дюйм. Так и не знаю до сих пор, сколько это.

:)

Господи, и этот человек заставляет нас спорить с цифрами в руках :)

Что ж. Подведем итоги.

Работающего трехкомпонентника НЕ БЫЛО. Соответственно, у нас нет никакой статистики по массовому совершенству такой ДУ. Соответственно, мы не можем говорить о его превосходстве над существующими типами ДУ и ТОЛЬКО НА ПАЛЬЦАХ можем рассуждать о перспективах его использования на SSTO против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

Я получил исчерпывающие ответы на сабж. Всем спасибо :)

Цитировать:)
Господи, и этот человек заставляет нас спорить с цифрами в руках :)

Но имхо то мне правильно подсказало что это 2 атмосферы ;)  :P

ЦитироватьСоответственно, мы не можем говорить о его превосходстве над существующими типами ДУ и ТОЛЬКО НА ПАЛЬЦАХ можем рассуждать о перспективах его использования на SSTO против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

Не, даже на пальцах мы не можем найти каких либо преимуществ трёхкомпонентника над чистым водородником. Подчёркиваю - над водородником.

ЦитироватьЧто ж. Подведем итоги.

Работающего трехкомпонентника НЕ БЫЛО. Соответственно, у нас нет никакой статистики по массовому совершенству такой ДУ. Соответственно, мы не можем говорить о его превосходстве над существующими типами ДУ и ТОЛЬКО НА ПАЛЬЦАХ можем рассуждать о перспективах его использования на SSTO против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

Я получил исчерпывающие ответы на сабж. Всем спасибо :)

Пожалуйста :-) Но Вы так и не поняли, что трехкомпонентник выступает против традиционных ДУ, установленых именно и только на SSTO, а не против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

По поводу "не можем говорить" т.к. "работающего трехкомпонентника НЕ БЫЛО". Аналогия: атомных/термоядерных ЭРД тоже пока еще не было, но никто не сомневается, что для дальних полетов они годятся лучше, чем ЖРД или ЭРД на СБ.

Цитировать...Вы так и не поняли...

Уж куды нам, ламптям-то...
Что уж там - fuck me with a piledriver and 16 feet of curare-tipped wrought-iron fence ... AND NO LUBRICANTS!!! :)


А теперь по делу:

ЦитироватьНо Вы так и не поняли, что трехкомпонентник выступает против традиционных ДУ, установленых именно и только на SSTO, а не против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

Если Вас это интересует - то именно это я понял. Трехкомпонентник в принципе - дерьмо, но на SSTO (сама идея которой (stage - ступень) на химическом топливе - бред), он, конечно, будет лучше традиционных ДУ.

Цитироватьатомных/термоядерных ЭРД тоже пока еще не было, но никто не сомневается, что для дальних полетов они годятся лучше, чем ЖРД или ЭРД на СБ.

ИМХО, не удачное сравнение. ЭРД существуют (сами движки)? Их параметры известны? Атомные реакторы существуют? Их параметры известны? И какие проблемы присобачить одно к другому? Как батарейку к фанарику...
Иное дело трехкомпонентник. Я НЕ УВЕРЕН, но мне КАЖЕТСЯ, что собрав воедино, конечно же, существующие элементы двухкомпонентных движков, мы получим монстра, с параметрами худшими или МАКСИМУМ сравнимыми с суммой двух традиционных ДУ. И не придерайтесь к слову "кажется", ведь вам тоже КАЖЕТСЯ, не так ли? :)

ЦитироватьПожалуйста :-) Но Вы так и не поняли, что трехкомпонентник выступает против традиционных ДУ, установленых именно и только на SSTO, а не против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

Сами вы ничего не поняли. С какой это радости и на SSTO он должен быть лучше чистого водородника?

ЦитироватьАналогия: атомных/термоядерных ЭРД тоже пока еще не было, но никто не сомневается, что для дальних полетов они годятся лучше, чем ЖРД или ЭРД на СБ.

Может и не сомневается. А может и сомневается. Но во всяком случае  отправляется в дальние полёты на ЖРД и даже РДТТ...

ЦитироватьЕсли Вас это интересует - то именно это я понял. Трехкомпонентник в принципе - дерьмо, но на SSTO (сама идея которой (stage - ступень) - бред), он, конечно, будет лучше традиционных ДУ.

Ваша фраза из предыдузего поста указывала на обратное. Но раз все-таки поняли, то и ладно :-)

ЦитироватьИМХО, не удачное сравнение.

Сравнение нормальное. Просто с атомными ЭРД все очевидно, а в случае с трехкомпонентниками выигрыш может составить еденицы процентов. Но именно это дает надежду адептам SSTO (к которым я, кстати, не отношусь :-) ).

Цитировать

ЦитироватьАналогия: атомных/термоядерных ЭРД тоже пока еще не было, но никто не сомневается, что для дальних полетов они годятся лучше, чем ЖРД или ЭРД на СБ.

Может и не сомневается. А может и сомневается. Но во всяком случае  отправляется в дальние полёты на ЖРД и даже РДТТ...

Старый, Вы просто непробиваемы... Естественно все отправляются в дальние полёты на ЖРД - ведь термоядерных ЭРД  НЕ БЫЛО ((c) igor_suslov :-) )

Цитироватьтермоядерных ЭРД  НЕ БЫЛО ((c) igor_suslov :-) )

Это чего это, вы меня цитируете? Я такого не говорил! Хотя и согласен. :)

Цитировать

ЦитироватьПожалуйста :-) Но Вы так и не поняли, что трехкомпонентник выступает против традиционных ДУ, установленых именно и только на SSTO, а не против многоступенчатых РН с традиционными ДУ.

Сами вы ничего не поняли. С какой это радости и на SSTO он должен быть лучше чистого водородника?

Ну и здесь Вы тоже непробиваемы...

Во-первых, сказано "выступает против традиционных ДУ, установленых именно и только на SSTO".
Подчеркну: "Выступвет", а не "является безоговорочно лучше".

Во-вторых, кроме Вашего ИМХО есть ИМХО людей, которые (в отличие от нас) все-таки постчитали (и вряд ли только по формуле Циолковского) - см. пост с цитатой Губанова.

ЦитироватьНу и здесь Вы тоже непробиваемы...

А что вы хочите? Послужите с моё... :(

ЦитироватьВо-вторых, кроме Вашего ИМХО есть ИМХО людей, которые (в отличие от нас) все-таки постчитали (и вряд ли только по формуле Циолковского) - см. пост с цитатой Губанова.

 А ихнее имхо в отличие от моего заитересованное. Губанову хочется найти инвестра на МАКС, вот и приходится ему говорить, что у него есть чудо-жар-птица - трёхкомпонентный ЖРД, который делает его аппарат эффективным.
 Из всего перечня достоинств реально он называет только более высокую объёмную плотность топлива. Рстальные достоинства относятся к водороду а не к трёхкомпонентому топливу.
 Пасчётов он никаких не приводит, а верить ему на слово как заинтересованному лмцу...
  Что интересно, из приведённых на буран.ру данных получается, что объёмная плотность трёхкомпонентоного топлива  (388кг кислорода, 74кг керосина, 30кг водорода) составляет 0.58 кг/литр, а плотность водородного топлива (149кг кислорода,  25кг водорода) - 0.36 кг/литр. То есть трёхкомпонентное топливо всего в полтора раза плотнее. Керосиновое топливо в три раза плотнее водородного, но трёхкомпонентное - всего в полтора.
 Я тут на досуге посчитал, вот что получилось.


%   Мк    Суs   Vбs
0   11.35  460  246
10  11.25  458  257
20  11.15  456  228
30  11.05  454  219
40  10.90  451  210
50  10.75  448  201
60  10.55  445  192
70  10.30  440  183
80  10.50  435  174
90   9.65  428  166
100  9.00  415  157


 % это процент трёхкомпонетного топлива от общего запаса топлива,
 Мк - это конечная масса (тонны) аппарата при стартовой массе 100 тонн и характеристической скорости 9.8 км/с.
 Суs - средний удельный импульс. (сек)
 Vбs - объём баков суммарный. (куб.м.)

 К примеру видно что при замене половины (по массе) водородного топлива на трехкомпонентное объём баков уменьшается на 18%, а конечная масса на 600 кг - 5%. Станет ли бак легче уменьшившись в объёме на 18% но сделавшись тройным и с дополнительным расходным трубороводом? Станет ли двигатель легче, вместо чисто водородного сделавшись трёхкомпонентным? А конечную массу тем не менее както прийдётся снижать на 600 кг (5%).

Блин, ну и цвет у кода!

Эти же цифры по человечески:

%___Мк__Суs_Vбs
_0 _11.35  460  246
10_11.25  458  257
20_11.15  456  228
30_11.05  454  219
40_10.90  451  210
50_10.75  448  201
60_10.55  445  192
70_10.30  440  183
80_10.50  435  174
90__9.65  428  166
100_9.00  415  157

Если ракета 100 тонн, и массовое совершенство 10, то топлива - 90 тонн. Из оставшихся 10 пусть ПН - 1 тонна (всё же одноступенник). Из 9 тонн сухой ракеты без ПН тонн 6, наверное, составляют баки. Вес примерно пропорционален объёму, если объём уменьшить на 18%, то тонну где-то выиграем...

С такой точностью считая, конечно, трудно что-то утверждать.

Можно, например, сказать, что массовое совершенство 10 - довольно хорошее... у нас средний УИ примерно вдвое меньше ХС, а e^2 - это примерно 7,3 , а не 10... Можно и обратное утверждать - что массового совершенства 10 добивались даже на водороде, на крупных ступенях (Energia Core Gross Mass: 905,000 kg. Empty Mass: 85,000 kg), а уж на керосине-то подавно...

Цитировать...Вес примерно пропорционален объёму...
...С такой точностью считая, конечно, трудно что-то утверждать....

Вы мне дайте данные по трехкомпонентным ДУ (где вы их возьмете?), а я посчитаю SSTO на водороде и трехкомпонентнике. У меня есть достаточно проверенные методы расчета весовых параметров баков , СУ, трубопроводов и т.д. (эмпирические, на основании анализа летающих изделий). А еще не плохо было бы программу использования трехкомпонентника, т.е. когда с керосина переходить на водород.
Тогда и сравним.
Я со Старым согласен. Выбивая бабки, Губанов мог и не такое еще написать.

Вэйд утверждает, а он, хоть и верит любому печатному слову, редко утверждает что-нибудь на совершенно пустом месте, что демонстраторы технологий были построены, как в Энергомаше, так и в Воронеже. Но, если энергомашевский имел тягу 9,6 тонны, то КБХА для демонстратора взяло серийный РД-0120.
РД-0120ТД был продемонстрирован Аэроджету, в том числе, в работе, но Аэроджет денег не дал. А у нашего государства их тогда и вовсе не было.

Хм, тут как-то делались подобные расчёты - получалось как раз наоборот, выгоднее на одном керосине летать. Вестимо, из-за массы баков...

Да, ещё нюанс - когда водород добавляется в горящий керосин, водород греется сильнее, чем когда он добавляется в горящий водород.

ЦитироватьХм, тут как-то делались подобные расчёты - получалось как раз наоборот, выгоднее на одном керосине летать. Вестимо, из-за массы баков...

Выгоднее на ВОДОРОДЕ :) И как ты думаешь, кто это считал? :)

Напоминаю:

ЦитироватьВ качестве примера, рассмотрим ракету, аналогичную Сатурну-V, у которой, в частности:
M0/Mk = 17,25 (для керосин-кислородной ступени, с учетом всех жидкостей, газов, коммуникаций и двигателей);
M0/Mk = 12,5 (для водород-кислородной ступени, с учетом всех жидкостей, газов, коммуникаций и двигателей);
Масса межступенчатых ступеней составит 0,2% от массы заправленной предыдущей ступени;
Масса системы управления составит 0,065% от массы всех заправленных ступеней;
Масса головного обтекателя составит 0,5% от массы всех заправленных ступеней (например, для Протона);
С учетом потребной скорости выхода на ЛЕО (200 х 200), потерь (гравитационные, аэродинамические, противодавление, управление) и «даровой» прибавки скорости от вращения Земли, получим потребную характеристическую скорость для выхода на ЛЕО: 7790 + 1985 – 465*cos(30) = 9375 м/с (для Сатурна V).
Пустотные удельные импульсы составят (для Сатурна V):
1. для керосин-кислородной ступени – 300 с.(F-1)
2. для водород-кислородной ступени – 415 с.(J-2)
Дополнительные предположения:
1.   Отношение пустотных УИ к атмосферным, одинаковы для керосин-кислородной и водород-кислородной ступеней;
2.   Каждая предыдущая ступень должна сообщать равные характеристические скорости последующим ступеням или ПН.
3.   ГО сбрасывается по окончании работы второй ступени.

Примем массу ПН, равной 10 т. Путем оптимизации (например, с помощью Solver'a в MS Excel), получим следующие значения масс ступеней (для полностью водород-кислородной ракеты):
 I       II         III
78 т.  33,05 т.   13,65 т.
(это «голые» массы заправленных ступеней, т.е. без межступенчатых отсеков, ГО, ПН, СУ).
Общая стартовая масса такой ракеты составит 135,6 т.

Теперь оставим две верхние ступени без изменений и найдем потребную массу первой ступени, использующую керосин-кислородное топливо, получаем:
   I       II        III
126.7 т.  33,05 т.   13,65 т.
Общая стартовая масса такой ракеты составит 184,4 т.

Что, неужели я считал? :)

10-тонную камеру в Энергомаше испытывали, это точно.
 А насчёт трёхкомпонетного РД-0120 это судя по всему сказка. О прожекте скорее всего речь идёт. В обоих случаях трёхкомпонентник предназначался не для реальных проектов, а для обоснования суперпрожектов. РД-701 для МАКСа, "трёхкомпонентный РД-0120" для "промежуточного варианта" Ангары. Была такая история, когда нужно было отказаться от официально утверждённого но нереализуемого варианта Ангары и перейти к нынешнему, "УРМному", то поводом послужила неготовность трёхкомпонентника.

ЦитироватьВыгоднее на ВОДОРОДЕ :) И как ты думаешь, кто это считал? :)

Напоминаю:
получим следующие значения масс ступеней (для полностью водород-кислородной ракеты):
 I       II         III
78 т.  33,05 т.   13,65 т.
(это «голые» массы заправленных ступеней, т.е. без межступенчатых отсеков, ГО, ПН, СУ).
Общая стартовая масса такой ракеты составит 135,6 т.

Теперь оставим две верхние ступени без изменений и найдем потребную массу первой ступени, использующую керосин-кислородное топливо, получаем:
   I       II        III
126.7 т.  33,05 т.   13,65 т.
Общая стартовая масса такой ракеты составит 184,4 т.

Неправильный расчёт. Он подразумевает, что для водородной и керосиновой ракет потери одинаковые, а это не так. Потери аэродинамические, а, особенно, гравитационные, у ракеты на керосине меньше.

Все рассуждения о выгодности водорода на нижних ступенях буксируют о приблизительность оценок потерь. Вопрос навскидку - на сколько уменьшаются гравитационные потери при увеличении тяги первой ступени на 10% при начальной тяговооруженности 1,25 и времени работы первой ступени 125 секунд и сохранении прочих равных параметров?

Дык вроде грав. потери это вопрос скорее тяговооружённости нежели плотности топлива?

Старый, ты будешь нервно смеяться, но гравитационные потери на первой ступени (а на нее приходится то ли 70, то ли 80% всех гравитационных потерь) зависят не только от тяговооруженности, но и от УИ, причем высокий УИ увеличивает (!) гравитационные потери.

Я это уже слышал, но трудно поверить.
 Логика вроде такая, что чем меньше УИ, тем быстрее уменьшается масса и растёт тяговооружённость?

Это не вопрос веры. Берешь ратмановский спредшит и считаешь. Да, логика примерно такая. То есть, при меньшем УИ против силы тяжести совершается меньшая работа. На ту же высоту нужно поднять меньший груз.

Старый, это качественная оценка, тут считать не нужно. Если масса ракеты одинакова, и тяга тоже одинакова, и мы стартуем один раз с высоким УИ, а другой раз - с низким, то при высоком УИ масса ракеты уменьшается медленнее (тяга-то одинакова, как и масса). А раз масса больше (для высокого УИ), то и потери больше.

ЦитироватьЧто, неужели я считал? :)

А вот и нет :)

На этом форуме считают два человека. Ratman и еще один, не будем говорить кто, хотя, вообще-то, это я :)
Ваша святая задача - все расчеты обо##ать, потому, как посчитать мы не можем, а качествено - дык мы все такие теоретики... аж, мля, дух захватывает...

ЦитироватьНеправильный расчёт.

Ну, это понятно :) У тебя, зато, классный расчет...

ЦитироватьОн подразумевает, что для водородной и керосиновой ракет потери одинаковые, а это не так

Ну, да - не так. Даже я согласен. А насколько? :) На пару десятков метров в секунду...

Короче, пока ты не "возмешь ратмановский спредшит и не посчитаешь", я тебе не поверю.
Времени нет считать? Ну, дык... ить..., а впрочем - ладно...

ЦитироватьТо есть, при меньшем УИ против силы тяжести совершается меньшая работа. На ту же высоту нужно поднять меньший груз.

Чтото тут не то. При прочих равных чем больше УИ тем меньше требуется топлива, тем меньшую массу нужно поднимать на все высоты, тем меньше работа против силы тяжести...

ЦитироватьНа этом форуме считают два человека. Ratman и еще один, не будем говорить кто, хотя, вообще-то, это я Smile
Ваша святая задача - все расчеты обо##ать

А вот и нет :P .

Считать то, что доступно уверенной качественной оценке - грех :) . Серьёзно. Головой работать надо, а не цифрами...

Цитировать

ЦитироватьТо есть, при меньшем УИ против силы тяжести совершается меньшая работа. На ту же высоту нужно поднять меньший груз.

Чтото тут не то. При прочих равных чем больше УИ тем меньше требуется топлива, тем меньшую массу нужно поднимать на все высоты, тем меньше работа против силы тяжести...

Старый, смотри внимательнее, как задача ставится.

Никто не оспаривает формулу Циолковского. Если тяга одинакова - а это задано в условии - то чем больше УИ, тем меньше расход. Чем меньше расход, тем (при одинаковой начальной массе - а это тоже в условии) большая масса остаётся в запасе - топливо расходуется экономнее. И чем больше масса остаётся, тем больше потери.

Если УИ выше, то лучше соотношение масс - сухая масса составляет больший процент. У ПН есть шанс возрасти. Но гравитационные потери тоже будут расти, это несомненно.

ЦитироватьСчитать то, что доступно уверенной качественной оценке - грех :) .

Ну, она (оценка) для кого и уверенная, а для кого и нет. Это во-первых.
Во-вторых, если потом твою качественную оценку срезает количественная, то сам знаешь, сколько она стоит... :)

ЦитироватьГоловой работать надо...

Ну, а это из разряда "сам дурак"...

Нет, не во-первых. Есть объективный научный факт, имеющий отношение к проблеме. Он влияет или не влияет - и если влияет, то в одну или другую сторону. Если это для кого-то "и нет" - дальше разговаривать неинтересно.

ЦитироватьВо-вторых, если потом твою качественную оценку срезает количественная, то сам знаешь, сколько она стоит... Smile

Знаю, конечно. Речь, разумеется, о количественной. Если количественная оценка противоречит качественной - недорого количественная оценка стоит... придётся объяснить-с. Качественно, заметим.

Качественный подход - это способ калибровки количественных оценок. Если насчитали, и объяснить нельзя - не верьте этим расчётам.

Тезис о том, что наука начинается там, где начинаются расчёты (ну, не так было сказано, конечно :) ), нужно правильно.

ЦитироватьНу, а это из разряда "сам дурак"...

Увы, Игорь... Показывать на число и говорить "а у меня не так получилось" стоит совсем недорого - хотя усилий может потребовать гору. Понимать надо.

Кстати, последняя цитата вырвана из контекста. В данном случае контекст важен :) . Так что не говорил я такого :) .

Цитировать...Показывать на число и говорить "а у меня не так получилось" стоит совсем недорого...

В общем, у меня сегодня нет ни желания, ни, увы, уже возможности, посчитать и что-то доказать...

На базе ратмановского спредшита я нарисовал спредшит, отражающий КАЧЕСТВЕННУЮ картину потерь. Она, к сожалению, не соответствует моим представлениям о количественной :) стороне потерь (кстати, буду благодарен тому, кто укажет на ошибку), но качественно, видимо, правильно оценивает их распределение.

Времени сейчас нет.
Я буду тебе персонально благодарен, если ты мне напомнишь об этом спредшите во вторник. Я ЕГО ВЫЛОЖУ, И ИЗДЕВАЙТЕСЬ ПОСЛЕ ЭТОГО :)

Понятно. Видимо, придётся на выходных и формулы пописать, и программки по расчёту... Считайте это обещанием.

... если получится... :)

Цитировать... Считайте это обещанием.

Ну, ты же меня знаешь: мне за базар подтянуть - чистый мед :)
Кстати, я тоже отвечаю :) "Пацан сказал, пацан - сделал" (с) :)

Взял ратмановский спредшит, нисколько его не модифицируя, подставил ракету "Союз" и убедился, что снижение УИ первой ступени на 10% можно вполне компенсировать увеличением тяги четырех блоков первой ступени на 50%. Полная тяга в этом режиме увеличивается примерно на 40%

При неизменной стартовой массе.

Правда, уменьшение УИ на 15% скомпенсировать увеличением тяги вдвое уже не удаётся до конца, но на орбиту оно всё же выходит. При той же стартовой массе, том же ПГ, но орбита пониже...

Но это же я не играл ни законом управления, ни распределением масс и тяг первой и второй ступеней! Только УИ и тяга четырех боковушек!

Чтото мне подсказывает, что разница в гравитационных потерях компенсируется если тяговооружённость ступени с высоким УИ увеличить на несколько процентов (не более десяти).

Я делал расчёты с помощью ратмановского спредшита что получится если навесить на различные существующие РН бустерные двигатели.
Если довести тяговооруженность РН на старте до ~1,8-2,0 и сбрость бустеры когда перегрузка достигнет ~3.0-3.75 g то ХС снижалась до ~8900-9000 м/с, а ПГ увеличивался на ~20-30%.

Аэродинамические потери конечно увеличиваются но выигрыш от снижения гравитационных потерь больше в разы.
Приведённые цифры это с учётом увеличившихся аэродинамич. потерь.

Снижение ХС на 10% равносильно увеличению УИ на те же 10% !

Аврал у нас, Игорь... задерживаемся. Вот думаю, не взять ли помощь клуба...

ЦитироватьАврал у нас, Игорь... задерживаемся. Вот думаю, не взять ли помощь клуба...

Угу. Или магистра :)

ratman'овский спредшит с потерями: http://www.geocities.com/igor_suslov/lm_2000.zip

если не получится, то http://www.geocities.com/igor_suslov/ , и ручками качаем файл lm_2000.zip
Для "облегчения веса" удалены строки в Simulation. Их, соответственно, нужно добавить. А также исправить "исходные данные" для графика тангажа.

Вопрос знатокам :) : "Почему такие большие гравитационные потери?"

ЦитироватьВзял ратмановский спредшит, нисколько его не модифицируя, подставил ракету "Союз" и убедился, что снижение УИ первой ступени на 10% можно вполне компенсировать увеличением тяги четырех блоков первой ступени на 50%. Полная тяга в этом режиме увеличивается примерно на 40%

Во-первых, не совсем понятно, какое это имеет отношение к "соревнованию" водорода и керосина, как горючего на первых ступенях?
Во-вторых, ratman'овский спредшит - штука, безусловно, полезная, но крайне неудобная для такого рода анализа, которым занимаемся мы. По причине ОЧЕНЬ сильного влияния малых разбросов характеристик ракеты на оптимальность траектории и долгого и нудного подбора свободных параметров оптимального управления. Вы, Андрей, проверяли КАЖДЫЙ раз оптимальность?

Цитировать

ЦитироватьВзял ратмановский спредшит, нисколько его не модифицируя, подставил ракету "Союз" и убедился, что снижение УИ первой ступени на 10% можно вполне компенсировать увеличением тяги четырех блоков первой ступени на 50%. Полная тяга в этом режиме увеличивается примерно на 40%

Во-первых, не совсем понятно, какое это имеет отношение к "соревнованию" водорода и керосина, как горючего на первых ступенях?

Самое прямое. Трёхкомпонентники стали воплощаться в "железо", пусть и тестовое, а не лётное, как попытка форсировать водородный двигатель впрыском керосина на старте. Это повышает тягу и понижает УИ. Вот я и игрался.

ЦитироватьВо-вторых, ratman'овский спредшит - штука, безусловно, полезная, но крайне неудобная для такого рода анализа, которым занимаемся мы. По причине ОЧЕНЬ сильного влияния малых разбросов характеристик ракеты на оптимальность траектории и долгого и нудного подбора свободных параметров оптимального управления. Вы, Андрей, проверяли КАЖДЫЙ раз оптимальность?

Оптимальность? Нет, Игорь, вы, очевидно, меня неправильно понимаете. Я хочу лишь доказать, что стартовая масса ракеты, использующей И керосин И водород МОЖЕТ быть, и БУДЕТ меньше, чем у водородной с тем же ПГ и той же тягой в водородном режиме. НА СКОЛЬКО - меня пока не очень волнует. Я показываю, что ХС - не догма, ибо в данном расчёте ХС уменьшается на столько же, на сколько уменьшаются грав. потери.

Старый же (да и вы тоже - или я неправильно понял?) стремится убедить нас, что водородная ракета всегда выиграет по стартовой массе у трёхкомпонентной при той же ПН и одинаковой тяге в водородном режиме.

Вопрос цены оставляем пока за кадром.

ЦитироватьСамое прямое. Трёхкомпонентники стали воплощаться в "железо", пусть и тестовое, а не лётное, как попытка форсировать водородный двигатель впрыском керосина на старте. Это повышает тягу и понижает УИ.

А не наоборот? Как попытка глубокого дросселирования путём значительного уменьшения подачи компонентов через отключение одного из ТНА?
 Но в целом весь вопрос о трёхкомпонентнике возник на практике только в связи с МАКСом как попытка привлечь инвесторов неким "чудо-решением".

ЦитироватьЯ хочу лишь доказать, что стартовая масса ракеты, использующей И керосин И водород МОЖЕТ быть, и БУДЕТ меньше, чем у водородной с тем же ПГ и той же тягой в водородном режиме.

Ну и как? Удалось доказать?

ЦитироватьСтарый же (да и вы тоже - или я неправильно понял?) стремится убедить нас, что водородная ракета всегда выиграет по стартовой массе у трёхкомпонентной при той же ПН и одинаковой тяге в водородном режиме.

Так точно! Именно это я и стремлюсь доказать. Кстати, вы ничего не напутали в начальных условиях? Именно так: тяга и ПН одинаковы, варьируется стартовая масса?
 Дело в том, что по моему скромному имхо, при равных стартовой массе и ПН ракета с бОльшим УИ будет иметь бОльшую ХС, что в любом случае перекроет увеличение гравитационных потерь.

ЦитироватьОптимальность? Нет, Игорь, вы, очевидно, меня неправильно понимаете.

Пара слов об оптимальности.
Видите ли в чем дело, изменяя стартовую тяговооруженность (например), вы "ломаете" оптимальное управление. Его нужно вновь делать оптимальным, чтобы правомерно сравнивать результаты. Делали ли вы это, если уж говорить о "прочих равных условиях"?

ЦитироватьСтарый же (да и вы тоже - или я неправильно понял?) стремится убедить нас, что водородная ракета всегда выиграет по стартовой массе у трёхкомпонентной при той же ПН и одинаковой тяге в водородном режиме.

Угу. ИМЕННО ТАК.
Впрочем, за Старого не скажу.
А что значит "при одинаковой тяге в водородном режиме"?
И еще - вы имеете в виду только SSTO? Или ЛЮБУЮ многоступенчатую ракету?

ЦитироватьДело в том, что по моему скромному имхо, при равных стартовой массе и ПН ракета с бОльшим УИ будет иметь бОльшую ХС, что в любом случае перекроет увеличение гравитационных потерь.

Ну, Старый, вы здесь не совсем правы.
Но я отношу ваше утверждение к двигательным установкам БОЛЬШОЙ ТЯГИ (коими и являются водородники и "керосиники") и уверен, что вы не имели в виду ЭРД, например. :)

ЦитироватьА не наоборот? Как попытка глубокого дросселирования путём значительного уменьшения подачи компонентов через отключение одного из ТНА?

Нет. В водородном режиме характеристики двигателя практически не меняются. Портится, конечно, удельная масса.

ЦитироватьНо в целом весь вопрос о трёхкомпонентнике возник на практике только в связи с МАКСом как попытка привлечь инвесторов неким "чудо-решением".

Нет. О трёхкомпонентниках конструкторы мечтали давно, еще Глушко пытался продвинуть трехкомпонентник, но считалось, что это технически нереализуемо. Ключевым моментом стал отказ от "чисто керосинового" режима. Турбина осталась водородной. И охлаждение частично осталось водородным. И сразу двигатели начали "увязываться".

Цитировать

ЦитироватьЯ хочу лишь доказать, что стартовая масса ракеты, использующей И керосин И водород МОЖЕТ быть, и БУДЕТ меньше, чем у водородной с тем же ПГ и той же тягой в водородном режиме.

Ну и как? Удалось доказать?

Нет. Пока мне лишь удалось доказать, что той же стартовой массе и ТОЙ ЖЕ ПН и той же тяге "в режиме с высоким УИ" можно компенсировать увеличением тяги снижение УИ в режиме стартовой тяги и ХС ракеты в целом.

Цитировать

ЦитироватьСтарый же (да и вы тоже - или я неправильно понял?) стремится убедить нас, что водородная ракета всегда выиграет по стартовой массе у трёхкомпонентной при той же ПН и одинаковой тяге в водородном режиме.

Ага! Именно это я и стремлюсь доказать? Естати, вы ничего не напутали в начальных условиях? Именно так: тяга и ПН одинаковы, варьируется стартовая масса?

НЕТ. Я при равной стартовой массе и ПН выяснял, на сколько нужно увеличить тягу, чтобы компенсировать снижение УИ и ХС, и можно ли это в принципе. Варьируются УИ и тяга при неизменной стартовой массе и массе ПН.

ЦитироватьДело в том, что по моему скромному имхо, при равных стартовой массе и ПН ракета с бОльшим УИ будет иметь бОльшую ХС, что в любом случае перекроет увеличение гравитационных потерь.

ВОТ, Я, СОБСТВЕННО, И ДОКАЗЫВАЛ, ЧТО ЭТО НЕ ТАК, ЛЮБОЙ МОЖЕТ ВЗЯТЬ И ПОВТОРИТЬ!

ЦитироватьПока мне лишь удалось доказать, что той же стартовой массе и ТОЙ ЖЕ ПН и той же тяге "в режиме с высоким УИ" можно компенсировать увеличением тяги снижение УИ в режиме стартовой тяги и ХС ракеты в целом.

Давайте будем юридически строги? Вам не удалось этого доказать, вам удалось "заявить о том, что вам удалось это доказать", приведя ряд цифр в поддержку вашей теории.

Впрочем, наверное, людям нужно больше верить...

Спор разрешится, если вы вышлите два спредшита с разными начальными условиями, касательными обсуждаемого вопроса, а я (или любой пожелавший) могут убедиться в вашей правоте или опровергнуть вас.

Вот мне, например, просто некогда повторить ваш опыт с LaunchModel'ю

Цитировать

ЦитироватьДело в том, что по моему скромному имхо, при равных стартовой массе и ПН ракета с бОльшим УИ будет иметь бОльшую ХС, что в любом случае перекроет увеличение гравитационных потерь.

ВОТ, Я, СОБСТВЕННО, И ДОКАЗЫВАЛ, ЧТО ЭТО НЕ ТАК, ЛЮБОЙ МОЖЕТ ВЗЯТЬ И ПОВТОРИТЬ!

 Можно попробовать и посчитать навскидку.
 Берём две одинаковые ракеты. Одноступенчатые, стартовая масса по 10 тонн, ПН по 2 тонны. Одна керосиновая, УИ=300сек, другая водородная УИ=400сек. Вес топлива в первой 7.3 т, конструкции 0.7 т, (7%стартовой) во второй - топлива 6.9 т, конструкции 1.1 т (11%стартовой, в полтора раза тяжелее первой)
 Характеристическая скорость получается у первой - 3850 м/с, у второй 4600 м/с. 750 м/с "лишней" ХС перекроют грав. потери?

По моему нескромному имхо при самом неблагоприятном случае строго вертикального подъёма доп. грав. потери никак не превысят 500 м/с. Остальные 250 оставляем для уменьшения стартовой массы.

Старый, возьми тяговооружённость в 1,1 у водородной... и, грубо говоря, не задавай глупых вопросов.

Игорь, вот это вот - "удалось не доказать, а утверждать, что удалось доказать, приведя в качестве аргументов ряд цифр" звучит, эээ, неконктруктивно :) . Давайте не будем считать ратмановский спредшит единственным способом анализа...

Хотя, спору нет, инструмент хорош. К нему много чего хочется в дополнение, но инструмент очень хорош.

ЦитироватьСтарый, возьми тяговооружённость в 1,1 у водородной... и, грубо говоря, не задавай глупых вопросов.

А может 0.9 взять, чего уж там? ;) Я взял у обеих 1.2 (стартовая тяга 12 тонн) В этом случае разница во времени работы двигателя составит примерно 48 сек, что умноженное на "же" и даёт максимальные дополнительные грав. потери.

Можно конечно и по спредшиту, но зачем? УИ у водородника будет расти на бОльшую величину, чем у керосинки, траектория будет наклоняться, что уменьшит грав. потери. Оба эти фактора ещё более улучшат ситуацию в пользу водородника.

ЦитироватьИгорь, вот это вот - "удалось не доказать, а утверждать, что удалось доказать, приведя в качестве аргументов ряд цифр" звучит, эээ, неконктруктивно :)

Сам знаю. :)
Как и утверждения "я посчитал, у меня получилось". Мне, между прочим, Андрей однажды уже поставил на вид эти МОИ слова, теперь это сделал я.
Неконструктивно, но считать лениво. Можно, конечно, на пальцах, как Старый.

ЦитироватьДавайте не будем считать ратмановский спредшит единственным способом анализа...

О! Что ты! Я сейчас и пытаюсь от него уйти! Уж очень он неудобен...
Хм... Чё сказал?!? :)

Увеличение тяговооружённости обеих ракет, кстати, также изменяет ситуацию в пользу водорода. В минусах только рост аэродинамических потерь.

Старый, есть принципиальный канал потерь для ракет с большим УИ. А именно, при постоянной тяге - меньший расход. То есть, в любой момент времени ракета с более высоким УИ весит больше. И гравитационные потери поэтому растут, несмотря на то, что тебе бы этого не хотелось, и поэтому ты на это закрываешь глаза. Открой, потери всё равно никуда не уйдут :) .

Окей.
Вот немодифицированный союз
http://monitor.vmb-service.ru/~suvorow/LaunchModel1.zip
вот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.
http://monitor.vmb-service.ru/~suvorow/LaunchModel2.zip

Нескомпенсированный недобор скорости составляет 11 м/с. Это немало, конечно, но в пределах допуска.

При оптимизации закона управления под "новые" двигатели это легко скомпенсировать. Притом же, явно, у немодифицированного "Союза" закон управления "оптимальнее". Так что, Игорь, это аргумент в мою пользу, а не вашу.

ЦитироватьСтарый, есть принципиальный канал потерь для ракет с большим УИ. А именно, при постоянной тяге - меньший расход. То есть, в любой момент времени ракета с более высоким УИ весит больше. И гравитационные потери поэтому растут

Начальные ускорения одинаковы?
Ну, тогда зачем нам сравнивать время? Время нам сравнивать не надо!
Сравнивать надо массы. А при равных массах ракеты, скорость будет больше у ракеты с большим УИ, впрочем это ясно и без численного анализа, который я с дуру провел :)

ЦитироватьСтарый, есть принципиальный канал потерь для ракет с большим УИ. А именно, при постоянной тяге - меньший расход. То есть, в любой момент времени ракета с более высоким УИ весит больше. И гравитационные потери поэтому растут, несмотря на то, что тебе бы этого не хотелось, и поэтому ты на это закрываешь глаза. Открой, потери всё равно никуда не уйдут :) .

Говорят же тебе что это учтено. Гравитационные потери в принципе не могут быть больше 9.81 м/с за секунду работы двигателя. И при самом неблагприятном варианте траектории (строго вертикальной) в рассмотреном мной варианте разница не может превышать 470 м/с. Это и есть следствие меньшего расхода и более длительной работы двигателя. Никаких других гравитационных потерь, кроме проекции силы тяжести на направление вектора тяги двигателя нет, и не надо их придумывать.
 Если ты докопался что "в любой момент ракета тяжелее", то не забывай что на том же количестве топлива двигатель с высоким УИ работает дольше, и таким образом разгоняет ракету до большей скорости. То есть палка о двух концах. "Более тяжёлая ракета" компенсируется "более продолжительной работой двигателя".

Андрей, спасибо. Я скачал оба спредшита. Посмотрю обязательно.

Браво, Старый!
Вот завтра еще найду ошибку у Андрея и... :)

Цитироватьвот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

2Андрей Суворов:

Да, уж... Все против нас! Присланные вами спредшиты, во-первых, втихую обновлены ratman'ом :) (т.е. я такого не видел), а во-вторых, "В версиях Excel 2000 и ниже существует проблема так называемых forward cross-worksheet references. В спредшитах с большим количеством ссылок между страницами эта проблема может привести к существенному замедлению пересчета.", вот как раз такая проблема меня и постигла :) Поэтому, пересчитать лист - дело невероятно долгое...
И, в третьих, даже сравнить один спредшит с другим, я не могу, потому, что запущенные одновременно два файла Excel'я открываются все равно поочередно ПОСЛЕ пересчета :)

Вот такой казус...

Цитировать

Цитироватьвот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

Нет, а почему я её должен увеличивать? Максимальная перегрузка больше? Тяга двигателей больше? Зато плотность топлива больше и двигатель проще. Не зря же мы УИ жертвуем!

Цитировать2Андрей Суворов:

Да, уж... Все против нас!

Ну, блин, извините! У меня офис ХР, и я как-то не подумал, что могут еще люди использовать более старые версии... И, что, даже нет возможности выдрать оттуда ракету?

Цитировать

Цитировать

Цитироватьвот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

Нет, а почему я её должен увеличивать? Максимальная перегрузка больше? Тяга двигателей больше? Зато плотность топлива больше и двигатель проще. Не зря же мы УИ жертвуем!

Дык, все дело в конкретных цифрах! Кто вам сказал, что двигатель, при снижении УИ на 10%, может добавить тяги в 1,5 раза без увеличения массы?
Мы же вроде договаривались, что массовое совершенство водородников и "керосиников" отличается (для рекордных ДУ) на 30%, при том, что их УИ отличаются на столько же? Не так ли?

Впрочем, ваш спредшит (по возможности, конечно), я проверю!

Цитировать

Цитировать

Цитироватьвот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

Нет, а почему я её должен увеличивать? Максимальная перегрузка больше? Тяга двигателей больше? Зато плотность топлива больше и двигатель проще. Не зря же мы УИ жертвуем!

"Увеличена тяга её же". Двигатель бОльшей тяги будет больше весить. При израсходовании топлива вся тяга будет передаваться "аперёд" и восприниматься элементами конструкции типа переходником, что также приведёт ук увеличению веса.

ЦитироватьМы же вроде договаривались, что массовое совершенство водородников и "керосиников" отличается (для рекордных ДУ) на 30%, при том, что их УИ отличаются на столько же? Не так ли?

Вау! А я брал что водородная ступень в полтора раза тяжелее. А УИ выше только на треть. Если сделать ступень тяжелее только в 1.3 раза, то тем хуже для керосина. Освободившийся вес я естественно обращу в топливо и эге! ;)

Угу. Лишние 200 кило  топлива вместо конструкции добавили мне ещё 260 м/с ХС и только 60 м/с гравпотерь. А вам?

Старый, я тебе говорил про принципиальный канал потерь. Если брать конкретные величины, то за 47 секунд далеко не улетишь.

В общем, всё с вами понятно... как дети малые, честное слово :( . Посчитаю, расскажу результаты. Но мне, если честно, вас жалко...

ЦитироватьВ общем, всё с вами понятно... как дети малые, честное слово :( . Посчитаю, расскажу результаты. Но мне, если честно, вас жалко...

 Авмич, ё-моё! Ты всегда отличался неспособностью понимать суть явлений но обвинять в этом других. ;) 47 сек это ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ время. За ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ 47 сек работы двигателя да ещё при почти пустой ракете (тяговооружённость 3-4) можно улететь очень далеко! На одном и том же запасе топлива двигатель тягой 12 тонн с УИ 300 сек прорабртает 182 сек, а с УИ 400 сек - 230 сек. Понимаешь, что хоть ракета и тяжелее, но за 230 сек он сможет её разогнать до большей скорости, чем при той же тяге за 182 сек?
 Откуда лишнее время при том же топливе? Оттуда, что двигатель с тягой 12 т и УИ 300 сек расходует 40 кг топлива в сек, а с УИ 400 сек - только 30 кг/сек.

Тепеоь все следите за моими руками. Берём нашу исходную водородную ракету весом 10 т и тягой 12 тонн. Т выкидываем из неё 2.2 тонны топлива. Стартовый вес становится 7.8 тонн. Тягу двигателя снижаем до 10.8 тонн. Тяговооружённость становится 1.38. Время работы становится 182 сек, как и у керосинового варианта. Гравпотери тоже. ХС тоже. Итого - Ту же ПН в 2 тонны водородная ракета выведет при стартовой массе 7.8 тонны, в то время как керосиновой нужно 10 тонн.
 Пардон, забыл. Описаное выше снижение тяги и уменьшение запаса топлтва приведёт к снижению массы конструкции килограмм как минимум на 20. Можете это засчитать ещё и как 10% увеличение ПН.

При учёте всего водородная РН с той же ПН при наших условиях оказывается легче на четверть чем керосиновая, а вес её конструкции оказывается равен керосиновой. Масса топлива почти в 2 раза меньше, объём баков всего в полтора раза больше "керосинки".

Очевидно применение трёхкомпонентого топлива будет представлять собой промежуточные варианты между указаными двумя. И ничего не даст кроме усложнения и напрасного увеличения веса. Что и требовалось доказать.

ЦитироватьАвмич, ё-моё! Ты всегда отличался неспособностью понимать суть явлений но обвинять в этом других. Wink 47 сек это ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ время. За ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ 47 сек работы двигателя да ещё при почти пустой ракете (тяговооружённость 3-4) можно улететь очень далеко! На одном и том же запасе топлива двигатель тягой 12 тонн с УИ 300 сек прорабртает 182 сек, а с УИ 400 сек - 230 сек. Понимаешь, что хоть ракета и тяжелее, но за 230 сек он сможет её разогнать до большей скорости, чем при той же тяге за 182 сек?
Откуда лишнее время при том же топливе? Оттуда, что двигатель с тягой 12 т и УИ 300 сек расходует 40 кг топлива в сек, а с УИ 400 сек - только 30 кг/сек.

Старый, до тебя в обвинениях мне всё равно далеко; я, впрочем, и не гонюсь. Если ты не понял, о чём я говорю, я тебе повторять не буду - не маленький. Ограничусь повторением :) следи больше за собой, есть за чем :) .

ЦитироватьОчевидно применение трёхкомпонентого топлива будет представлять собой промежуточные варианты между указаными двумя. И ничего не даст кроме усложнения и напрасного увеличения веса. Что и требовалось доказать.

Чисто водородная ракета будет лучше, чем чисто керосиновая. Спорить с этим бесполезно. Но при замене части водорода на керосин может появится выигрыш.

Влияние отдельных свойств топлива (УИ и плотности) на параметры ракеты при равных тяге и стартовой массе (допущение сделано для упрощения качественного анализа):
1. УИ: чем выше УИ, тем выше конечная скорость.
2. УИ: чем ниже УИ, тем быстрее расходуется топливо и быстрее растет тяговооруженность.
3.  Плотность: чем плотнее топливо, тем меньше сухая масса ракеты (масса баков, ТНА и магистралей) и тем больше запас топлива; т.е. тем выше конечная скорость.

(пункт 2 - тот самый "принципиальный канал", о котором говорил avmich).

Видно, что первые два пункта всегда противопечат друг другу. Пункт 3, как правило, вместе с пунктом 2 противопечит пункту 1 (если выбирать между H2 и керосином).

3-х компонентый двигатель - попытка объеденить все три пункта:
1. Большая часть траектории - пологая. На этом участке не нужно прилагать большую работу против сил тяжести и сопротивления атмосферы, но зато нужно набрать большую скорость - выбираем H2.
2. Вертикальный и "крутые" участки траектории - нужно быстро набрать высоту и развернуться - выбираем керосин.

Для того, чтобы найти opt. соотношение H2 и керосина, недостаточно расчетов по формуле Циолковского или ратмановской таблицы -
во-первых, нужно искать некое opt. соотношение, которое, скорее всего (IMHO :-)) лежит где-то между 70-90% H2;
во-вторых, на каждой итерации нужно достаточно точно оценивать массы ДУ, баков, и т.д., а также "лететь" по оптимальной траектории, иначе см. "в-третьих";
в-третьих, выигрыш от 3-х компонентов слишком невелик и может "съестся" упрощениями и погрешностями вычислений.

Естественно. Согласен. Трёхкомпонентник имеет ограниченное применение.

Что касается оптимальности, то оптимум можно найти методом Монте-Карло, ибо сейчас процессорное время стоит дёшево, дешевле керосина :-D
Проблема трёхкомпонентника возникла из-за того, что период, когда керосин выгоднее водорода, довольно короткий - в зависимости от траектории и других параметров -30...60 секунд полёта ракеты. Ну 70 секунд. Дальше точно выгоднее водород.

Делать такую короткую первую ступень нельзя. Поэтому и хочется половину времени работы первой ступени работать на керосине, вторую половину - на водороде. Или даже больше, чем половину.

Но прикол трехкомпонентника именно в том, что он позволяет создать технически рациональный SSTO.

ЦитироватьПроблема трёхкомпонентника возникла из-за того, что период, когда керосин выгоднее водорода, довольно короткий - в зависимости от траектории и других параметров -30...60 секунд полёта ракеты. Ну 70 секунд.

Нет. Нет периода когда керосин выгоднее. Даже одной секунды. Откуда вы, кстати, эжти цифры взяли - 30-60-70 сек? Прочитали гдн или сами придумали? ;)

ЦитироватьПоэтому и хочется половину времени работы первой ступени работать на керосине, вторую половину - на водороде.

Вы можете вразумительно объясеить, откуда такое странное желание?

ЦитироватьНо прикол трехкомпонентника именно в том, что он позволяет создать технически рациональный SSTO.

Это вы прочитали где или сами догадались?

Цитировать1. УИ: чем выше УИ, тем выше конечная скорость.

Да уж.

Цитировать2. УИ: чем ниже УИ, тем быстрее расходуется топливо и быстрее растет тяговооруженность.

Эта проблема куда рацирнальнее решается повышением тяговооружённости. Причём не за счёт увеличения тяги двигателя а за счёт снижения массы ракеты.
 Вобще конечно аргумент "снизить УИ чтоб быстрее расходовалось иопливо" удивляет. Китайские пионеры, чтоли? Напоминает анекдот:
-Ты зачем борону на спине таскаешь?
-А вот погонятся за мной собаки, станут догонять, я борону брошу и быстрее побегу.

Цитировать3.  Плотность: чем плотнее топливо, тем меньше сухая масса ракеты (масса баков, ТНА и магистралей) и тем больше запас топлива; т.е. тем выше конечная скорость.

Это оно конечно. Но как уже говорилось масса конструкции водородной ступени всего в 1.3 раза больше чем керосиновой. Сколько удастся сэкономить на трёхкомпонентности? Кто-нибудь смог показать? Ато пока по моему имхо трёхкомпонентная ступень будет только ТЯЖЕЛЕЕ водородной.

 Да вобще чего проще. Вот я обрисовал две воображаемые ракеты - керосиновую и водородную. Попробуйте нарисовать к ним трёхкомпонентную и показать что она будет лучше водородной.

ЦитироватьСтарый, есть принципиальный канал потерь для ракет с большим УИ. А именно, при постоянной тяге - меньший расход. То есть, в любой момент времени ракета с более высоким УИ весит больше. И гравитационные потери поэтому растут, несмотря на то, что тебе бы этого не хотелось, и поэтому ты на это закрываешь глаза. Открой, потери всё равно никуда не уйдут :) .

Нет никакого принципиального канала потерь для ракет с большим УИ. Если ракета имеет одинаковую ПН и начальную тягу, то ракета с большим УИ будет всегда иметь массу меньше чем ракета с большим УИ. Так как стартовая масса Ракеты с меньшим УИ больше. Не смотря на то, что её масса уменьшается быстрее она все равно остаётся больше в каждый момент времени.

А что мешает вместо трёхкомпонентных двигателей использовать водород-кислородные с большим регулированием соотношения компонентов. В режиме с большим УИ соотнонение 5,5-6/1 а в режиме большой тяги 10-12/1. Такой двигатель по моему гораздо проще чем трёхкомпонентный,  и обладаетвсеми достоинствами трёхкомпонентных. Вороде на шатлах так и делали, хотя и не в таком большом диапазоне.

И вот ещё что. В риальности то, что у керосиновых двигателей быстрее расходуется топливо далеко не всегда удаётся использовать, так как это приводит к большому отношению стартовой и конечной массы и соответственно большому ускорению в конце работы ступени. Поэтому для удержания максимальной перегрузки в разумных рамках, керосиновый двигатель приходится дросселировать, что лишаетего всех приемушеств относительно грав потерь да ещё приводит к дополнительному снижению УИ, и особенно сильно это проявляется у ракет с малым количеством ступеней.

ЦитироватьНо как уже говорилось масса конструкции водородной ступени всего в 1.3 раза больше чем керосиновой.

Это кем же это говорилось? Мною и Сусловым говорилось, что для двигателей отношение 4/3, но двигатель - это лишь часть сухой массы ступени.

ЦитироватьСколько удастся сэкономить на трёхкомпонентности? Кто-нибудь смог показать? Ато пока по моему имхо трёхкомпонентная ступень будет только ТЯЖЕЛЕЕ водородной.

Ну, чьи данные вы будете считать убедительными?

ЦитироватьДа вобще чего проще. Вот я обрисовал две воображаемые ракеты - керосиновую и водородную. Попробуйте нарисовать к ним трёхкомпонентную и показать что она будет лучше водородной.

Дайте мне к этой ракете программу угла тангажа. И все. Нет, правда, мне придется полагаться на заявленные параметры РД-701 или 0750

ЦитироватьНет никакого принципиального канала потерь для ракет с большим УИ. Если ракета имеет одинаковую ПН и начальную тягу, то ракета с большим УИ будет всегда иметь массу меньше чем ракета с большим УИ. Так как стартовая масса Ракеты с меньшим УИ больше. Не смотря на то, что её масса уменьшается быстрее она все равно остаётся больше в каждый момент времени.

Вот они - золотые слова!

ЦитироватьА что мешает вместо трёхкомпонентных двигателей использовать водород-кислородные с большим регулированием соотношения компонентов. В режиме с большим УИ соотнонение 5,5-6/1 а в режиме большой тяги 10-12/1. Такой двигатель по моему гораздо проще чем трёхкомпонентный,  и обладаетвсеми достоинствами трёхкомпонентных. Вороде на шатлах так и делали, хотя и не в таком большом диапазоне.

Ух какие золотые слова! Я только хотел об этом сказать! Сделать стехиометрическое соотношение 8:1 и зачем им трёхкомпонентник? Кстати, на 2-й ступени Сатурна-5 чтото подобное тоже делалось.

ЦитироватьДайте мне к этой ракете программу угла тангажа. И все. Нет, правда, мне придется полагаться на заявленные параметры РД-701 или 0750

Программа угла тангажа - 90 град. Вертикальный подъём.
 Заявленые весовые характеристики РД-701 - туфта. По их данным он существенно удельно легче РД-170/180.

ЦитироватьНет, правда, мне придется полагаться на заявленные параметры РД-701 или 0750

А! Если вы будете руководствоваться заявлеными расходами и уднльными импульсами РД-701, то для правильной оценки нужно пересчитать соответсивующие параметры чисто водородной ракеты.
 Насколько я понял УИ первого режима РД-701 (415 сек) равен среднему между максимальными УИ керосина (360 сек) и водорода (460 сек). Надо так же пересчитать и для наших образцовых ракет. Или взять для них УИ трёхкомпонентника 350 сек.
 Ещё раз параметры ракет:
Керосиновая
ПН-2т
Ст масса-10т
Конструкция-0.7т
Тяга-12т
УИ-300сек
Водородная
ПН-2т
Ст масса-7.5т
Конструкция-0.8т
Тяга-10.2т
УИ-400сек.

При немного измененных условиях получается:

Общие данные:
 ПН=2т
 масса топлива=7.5т
 стартовая тяга=12т
 pk=15МПа, pa=0.05МПа
 Программа угла тангажа - 90 град (Вертикальный подъём)

Керосиновая:
 km=2.6, Tk=3784K, M=23.8, k=1.19,
 удельная масса двигателя 8.5 кг/т
 удлиннение баков 4 (O2) и 2 (к)

Водородная:
 km=6, Tk=3566K, M=13.6, k=1.22
 удельная масса двигателя 10 кг/т
 удлиннение баков 2 (O2) и 5 (H2)

3-х компонентная (5% керосина и 95% водорода):
 km=6, w_H2=0.95, w_к=0.5, Tk=3598K, M=14, k=1.21
 удельная масса двигателя 11.5 кг/т
 удлиннение баков 2 (O2) и 5 (H2); бак керосина сферический

Результаты (с учетом грав. потерь и влияния атмосферы на УИ):
(из-за пересчета тяги стартовая тяга во всех случаях снизилась до ~11.3 т)

Керосиновая:
 Mk=633.31 кг (масса конструкции)
 m=38.1 кг/с (расход топлива)
 Is0=2903 м/с (УИ на земле)
 T=195 с  (время активного участка)
 Ise=3252 м/с (УИ в конце активного участка)
 n=4.7 (Максимальная перегрузка)
 Ve=3429.3 м/с (Конечная скорость)
 H=202366 м (высота подъема в конце активного участка)

Водородная:
 Mk=980.11 кг
 m=30.4 кг/с
 Is0=3652 м/с
 T=244.0 с  
 Ise=4060 м/с
 n=4.1
 Ve=4129.7 м/с
 H=319324 м

3-х компонентная:
 Mk=891.31 кг
 m=30.5 кг/с
 Is0=3640 м/с
 T=243.5 с  
 Ise=4057 м/с
 n=4.2
 Ve=4214.7 м/с
 H=325239 м

Масса баков оценивалась как Mt = S*h*ro, S - площадь поверхности цилиндра с заданным удлиненнием, h=3мм, ro=2700кг/m3. Для водорода еще дополнительно 50мм изоляции с ro=70кг/m3.

Масса конструкции Mk=2*(Me + Mts), Me - масса двигателя, Mts - суммарная масса баков.

Можно вопросы? Пока не по делу...

 pk=15МПа - это зачем?
 km=2.6, Tk=3784K - это зачем?
 M=23.8 - это что?

Если вот это: w_H2=0.95 массовая доля водорода, то что вот это: w_к=0.5?

Для 3-х компонентной удельная масса двигателя 11.5 кг/т  - откуда такая прикидка?

Зачем так сложно: Масса баков оценивалась как Mt = S*h*ro, S - площадь поверхности цилиндра с заданным удлиненнием, h=3мм, ro=2700кг/m3. Для водорода еще дополнительно 50мм изоляции с ro=70кг/m3. ?

Для, например, Сатурна 5 есть полные раскладки по массовым характеристикам ступеней, вплоть до масс газов наддува, почему бы не использовать их?

А откуда ты взял данные по удельным импульсам? Какието странные данные, УИ водородного и трёхкомпонентного двигателя в режиме болдьшой тяги практически равны, отличие всего в 0,3%, ну не может такого быть. Да и конечный УИ для водорода чтото маловат, даже у двигателей открытой схемы УИ значительно больше, а тут мы говорим о двигателях закрытой схемы, у них пустотный УИ не меньше 4400 м/с.

Цитироватьpk=15МПа - это зачем?
 km=2.6, Tk=3784K - это зачем?
 M=23.8 - это что?

По этим данным вычислялся УИ. M - молекулярная масса.
Все это нужно, чтобы абстрагироваться от разбросов УИ в реальных двигателях.

ЦитироватьЕсли вот это: w_H2=0.95 массовая доля водорода, то что вот это: w_к=0.5?

0.5 - это опечатка. Правильное значение 0.05. Кстати, чуть выше указано правильно: "5% керосина и 95% водорода"

ЦитироватьДля 3-х компонентной удельная масса двигателя 11.5 кг/т  - откуда такая прикидка?

Масса водородника - 10. При введении 5% керосина увеличение массы с 10 до 11.5 выглядит правдоподобно :-) Кроме того, на трехкомпонентной ракете есть еще запас сухой массы, так что массу ДУ можно увеличить.

ЦитироватьЗачем так сложно: Масса баков оценивалась как Mt = S*h*ro, S - площадь поверхности цилиндра с заданным удлиненнием, h=3мм, ro=2700кг/m3. Для водорода еще дополнительно 50мм изоляции с ro=70кг/m3. ?
Для, например, Сатурна 5 есть полные раскладки по массовым характеристикам ступеней, вплоть до масс газов наддува, почему бы не использовать их?

Это необходимо, чтобы абстрагироваться от разбросов масс баков в реальных ракетах. Поясню: Вы уверены, что масса баков Р-7 (Зенита, и т.д. - по желанию) была бы именно такой, как она есть, если бы их разрабатывал фон Браун? И наоборот, что раскладки Сатурна 5 не изменились бы у Королева?

ЦитироватьМасса водородника - 10. При введении 5% керосина увеличение массы с 10 до 11.5 выглядит правдоподобно

:) Вы пошутили? :)
Надеюсь, Вы понимаете, что при введении хоть 0,01% :) массы керосина, потребуется все же оборудование (ТНА, магистрали и т.д.) под керосин? :)

По мне, оптимистической оценкой удельной массы (или тяги - как хотите) трехкомпонентника будет 1,5-1,7-кратное увеличение массы двигателя по сравнению с наиболее тяжелым из двух двухкомпонентников. Я, естественно, понимаю, что эта оценка тоже от "балды", но она мне кажется более правдоподобной :)

ЦитироватьВы уверены, что масса баков Р-7 (Зенита, и т.д. - по желанию) была бы именно такой, как она есть, если бы их разрабатывал фон Браун?

Да, в этом я почти уверен. Все ракеты делают на пределе конструкционной прочности, используют одинаковые материалы, фон Браун был не тупей СП, да и законы физики в Америки лишь чуть-чуть отличаются от аналогичных законов в СССР :) :) Так, что массовое совершенство у ракет, выполняющих одну задачу, должны быть похожими, а то и равными.

ЦитироватьА откуда ты взял данные по удельным импульсам? Какието странные данные, УИ водородного и трёхкомпонентного двигателя в режиме болдьшой тяги практически равны, отличие всего в 0,3%, ну не может такого быть. Да и конечный УИ для водорода чтото маловат, даже у двигателей открытой схемы УИ значительно больше, а тут мы говорим о двигателях закрытой схемы, у них пустотный УИ не меньше 4400 м/с.

Все УИ - теоретические. Для всех двигателей потери были приняты одинаковые, степень расширения e=300 тоже (15/0.05). Т.е. это не вакуумные двигатели.

О! Пока здесь Fakas.
К вам вопрос: а как бы вы оценили удельную массу трехкомпонентного движка?

Цитировать:) Вы пошутили? :)
Надеюсь, Вы понимаете, что при введении хоть 0,01% :) массы керосина, потребуется все же оборудование (ТНА, магистрали и т.д.) под керосин? :)

Я исхожу из того, что введение 5% керосина потребует новый насос на том же валу, что и два или три уже существующие. Причем насос этот относительно небольшой и маломощный (в виду малого расхода). Делать отдельный ТНА нет необходимости. Форсунок для такого малого расхода тоже нужно не очень много. Масса магистралей учтена умножением массы баков на 2.

Кстати, РД-701/704 с его 35МПа в камере и кучей раздельных ТНА - не единственный и далеко не лучший вариант конструкции трехкомпонентника. Взгляните лучше на воронежский двигатель, сделанный на базе РД-0120.

Поэтому удельная масса 11.5 (по сравнению с 10 для водородника и 8.5 для керосинового) не кажется мне такой уж смешной.

Цитировать

ЦитироватьВы уверены, что масса баков Р-7 (Зенита, и т.д. - по желанию) была бы именно такой, как она есть, если бы их разрабатывал фон Браун?

Да, в этом я почти уверен. Все ракеты делают на пределе конструкционной прочности, используют одинаковые материалы, фон Браун был не тупей СП, да и законы физики в Америки лишь чуть-чуть отличаются от аналогичных законов в СССР :) :) Так, что массовое совершенство у ракет, выполняющих одну задачу, должны быть похожими, а то и равными.

И все-таки выходит, что, например, Глушко все-же  э... чем-то отличался от Кузнецова :-). Или законы физики в Самаре все-же другие, не такие как в Химках: НК-33 - рекордсмен по удельной массе, любой двигатель Глушко тяжелее него.

Другой пример: некоторые водородные ступени (Дельты, например) удельно легче, чем ступени того же Зенита. Вас это не смущает?

Повторю для ясности: сравнивать следовало бы 3 двигателя, сделанные по одному и тому же ТЗ и лучше - одной и той же фирмой. Вы можете назвать такие, учитыая, что это должны быть керосиновый, водородный и трехкомпонентный двигатели?
То же самое и для самих ступеней: сравнивать нужно 3 разыне ступени (RP, LH и LH+RP), сделанные одной фирмой по одному и тому же ТЗ на РН. Можете назвать такие?

Цитировать

ЦитироватьВы уверены, что масса баков Р-7 (Зенита, и т.д. - по желанию) была бы именно такой, как она есть, если бы их разрабатывал фон Браун?

Да, в этом я почти уверен. Все ракеты делают на пределе конструкционной прочности, используют одинаковые материалы, фон Браун был не тупей СП, да и законы физики в Америки лишь чуть-чуть отличаются от аналогичных законов в СССР :) :) Так, что массовое совершенство у ракет, выполняющих одну задачу, должны быть похожими, а то и равными.

Вы помните, кстати, что именно поразило иностранцев во время выгрузки Р-7 из корабля? :-) И почему?

Цитировать... насос этот относительно небольшой и маломощный (в виду малого расхода).... Форсунок для такого малого расхода тоже нужно не очень много.

Не понял... Как "маломощный", как "малый расход"? А разве в режиме керосин+О2 ДУ работает не на полную мощность? И не дает заявленную вами ПОЛНУЮ тягу?

ЦитироватьКстати, РД-701/704 ... - не единственный и далеко не лучший вариант конструкции трехкомпонентника. Взгляните лучше на воронежский двигатель, сделанный на базе РД-0120.

С удовольствием бы не только взглянул, но и узнал бы его характеристики.
А то мы все на пальцах, да на пальцах...

Цитировать...сравнивать нужно 3 разыне ступени (RP, LH и LH+RP), сделанные одной фирмой по одному и тому же ТЗ на РН.

Следуя данной логике, а не анализом усреденных данных по ракетной технике, можно, в общем то, сделать заключение о том, например, что массовое совершенство водородной ступени (вместе, кстати, с движком) выше, чем керосиновой... Хотите примеры?  У меня их есть! :) Водородная ступень Арианы имеет отношение заправленная/пустая 13,5 против 10,1 у керосиновых бустеров Энергии... Вот и считайте, исходя из этого :)

ЦитироватьВы помните, кстати, что именно поразило иностранцев во время выгрузки Р-7 из корабля? :-) И почему?

Нет. Не помню. Из какого корабля?

Но я бы заинтересовался пакетной схемой этой дурацкой ракеты. Сорри за прямоту. Меня сейчас порвут.

Цитировать

Цитировать... насос этот относительно небольшой и маломощный (в виду малого расхода).... Форсунок для такого малого расхода тоже нужно не очень много.

Не понял... Как "маломощный", как "малый расход"? А разве в режиме керосин+О2 ДУ работает не на полную мощность? И не дает заявленную вами ПОЛНУЮ тягу?

Еще раз повторю: РД-701/704 - не единственный и далеко не лучший вариант конструкции трехкомпонентника. Я считал трехкомпонентник, в котором нет никакого режима "керосин+О2". Всю "дорогу" используется смесь 95% водорода и 5% керосина. Надеюсь, Вы согласны с тем, что это тоже трехкомпонентник? :-)

Цитировать

Цитировать...сравнивать нужно 3 разыне ступени (RP, LH и LH+RP), сделанные одной фирмой по одному и тому же ТЗ на РН.

Следуя данной логике, а не анализом усреденных данных по ракетной технике, можно, в общем то, сделать заключение о том, например, что массовое совершенство водородной ступени (вместе, кстати, с движком) выше, чем керосиновой... Хотите примеры?  У меня их есть! :) Водородная ступень Арианы имеет отношение заправленная/пустая 13,5 против 10,1 у керосиновых бустеров Энергии... Вот и считайте, исходя из этого :)

Вы не поняли. Это как раз я и говорю :-), что сравнивать разнотипные ступени существующих РН, сделанных в разное время и разными школами, не совсем корректно. Поэтому и был использован такой странный способ, какой ... был использован :D

Цитировать

ЦитироватьВы помните, кстати, что именно поразило иностранцев во время выгрузки Р-7 из корабля? :-) И почему?

Нет. Не помню. Из какого корабля?

Эту историю у Старого хорошо получается рассказывать. С метафорами про фольгу и т.п. Я так хорошо не умею :-)

ЦитироватьОбщие данные:
 ПН=2т
 масса топлива=7.5т
 стартовая тяга=12т
(из-за пересчета тяги стартовая тяга во всех случаях снизилась до ~11.3 т)+
3-х компонентная (5% керосина и 95% водорода):
Керосиновая:
 Mk=633.31 кг (масса конструкции)
Водородная:
 Mk=980.11 кг
 3-х компонентная:
 Mk=891.31 кг

Погодите, Гость.
Давайте по пунктам:
Водородная: столько то кислорода столько то водорода в килограммах.
Трёхкомпонентная: кислорода, водорода, керосина в килограммах.
 Ато както непонятно как убрав всего 5% водорода вам удалрсь снизить массу конструкции ажно на 10%. Даже не считая на прибавку керосинового бака со всей арматурой, непонятно как так получается.

ЦитироватьЯ считал трехкомпонентник, в котором нет никакого режима "керосин+О2". Всю "дорогу" используется смесь 95% водорода и 5% керосина. Надеюсь, Вы согласны с тем, что это тоже трехкомпонентник?

Да, это трехкомпонентник. Ртуть, как тут предлагалось, не пробовали добавить? По логике, удельные характеристики такой ракеты должны быть еще выше :)
И, кстати, раньше некоторыми участниками диспута :) высказывались соображения о том, что трехкомпонентник выгоден именно поочередным использованием пар топлив, теперь "всю дорогу" :)

ЦитироватьПоэтому и был использован такой странный способ, какой ... был использован :D

Ну, ясно. Таким образом, используя разные способы подсчета (одни менее, другие более странные, чем ваш), мы можем получить любой желаемый результат...

Старый, Вам отвечу вечером.

ЦитироватьИ, кстати, раньше некоторыми участниками диспута  высказывались соображения о том, что трехкомпонентник выгоден именно поочередным использованием пар топлив, теперь "всю дорогу"

Сейчас выгодно "всю дорогу", т.к. программа полета специфическая - "всю дорогу вертикально вверх" :-)

ЦитироватьНу, ясно. Таким образом, используя разные способы подсчета (одни менее, другие более странные, чем ваш), мы можем получить любой желаемый результат...

Вы можете назвать причину, по которой использованный способ является в принципе неверным?

ЦитироватьНу, ясно. Таким образом, используя разные способы подсчета (одни менее, другие более странные, чем ваш), мы можем получить любой желаемый результат...

Кстати, Ваш метод не менее страннен, т.к. "анализ усреденных данных по ракетной технике" на специально созданной подборке этой самой техники тоже даст любой желаемый результат. Ваш же пример с Арианой и Энергией это подтверждает.

Ну и еще в догонку :D : про ценность средней температуры по больнице как показателя состояния здоровья не забывайте  :wink:

Послушал я тут, и решил для себя сделать некоторые заметки, чтобы прояснить себе вопрос. Может мои глупые размышлизмы кому помогут. Если нет, то не читайте.
Вообще говоря, как я это понимаю, все упирается в расчет оптимума. А т.к. зависимость Конечной масс от скорости истечения и соотношения массы начальной к конечной нелинейная, то у этой величины может быть оптимум.
Что может дать трехкомпонентное топливо: уменьшить скорость истечения и уменьшить массу конструкции. Борьба этих тенденций даст перегиб на графике, вот и оптимум. Добиться перегиба, который превысит по массе ПН чистый водородник можно. То, что на данном этапе экономическая выгода от этого может оказаться отрицательной, это другой вопрос, т.к. экономическая сторона со временем может меняться в широком диапазоне.
Однорежимный трехкомпонентник на смеси вводорода и керосина, это практически двухкомпонентник. Просто горючее у него сложное. Он может иметь преимущество по отношению к многорежимному трехкомпонентнику, если горючее будет в виде эмульсии. Тогда отпадет необходимость в третьем баке и можно будет сыграть на конструкции. Тут тоже есть свой оптимум. Кроме того имеем оптимумы по компоновке ракеты, число ступеней и блоков и их соотношение. Кроме того, могут появиться подвижки в связи с новыми технологиями и материалами в конструкции.
Таким образом мы сталкиваемся с задачей по нахождению оптимума в чистом виде, и этот оптимум по ряду показателей может быть выше, чем у двухкомпонентных схем при прочих равных усчловиях.
Вывод могу сделать один: если не заниматься трехкомпонентными двигателями сейчас, на основании того, что прибавка в ПН не оправдывается затратами, то к моменту Х, когда выгоды смогут в силу различных причин оказаться ощутимыми, то по тем же экономическим причинам оптимум окажется не достигнутым.
Маленький вопрос не в тему: нужно ли человеку заниматься карате всю жизнь, если на него нападут может быть только один раз ... ?
И последнее, на основании рассуждений о сложностях создания водородников мы сейчас имеем в этой области то, что имеем. Теперь очередь за трехкомпонентником...

ЦитироватьПогодите, Гость.
непонятно как убрав всего 5% водорода вам удалрсь снизить массу конструкции ажно на 10%.

Да, Старый...  Не в бровь, а в глаз... :D

Просмотрев свою программу, обнаружил ошибку в расчете массы баков для трехкомпонентной ракеты. Исправленные цифры: Ve=4089.3 м/с, H=314947 м. Т.е. ниже, чем у водородной.

Кстати, Игорь Суслов даже указал на ошибку: в программе была та же самая опечатка ("0.5" вместо "0.05"), что и в постинге. Находясь не дома и не имея возможности проверить программу, я бодро принял участие в потасовке, будучи уверен в своей правоте :-) (хотя все остальные цифры вроде бы правильные, так что в споре именно с Игорем по поводу программы я все-таки не совсем уж и неправ был :-) ).

Итого, поигравшись еще со своей программой, пришел к выводу:
хотя грав. потери у водородной ракеты и выше, чем у трехкомпонентной и керосиновой, более высокий УИ всегда с избытком компенсирует их.

А посему признаю правоту в этом топике Старого, И.Суслова и других "водородников".

И все-таки интересно, почему довольно много авторов (и у нас, и у "них") пишут о преимуществах трехкомпонентников на SSTO? Не могут же все они лоббировать какие-то "кормушки"? Надо будет еще на досуге подумать :D

Цитироватья бодро принял участие в потасовке, будучи уверен в своей правоте :-)

На своём горьком примере (но чаще на примере оппонетов) я не раз убеждался, что ничто так не ослепляет как убеждённость в своей правоте.

ЦитироватьА посему признаю правоту в этом топике Старого, И.Суслова и других "водородников".

Громкое троекратное Ура! :0

ЦитироватьИ все-таки интересно, почему довольно много авторов (и у нас, и у "них") пишут о преимуществах трехкомпонентников на SSTO? Не могут же все они лоббировать какие-то "кормушки"? Надо будет еще на досуге подумать :D

Не верю. Не слышал. Может некоторые и говорят так, в общих чертах, не подумавши и не посчитав. На первый взгляд кажется логичным, но увы...
 Но в принципе, может быть если брать первый режим не трёхкомпонентным а чисто керосиновым, то результат может будет и другой. Хотя вряд ли.
 А всё что я слышал о реальных шевелениях с трёхкомпонентниками было связано только с проталкиванием МАКСа. Нужно было какоето чудо-оружие для воздействия на легковерного инвестора.
 Насколько я слышал для Х-33 и Венчур Стара даже и мыслей таких дурных не возникало. А может возникало, да быстро посчитали...

Да, ну вас... Только посчитать соберешься... Может не все смирились? Андрей, Саша, ау?!

Кстати, avmich еще хотел что-то о векторах рассказать...

Да, давненько я тута не бывал. Ничего не изменилось здесь как я вижу все теж споры до хрипоты, все тот же cтарый уверяет, что одноразовые деревянные ракеты с вытеснительной системой подачи намного  проще чем многоразовые железные с ТНА а поэтому дескать не надо переуслажнять (так кажется выражается старый)

Два слова о сути вопроса.

Мне кажется что в таких спорных ситуациях всегда нужно обращаться за разъяснениеми к классикам.  Например к учебнику "Теория ракетных двигателей" Алемасов, Дрегалин, Тишин, под/ред.В.П. Глушко.  где этому вопросу посвящено целых два параграфа. После ознакомления с ними станет понятно что суть здесь чрезвычайно проста -  использование многокомпонентой ДУ имеет смысл в условиях когда коэффициент конструктивного  совершенства ( отношения распологаемого обьема баков к конечной массе ракеты ) задан из тех или иных соображений.
То есть грубо говоря имея бак заданого обьема и массу ПН нужно сообщить максимальную конечную скорость. Элементарный анализ  показывает что при таком ограничении в широком диапозоне значений коэффициента конструктивного совершенства многокомпонетая ДУ более предпочтительна чем однокомпонентная. Почему тоже понятно. Вообщем читайте классиков.

ЦитироватьА посему признаю правоту в этом топике Старого, И.Суслова и других "водородников".

Ну, так не интересно :) Что же вы сразу сдались-то?

Не скажу за Старого, а я то знал, что дело в СУЩЕСТВУЮЩЕМ соотношении параметров. О ЧЕМ Я И ГОВОРИЛ ГОСТЮ!!! - возьмите за образец другие движки и получите ДРУГИЕ результаты :) Слишком тонка грань.

Пока отложим в сторону трехкомпонентник.
Так уж получилось, что сравнивая водородник (ДУ и баки) с керосиником (ДУ и баками), выгоднее использовать водородник.
Если бы отношения их характеристик были другими, я бы не стал спорить. Дело не в абсолютном преимуществе водородника в УИ, например, а в совокупности еще и того, что он НЕ СЛИШКОМ сильно проигрывает в удельной тяге на единицу массы движка, и баки, необходимые для хранения криогенного водорода не на порядок тяжелее керосинных. Формулу Циолковского все помним? :) V=Ve * Ln (M0/Mk). Понятно, что конечная скорость зависит от двух параметров - скорости истечения и массового совершенства, а значит прав гос.Шлядинский Александр:

Цитировать...уменьшение скорости истечения и уменьшение массы конструкции. Борьба этих тенденций даст перегиб на графике, вот и оптимум.

Ну, и ИванИваныч, конечно, тоже прав:

Цитировать...использование многокомпонентой ДУ имеет смысл в условиях когда коэффициент конструктивного совершенства задан из тех или иных соображений

А еще важно, что при высоком УИ, водородник может оторваться от Земли (это уже про начальную перегрузку). При абсолютном приемуществе ЭРД над водородником в УИ, никто же не станет спорить, что ЭРД выгоднее использовать при старте на Земле? :)

Я посчитал независимо от Гостя и признаЮ, что при взятых параметрах как у Гостя, по степени уменьшения выгодности ДУ стоят в следующем порядке: ВОДОРОДНИК, 3К, КЕРОСИНИК.

СтОит только увеличить удельную тягу на единицу массы до значений, как у водородника, и трехкомпонентник становится чуть выгоднее. :) :(
Но, т.к. есть все именно так как есть и мы живем в нашей Вселенной :) , то прав и Старый:

Цитироватьвсё что я слышал о реальных шевелениях с трёхкомпонентниками было связано только с проталкиванием МАКСа. Нужно было какоето чудо-оружие для воздействия на легковерного инвестора

Собственно, вы можете и сами убедиться в этом: http://www.geocities.com/igor_suslov/3k.zip - там, кстати, расписаны и потери... Конечно, там все несколько сумбурно - за ночь делалось, но если захотите разобраться - спрашивайте :)


PS: Всех похвалил? Все довольны? :)

Цитировать...СтОит только увеличить удельную тягу на единицу массы до значений, как у водородника, и трехкомпонентник становится чуть выгоднее...

Вот. А еще я сейчас сидел и баловался соотношением компонентов у водородника: занятная, блин, штука :)

ЦитироватьЕсли бы отношения их характеристик были другими, я бы не стал спорить. Дело не в абсолютном преимуществе водородника в УИ, например, а в совокупности еще и того, что он НЕ СЛИШКОМ сильно проигрывает в удельной тяге на единицу массы движка, и баки, необходимые для хранения криогенного водорода не на порядок тяжелее керосинных.

Чтото мне подсказывает, что если бы удельные характеристики водородных ступеней оказались бы существенно хуже нынешних, то выгоднее оказался бы чистый керосин, но никак не трёхкомпонентник. Керосин и так конкурирует с водородом на равных.

ЦитироватьФормулу Циолковского все помним? :) V=Ve * Ln (M0/Mk).

Что важно: УИ стОит прямо, а масса - под логарифмом. Отсюда следует, что при больших характеристических скоростях ступени (что какраз характерно для ССТО), удельный импульс существенно важнее чем массовое совершенство. Поэтому жертвовать удельным импульсом ради массового совершенства нелепо. А именно это предполагают трёхкомпонентники.
 Вспомните ЭРД. Массовое совершенство у них никакое. Но удельный импульс! Если немного подумать, то становится ясно насколько порочна сама основополагающая идея трёхкомпонентника - жертвовать удельным импульсом ради массового совршенства (да и оно ещё весьма сомнительно)  

Цитировать...уменьшение скорости истечения и уменьшение массы конструкции. Борьба этих тенденций даст перегиб на графике, вот и оптимум.

 Так точно. Но постройте график и посмотрите где прямая пересечёт логарифмическую кривую. Времена, когда массовое совершенство перевешивало удельный импульс безвозвратно прошли. Это было во времена когда масса конструкции составляла 20-30% стартовой массы.

Цитировать...использование многокомпонентой ДУ имеет смысл в условиях когда коэффициент конструктивного совершенства задан из тех или иных соображений

Ну если только искуственно задан. В реальных условиях такого не наблюдается.

ЦитироватьЯ посчитал независимо от Гостя и признаЮ, что при взятых параметрах как у Гостя, по степени уменьшения выгодности ДУ стоят в следующем порядке: ВОДОРОДНИК, 3К, КЕРОСИНИК.

Это если под "выгодностью" понимать массовую долю полезной нагрузки. Если судить по критерию стоимость/эффнетивность (цена за килограмм ПН на орбите), то на втором месте керосин (или АТ-НДМГ), а у трёхкомпонентника никаких шансов.

 В целом насколько я понял если построить график "эффективность-соотношение водород/керосин", то график будет иметь вид параболы. Эффективность будет подниматься к краям (чистому керосину и чистому водороду) и падать к центру (50% смесь). Как я выразился чуть ли не в начале полемики - трёхкомпонентное топливо будет объединять недостатки обоих компонентов но не объединять их достоинств.

Цитировать...использование многокомпонентой ДУ имеет смысл в условиях когда коэффициент конструктивного совершенства задан из тех или иных соображений

Ну если только искуственно задан. В реальных условиях такого не наблюдается.
.[/quote]

Во всех известных проектах использования трехкомпонентных ЖРД имелось ограничение на размер баков:  1) одноступенчатный ракетоплан Энергии - чисто водородный вариант там был что называется ни в какие ворота, МАКС - тоже самое, и наконец Ангара-4Э c трехкомпонентным центральным блоком -  у Хруничева нету возможности  изготовить пузатый водородный центральный блок как у Ариан-5 поэтому и возникла идея использовать трехкомпонентный ЖРД РД-0750.

ЦитироватьЧто важно: УИ стОит прямо, а масса - под логарифмом.... Поэтому жертвовать удельным импульсом ради массового совершенства нелепо. А именно это предполагают трёхкомпонентники.

Вот именно. Трехкомпонентники становятся выгодными (я все же имею в виду массовое совершенство, а не цену), когда научатся делать трехкомпонентный движок с характеристиками лучшими или равными характеристикам самого лучшего из двух двухкомпонентников. Но всем понятно, что этого никогда не произойдет :)

Цитироватьпорочна сама основополагающая идея трёхкомпонентника - жертвовать удельным импульсом ради массового совршенства

Это понятно. Но, насколько я понял, "трехкомпонентщики" :) не совсем это имели в виду, они говорили про "силу тяжести", "начальную перегрузку" и т.д. Я, правда, и в этом не вижу никакой выгоды :)

Цитировать...использование многокомпонентой ДУ имеет смысл в условиях когда коэффициент конструктивного совершенства задан из тех или иных соображений

ЦитироватьНу если только искуственно задан. В реальных условиях такого не наблюдается.

Ну, например, габариты СУЩЕСТВУЮЩЕГО стартового стола не позволяет использовать чисто водородную ступень. Правда, такого пока не наблюдалось...

ЦитироватьЭто если под "выгодностью" понимать массовую долю полезной нагрузки.

Ну, только это я и имел в виду. Про цены я ничего не знаю.

ЦитироватьКак я выразился чуть ли не в начале полемики - трёхкомпонентное топливо будет объединять недостатки обоих компонентов но не объединять их достоинств.

"Смешав килограмм дерьма и килограмм варенья, получим два килограмма дерьма" - я об этом говорил также :)

ЦитироватьВо всех известных проектах использования трехкомпонентных ЖРД имелось ограничение на размер баков:
одноступенчатный ракетоплан Энергии;
МАКС;
Ангара

Ну, а как ваши пять процентов керосина помогут? :) Вы скачали мой спредшит? Там ясно видно, что при шаровых баках, диаметры баков будут следующими:
1. Керосин - 1 м;
2. Водород - 1,7 м;
3. Три-К - 1,65 м :) В чем смысл?

Цитировать

ЦитироватьВо всех известных проектах использования трехкомпонентных ЖРД имелось ограничение на размер баков:
одноступенчатный ракетоплан Энергии;
МАКС;
Ангара

Ну, а как ваши пять процентов керосина помогут? :) Вы скачали мой спредшит? Там ясно видно, что при шаровых баках, диаметры баков будут следующими:
1. Керосин - 1 м;
2. Водород - 1,7 м;
3. Три-К - 1,65 м :) В чем смысл?

Гость это я ИванИваныч (забыл просто правильно подписаться), поэтому насчет спредшита вопрос не ко мне. Что касается керосина то его там отнюдь не 5% процентов. Например в ОС МАКС его процентов 30-50 или даже больше. Главное - при прочих равных (например при одинаковой стартовой массе) условиях ракета на  водороде разумеется лучше чем все остальное (включая и ракету на трехкомпонентной топливе) но если есть ограничения на обьем баков то выгоднее использовать трехкомпонентное топливо.  В случае с Ангарой-4Э дело именно в этом - ЦИХ не может производить ЦБ пузатей чем 4100 а для число водородного варианта надо бы 5000-6000мм поэтому они и прорабатывали вариант с РД-0750.

Цитата: "igor_suslov"

Цитата: "Anonymous"Ну, а как ваши пять процентов керосина помогут? :)

ЦитироватьТот Гость, которому Вы отвечаете, - более другой... Не тот, который "я", считавший трехкомпонентник с 5% керосина :D

ЦитироватьЧто же вы сразу сдались-то?

А Вы что, желаете в одиночку обладать истиной? А остальные чтобы так и оставались во тьме неучения?  :wink:  :D

Кстати, Вы уж ответьте, чем мой способ оценки масс плох. А то я все еще во тьме по этому вопросу... :-)

Вообще между нами девочками говоря трехкомпонентники  это детский сад вот импульсные детонационные двигатели это вещь. За ними перспектива. Никакого ТНА а импульс ого-го...

Цитироватьвот импульсные детонационные двигатели это вещь. За ними перспектива. Никакого ТНА а импульс ого-го...

Это вряд ли. Закона сохранения энергии пока что никому не удалось отменить, а из энергии содержащейся в химическом топливе выжато уже практически всё.

Эй, "Гости", вы уж разберитесь кто есть ху! Гостей, блин, поразвелось...

ЦитироватьКстати, Вы уж ответьте, чем мой способ оценки масс плох.

Нормальный способ. Один из нормальных.

Но мне ближе подстановка реальных характеристик. Я, например, находя массу баков, подставлял поверхностную плотность материалов существующих баков, что считаю более грамотным, чем "трехмиллиметровая стенка из АМГ6 и 50-мм теплоизоляция".

Цитировать...импульсные детонационные двигатели это вещь. За ними перспектива. Никакого ТНА а импульс ого-го...

А что за двигатель?

Цитировать

Цитировать...импульсные детонационные двигатели это вещь. За ними перспектива. Никакого ТНА а импульс ого-го...

А что за двигатель?

Если коротко то это движок с детонационым режимом горения. В классических ЖРД (в том числе и трехкомпонентниках ) как известно горение реализуется при постоянном давлении. При этом для того что бы получить более-менее приличный импульс нужен мощный ТНА который будет сжимать компоненты топлива до давления в камере а если движок замкнутой схемы до давления в два раза больше чем в камере. Вон в РД-170 давление в ГГ аж 600 атм. и ТНА соответствующий.  Отрабатывали этот ТНА лет 10 или даже больше (кстати в Двигателе вышла серия статей Рахманина посвященная полной драматизма истории создания РД-170).  В импульсном детонационном двигателе (ИДД) ТНА ваще не нужен так как сжатие происходит в волне детонации. Можно получить давления в тысяцу атмосфер и потом плюнуть таким газом через сопло.
Режим работы у него правда нестационарный и с этим есть сложности. Амеры уже сделали демонстрационый образец.

Добавлю, пожалуй, пять копеек в дискуссию...
...Вот только трогать пока вопрос о «выгодности» использования трёхкомпонентников и о критериях такой выгодности не буду. (Потому как не сильно копенгаген  :oops: ).

Скажем так, считалось, что для SSTO (или «почти SSTO») использовать «плотное» 3-х компонентное топливо у земли на режиме максимальной тяги с постепенным (или ступенчатым) дросселированием (и увеличением доли водорода) и переходом на второй чисто водородный режим отн. малой тяги - баллистически выгодно .
В разных вариантах гипотетического использования предлагались разные доли водорода в топливе для такого двигателя при работе на первом режиме (макс. тяги) – от 3 до 8%. Оптимальными назывались 3-4 % для т.н. аэрокосмических систем (по данным КБ "Салют") или 4-5% (NASA и McDonnell Douglas для т.н. "дельта-клиппера"). Максимум популярности этой идеи пришёлся на конец 80-х – первую половину 90-х (Одних только AIAA-ских докладов на эту тему я видел штук 10). Потом как-то сошло (или не попадается?).
Насколько я знаю свои варианты двигателя предлагали КБХА (по восстановительной схеме на основе 0120, с 3-х компонентным гг), Энергомаш (кислый, на основе «семейства РД-170» с 3-компонентной КС) и Rocketdyne (на основе SSME с коаксиальной камерой). Были какие-то опыты ещё у французов и японцев.

Характеристики (и их разбросы) примерно такие:
I-й режим (трёхкомпонентный)
—Пустотная тяга - 180...220 тс (100%);
—Удельный импульс (пустотный) - 400...420 с; (в зависимости от варианта двигателя)
—Массовая доля водорода в топливе - 3...8 %; (в зависимости от варианта двигателя)
—Давление в камере сгорания - 250...300 кгс/см2;
—Давление на срезе сопла - 0.18...0.25 кгс/см2 (Dср – 1900...2300мм);
II-й режим (водородный)
—Пустотная тяга - 80...100 тс (40-50 %);
—Удельный импульс - >450 с;
—Давление в камере сгорания - 100...120 кгс/см2;
—Давление на срезе сопла ~ 0.08 кгс/см2;
Вопрос оптимизации – время работы на каждом режиме, доля водорода в топливе на первом режиме работы (а также целесообразность её плавного изменения при дросселировании).
Примерно такие параметры ДУ и надо, видимо, закладывать в расчет для оценки «эффективности» 3-хкомпонентника.

ЦитироватьМассовая доля водорода в топливе - 3...8 %

Да, интересно... А я наоборот - 5% керосина задавал.
Надо будет еще и такой вариант попробовать.

Alexey просто-напросто ошибся:

ЦитироватьI-й режим (трёхкомпонентный)
—Удельный импульс (пустотный) - 400...420 с; (в зависимости от варианта двигателя)
—Массовая доля водорода в топливе - 3...8 %; (в зависимости от варианта двигателя)

т.е. получается, что при 3...8% водорода, УИ равен 420 с !?!? Дык скорее такой движок на конвеейр!!!

Цитировать

Цитировать

Цитировать...импульсные детонационные двигатели это вещь. За ними перспектива. Никакого ТНА а импульс ого-го...

А что за двигатель?

 (кстати в Двигателе вышла серия статей Рахманина посвященная полной драматизма истории создания РД-170).

http://engine.aviaport.ru/issues/29/page34.html
http://engine.aviaport.ru/issues/31/page28.html

ЦитироватьAlexey просто-напросто ошибся:
...т.е. получается, что при 3...8% водорода, УИ равен 420 с !?!? Дык скорее такой движок на конвеейр!!!

За что-ж Вы меня так? :)
420 с получается при 7-8% водорода в топливе, 300 атм в камере и указанной степени расширения. Не верите – это легко считается (хоть по нашей «HNOC», хоть по НАСАвской CEAgui теоретический импульс – даже выше).
Но вообще лучше пользовать импульс (пустотный, ессно) 410-415 с, соответствующий меньшей доле водорода и меньшему давлению в камере.
Кстати, % водорода – это от массы топлива (а не только горючего). Так что процент-то не маленький (в чисто двухкомпонентном кислород-водородном топливе доля водорода – 12-15% по массе).

Цитироватьхоть по нашей «HNOC», хоть по НАСАвской CEAgui теоретический импульс – даже выше

Не подскажете, где можно «HNOC» взять?

И спасибо за "наводку" на CEAgui - с ним работать удобнее, чем просто с CEA :-)

ЦитироватьНе подскажете, где можно «HNOC» взять?

Ну, в НИИТП, наверно :D

ЦитироватьAlexey просто-напросто ошибся:

ЦитироватьI-й режим (трёхкомпонентный)
—Удельный импульс (пустотный) - 400...420 с; (в зависимости от варианта двигателя)
—Массовая доля водорода в топливе - 3...8 %; (в зависимости от варианта двигателя)

т.е. получается, что при 3...8% водорода, УИ равен 420 с !?!? Дык скорее такой движок на конвеейр!!!

 Не ошибается он. В обычном водородном ЖРД с соотношением 6:1 водорода 16% Остальное кислород. От половины до 3/4 водорода заменяем керосином, вот и получается 4-8%
 В РД-701 в первом пежиме кислорода 388кг/с (79%), керосина 74кг/с (15%), водорода 30кг/с (6%). УИ в этом режиме 415 сек. Плотность топлива 0.58 кг/литр
 Эта плотность, кстати, и подводит трёхкомпонентщиков. Она всего лишь в 1.6 раза больше плотности чисто водородного топлива (0.36 кг/литр), в то время как плотность чисто керосинового топлива в 3 раза больше водородного. То есть получается, что овчина в очередной раз не стОит выделки - трёхкомпонентеое топливо ненамного плотнее водородного. бы удалось сделать двигатель, который в первом режиме работал бы на чистом керосине, а во вттром на чистом водороде, тогда может быть ситуация слегка улучшилась.
 А так общее уменьшение габарита в конечном итоге получается всего процентов на 10, что практически не влияет даже на габаритное ограничение.

Цитировать

ЦитироватьНе подскажете, где можно «HNOC» взять?

Ну, в НИИТП, наверно :D

Да, смешно...    :)

Nasa'вскую программу совершенно легально из Сети можно скачать, а "нашу" - нет.

Так что уже довльно давно я "своей" программой CEA считаю :D

Старый писал: "То есть получается, что овчина в очередной раз не стОит выделки - трёхкомпонентеое топливо ненамного плотнее водородного. бы удалось сделать двигатель, который в первом режиме работал бы на чистом керосине, а во вттром на чистом водороде, тогда может быть ситуация слегка улучшилась. "[/size]

Ну, система, где на первом режиме чистый керосин, а на втором чистый кислород, это и есть двухступенчатая ракета, только у нее еще лишняя конструкция при переходе с режима на режим отваливается и тяга оптимально подбирается. Таким образом возвращаемся к классике. :D [/size]

Цитировать

ЦитироватьAlexey просто-напросто ошибся:

Не ошибается он.

Спасибо!  :oops:  :roll:  
 

ЦитироватьТо есть получается, что овчина в очередной раз не стОит выделки - трёхкомпонентеое топливо ненамного плотнее водородного.

Ну, это как посмотреть на «ненамного». При 6% -3-х компонентное топливо действительно «всего» в 1.6 раза тяжелее кислород-водорода (или легче кислород-керосина в 1.8 ). И это при Iy=418 с. А при 3% - уже в два раза тяжелей. При Iy=400 с

Что-то мне трехкомпонентное топливо начинает напоминать.
 :? Плотность между керосиновым и водородным топливом, импульс, опять же там же...
 :shock: По моему это здорово начинает напоминать метановый двигатель, только баков меньше и температура горючего повыше, да текучесть не такая сильная, турбонасос попроще, ..., ... :wink: .
Может ну его, трехкомпонентник :o , а займемся метанником :D

ЦитироватьЧто-то мне трехкомпонентное топливо начинает напоминать.
 :? Плотность между керосиновым и водородным топливом, импульс, опять же там же...
 :shock: По моему это здорово начинает напоминать метановый двигатель, только баков меньше и температура горючего повыше, да текучесть не такая сильная, турбонасос попроще, ..., ... :wink: .
Может ну его, трехкомпонентник :o , а займемся метанником :D

Многокомпонентность здесь не самоцель, главным является обеспечение многорежимности при которой во время полета по определеному алгоритму меняется плотность и импульс топлива. Причем алгоритм этот подобран так что бы обеспечить максимум конечной скорости ( при наложенных ограничениях на обьем бака )  Можно конечно варьировать соотношение компонентов  и в обычном однотопливном (например в метановом) ЖРД но диапозон возможных значений параметров будет много меньше по сравнению с многотопливными ЖРД (например керосин-водород-кислород).

ЦитироватьНу, можно и повысить :) на 5 секунд. Увеличивая, конечно, плотность...

Пытались как-то посчитать, какая точка на графике оптимальна - и по УИ, и по плотности одновременно. Пренебрегая хлопотами на желеобразование, видно, что чистый водород - не оптимум (не самый высокий УИ и самая низкая плотность). Но каков оптимум, так посчитать и не получилось.

Старый, не кипятись, я рисунок просто как иллюстрацию повесил...

Очень даже получилось - этан с водородом. :!:

ЦитироватьAFAIK когда делали РД-0750, его делали на базе серийного РД-0120, при этом почти сразу отказались от чисто керосинового режима. Т.е. в режиме "с керосином" потребление водорода составляет 7-15% от нормального водородного режима. Видимо, и турбина осталась такой, как в РД-0120.

Эта строчка достойна внимания. Очень может быть 7-8%!

Цитировать...  О трёхкомпонентниках конструкторы мечтали давно, еще Глушко пытался продвинуть трехкомпонентник, но считалось, что это технически нереализуемо. Ключевым моментом стал отказ от "чисто керосинового" режима. Турбина осталась водородной. И охлаждение частично осталось водородным. И сразу двигатели начали "увязываться". ...

Вот бы знать кем считалось и почему.

Наперстянка, похоже, что вы знаете, больше, чем говорите :)
Не держите это в себе, облегчите душу :)

ЦитироватьА что мешает вместо трёхкомпонентных двигателей использовать водород-кислородные с большим регулированием соотношения компонентов. В режиме с большим УИ соотнонение 5,5-6/1 а в режиме большой тяги 10-12/1. Такой двигатель по моему гораздо проще чем трёхкомпонентный,  и обладаетвсеми достоинствами трёхкомпонентных. Вороде на шатлах так и делали, хотя и не в таком большом диапазоне.

И гораздо надежней

ЦитироватьМожно вопросы? Пока не по делу...

 pk=15МПа - это зачем?
 km=2.6, Tk=3784K - это зачем?
 M=23.8 - это что?

Если вот это: w_H2=0.95 массовая доля водорода, то что вот это: w_к=0.5?

Для 3-х компонентной удельная масса двигателя 11.5 кг/т  - откуда такая прикидка?

Зачем так сложно: Масса баков оценивалась как Mt = S*h*ro, S - площадь поверхности цилиндра с заданным удлиненнием, h=3мм, ro=2700кг/m3. Для водорода еще дополнительно 50мм изоляции с ro=70кг/m3. ?

Для, например, Сатурна 5 есть полные раскладки по массовым характеристикам ступеней, вплоть до масс газов наддува, почему бы не использовать их?

Потому что при 0град.С - одна прочность конструкции,а при -220 град.С - совсем другая.

ЦитироватьЕще раз повторю: РД-701/704 - не единственный и далеко не лучший вариант конструкции трехкомпонентника. Я считал трехкомпонентник, в котором нет никакого режима "керосин+О2". Всю "дорогу" используется смесь 95% водорода и 5% керосина. Надеюсь, Вы согласны с тем, что это тоже трехкомпонентник? :-)

Какие же бывают извращенные вкусы. :(

Цитировать...
Что может дать трехкомпонентное топливо: уменьшить скорость истечения и уменьшить массу конструкции. Борьба этих тенденций даст перегиб на графике, вот и оптимум. Добиться перегиба, который превысит по массе ПН чистый водородник можно. То, что на данном этапе экономическая выгода от этого может оказаться отрицательной, это другой вопрос, т.к. экономическая сторона со временем может меняться в широком диапазоне.
Однорежимный трехкомпонентник на смеси вводорода и керосина, это практически двухкомпонентник. Просто горючее у него сложное. Он может иметь преимущество по отношению к многорежимному трехкомпонентнику, если горючее будет в виде эмульсии. Тогда отпадет необходимость в третьем баке и можно будет сыграть на конструкции. Тут тоже есть свой оптимум. ...

Вот до чего доводят людей ученые беседы и чтения. :(

ЦитироватьДа, давненько я тута не бывал. Ничего не изменилось здесь как я вижу все теж споры до хрипоты, все тот же cтарый уверяет, что одноразовые деревянные ракеты с вытеснительной системой подачи намного  проще чем многоразовые железные с ТНА а поэтому дескать не надо переуслажнять (так кажется выражается старый)

Два слова о сути вопроса.

Мне кажется что в таких спорных ситуациях всегда нужно обращаться за разъяснениеми к классикам.  Например к учебнику "Теория ракетных двигателей" Алемасов, Дрегалин, Тишин, под/ред.В.П. Глушко.  где этому вопросу посвящено целых два параграфа. После ознакомления с ними станет понятно что суть здесь чрезвычайно проста -  использование многокомпонентой ДУ имеет смысл в условиях когда коэффициент конструктивного  совершенства ( отношения распологаемого обьема баков к конечной массе ракеты ) задан из тех или иных соображений.
То есть грубо говоря имея бак заданого обьема и массу ПН нужно сообщить максимальную конечную скорость. Элементарный анализ  показывает что при таком ограничении в широком диапозоне значений коэффициента конструктивного совершенства многокомпонетая ДУ более предпочтительна чем однокомпонентная. Почему тоже понятно. Вообщем читайте классиков.

Тут главное не нарваться на дуриков,потому как в "премногокомпонентных" ДУ обязательно входит водород.

Цитировать... Были какие-то опыты ещё у французов и японцев.

Характеристики (и их разбросы) примерно такие:
I-й режим (трёхкомпонентный)
—Пустотная тяга - 180...220 тс (100%);
—Удельный импульс (пустотный) - 400...420 с; (в зависимости от варианта двигателя)
—Массовая доля водорода в топливе - 3...8 %; (в зависимости от варианта двигателя)
—Давление в камере сгорания - 250...300 кгс/см2;
—Давление на срезе сопла - 0.18...0.25 кгс/см2 (Dср – 1900...2300мм);
II-й режим (водородный)
—Пустотная тяга - 80...100 тс (40-50 %);
—Удельный импульс - >450 с;
—Давление в камере сгорания - 100...120 кгс/см2;
—Давление на срезе сопла ~ 0.08 кгс/см2;
 ...

Вот это по нашему,по-бразильски!

Цитировать

ЦитироватьЧто-то мне трехкомпонентное топливо начинает напоминать.
 :? Плотность между керосиновым и водородным топливом, импульс, опять же там же...
 :shock: По моему это здорово начинает напоминать метановый двигатель, только баков меньше и температура горючего повыше, да текучесть не такая сильная, турбонасос попроще, ..., ... :wink: .
Может ну его, трехкомпонентник :o , а займемся метанником :D

Многокомпонентность здесь не самоцель, главным является обеспечение многорежимности при которой во время полета по определеному алгоритму меняется плотность и импульс топлива. Причем алгоритм этот подобран так что бы обеспечить максимум конечной скорости ( при наложенных ограничениях на обьем бака )  Можно конечно варьировать соотношение компонентов  и в обычном однотопливном (например в метановом) ЖРД но диапозон возможных значений параметров будет много меньше по сравнению с многотопливными ЖРД (например керосин-водород-кислород).

Как только керосин поменять на холодный этан,все встанет на свои места,дросселирование можно сделать от 100 до 30%.!

ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ.[/size]
ПАТЕНТ -2010

ЦитироватьТяга двигателя (двухкамерного), земная, тс 1200
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1450
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1750
Давление в камере сгорания, кгс/см2 600
Давление в газогенераторе, кгс/см2 700
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см2 800
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 850
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см2  870
Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см2 1300
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 990
Мощность ТНА, МВт 330
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 35000


Компоненты ракетного топлива


Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород

http://www.findpatent.ru/patent/244/2443894.html

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьAFAIK когда делали РД-0750...

Ой! Это что за зверь? В справочнике "Двигатели" такого нет...
 Это не то чудо, которое впаривали на Ангару в "промежуточном" варианте? Он существует где-нибудь кроме воспалённого воображения отдельных пиарщиков?

Зато он есть в Воронеже. Два экземпляра. Описан в "Новостях космонавтики" за 1998 год. Часть испытаний была совместная с "Аэроджетом". Поэтому это не чистый пиар.

Представил, как Старый, по подобию Древоборода из "Властелина колец", начинает бурчать под нос стишок:

 Есть ССМЕ - злобных пиндосов шедевр,
 есть НК33 - спрятан в лесу от Глушко,
 Есть Ангара, но она не летит а течет,
 Есть и Фалькон, что летит как орел

 В РД180 есть четыре могучих сопла,
 В РД710 сопло одно, а горючего три...

А про РД 750 в стихах ничего не написано... Какой такой РД 750 ?....

ЦитироватьПредставил, как Старый, по подобию Древоборода из "Властелина колец", начинает бурчать под нос стишок:
...
 Есть Ангара, но она не летит а течет,
 ...

Класс! :)

давным давно в затертые 90-е имел некоторое отношение к исследованиям по глубокому дросселированию. можно сказать, рядом стоял.

во-первых нужна новая голова неописюемой сложности, а для предельных движков невероятно неописюемо сложная со всеми вытекающими.

что нужно делать с критикой можете себе сами представить - центральное тело, вдувание газа в критику или внешнее расширение.

на сколько мне известно (поправьте если вру) на сегодняшний день только РR68 имеет более-менее глубокое дросселирование без существенного снижения параметров - 57-102%.

ЦитироватьКак только керосин поменять на холодный этан,все встанет на свои места,дросселирование можно сделать от 100 до 30%.!

можно то оно канеш можно, только кто делать будет?

что наблюдаем сейчас в двигателестроении - вариации на тему РД170, НК33 из кладовки достали, ... все. ах да, RL-10 скопировали.

мечты - мечты

Fed   писал(а):
 

Цитироватьна сколько мне известно (поправьте если вру) на сегодняшний день только РR68 имеет более-менее глубокое дросселирование без существенного снижения параметров - 57-102%.

Диапазон регулирования тяги у МРКН двигателя РД-0162 будет от -70 до +35 %.

У РД-170 - 47-100%
У РД-171М - 47-105%
У РД-180 - 47-100%
У РД-191 - 27-105%

Цитироватьна сколько мне известно (поправьте если вру) на сегодняшний день только РR68 имеет более-менее глубокое дросселирование без существенного снижения параметров - 57-102%.

RS-68

ЦитироватьУ РД-170 - 47-100%
У РД-171М - 47-105%
У РД-180 - 47-100%
У РД-191 - 27-105%

ну если еще и выключенное состояние считать, то от 0 до 100% :-)

Сало, я не о таком дросселировании.

речь идет о грубоком дросселировании без существенного снижения удельных показателей двигателя. а у рд170 да и у всех остальных тупо рубят подачу.

рд 170 полетел существенно раньше, чем об этим вопросом стали вплотную заниматься. по крайней мере мы этим занимались на кафедре в 88-89 годах, когда зенит и энергия уже полетели.

так шо рд170 мимо кассы.

кста, может и у RS68 так же? я вроде читал, что там без существенного снижения УИ.

Цитировать

Цитироватьна сколько мне известно (поправьте если вру) на сегодняшний день только РR68 имеет более-менее глубокое дросселирование без существенного снижения параметров - 57-102%.

RS-68

очепятка. я в транслите пишу

Цитировать

ЦитироватьУ РД-170 - 47-100%
У РД-171М - 47-105%
У РД-180 - 47-100%
У РД-191 - 27-105%

ну если еще и выключенное состояние считать, то от 0 до 100% :-)

Сало, я не о таком дросселировании.

речь идет о грубоком дросселировании без существенного снижения удельных показателей двигателя. а у рд170 да и у всех остальных тупо рубят подачу.

рд 170 полетел существенно раньше, чем об этим вопросом стали вплотную заниматься. по крайней мере мы этим занимались на кафедре в 88-89 годах, когда зенит и энергия уже полетели.

так шо рд170 мимо кассы.

кста, может и у RS68 так же? я вроде читал, что там без существенного снижения УИ.

Приводили данные - падение УИ ЕМНИП не более 5 секунд.
Если бы показатели сильно падали, то РД-180 и уж тем более РД-191 не имели бы никакого смысла.

ЦитироватьFed   писал(а):
 

Цитироватьна сколько мне известно (поправьте если вру) на сегодняшний день только РR68 имеет более-менее глубокое дросселирование без существенного снижения параметров - 57-102%.

Диапазон регулирования тяги у МРКН двигателя РД-0162 будет от -70 до +35 %.

марк, прикрыть краник это не дросселирование, а плохой компромисс.

реально нужны регулируемые форсуночная головка и критика.

ЦитироватьПриводили данные - падение УИ ЕМНИП не более 5 секунд.
Если бы показатели сильно падали, то РД-180 и уж тем более РД-191 не имели бы никакого смысла.

эт почему не имели бы смысла?

основная проблема глубокого дросселирования не в ТНА, а в камере.

а именно смесеобразование и оптимизация критики.

если просто снижать расход, то в этом случае и то и другое будут очень не оптимальны, что ведет к серьезным потерям удельных показателей.

за 5 секунд никто бы и чикаться не стал.

Цитировать

ЦитироватьПриводили данные - падение УИ ЕМНИП не более 5 секунд.
Если бы показатели сильно падали, то РД-180 и уж тем более РД-191 не имели бы никакого смысла.

эт почему не имели бы смысла?

основная проблема глубокого дросселирования не в ТНА, а в камере.

а именно смесеобразование и оптимизация критики.

если просто снижать расход, то в этом случае и то и другое будут очень не оптимальны, что ведет к серьезным потерям удельных показателей.

за 5 секунд никто бы и чикаться не стал.

Потому, что глубокое дросселирование РД-191 одна из фишек Ангары, а большие потери поставили бы на этом крест.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПриводили данные - падение УИ ЕМНИП не более 5 секунд.
Если бы показатели сильно падали, то РД-180 и уж тем более РД-191 не имели бы никакого смысла.

эт почему не имели бы смысла?

основная проблема глубокого дросселирования не в ТНА, а в камере.

а именно смесеобразование и оптимизация критики.

если просто снижать расход, то в этом случае и то и другое будут очень не оптимальны, что ведет к серьезным потерям удельных показателей.

за 5 секунд никто бы и чикаться не стал.

Потому, что глубокое дросселирование РД-191 одна из фишек Ангары, а большие потери поставили бы на этом крест.

Да, но засчёт чего при 35%  всего -5 УИ?
Отключают завесу?

Двигатель работает с недорасширением, имея экстремально высокое давление в КС. А при таких условиях колебание тяги в большом диапазоне не влияют существенно на динамику отбрасывамого потока газа. Имха такая :) Доказать не могу, но нутром чую - литр :) Разница давлений в КС и снаружи стремится к бесконечности :) и какое тогда имеет значение - какова разница между 100% бесконечности или 35% :)
Допустим, с высотным двигателем открытой схемы такой фокус бы не вышел.

ЦитироватьДвигатель работает с недорасширением, имея экстремально высокое давление в КС. А при таких условиях колебание тяги в большом диапазоне не влияют существенно на динамику отбрасывамого потока газа. Имха такая :) Доказать не могу, но нутром чую - литр :) Разница давлений в КС и снаружи стремится к бесконечности :) и какое тогда имеет значение - какова разница между 100% бесконечности или 35% :)
Допустим, с высотным двигателем открытой схемы такой фокус бы не вышел.

Похоже. А пояса впрыска завесы известны. С увеличением расширения падает температура на срезе.

Ну влияние завесы я тоже не исключаю.
Хотя с другой стороны, расход керосина через рубашку падает прямо пропорционально тяге, а тепловой поток на стенку - не прямо. Поэтому не исключено, что рубашки может не хватать. И если мне не изменяет склероз, то охлаждение - одна из главных проблем дросселирования в общем случае.

ЗЫ. Хотя с третьей стороны - в рубашку можно пускать не весь керосин и при дросселировании увеличивать долю подачи...

Почитал старое обсуждение :) . Получил изрядно удовольствия :) .

Интересно, разобрались ли участники с темой, или так и остались все при своих мнениях - несмотря на качественные и количественные аргументы :) .

ЦитироватьПотому, что глубокое дросселирование РД-191 одна из фишек Ангары, а большие потери поставили бы на этом крест.

да это может быть хоть супер-пупер фишка. без применения соответствующих технических решений это не проходит.

интересно, как они добились глубокого дросселирования без существенного снижения удельных показателей не меняя существенно конструкцию форсуночной головки и не зажимая критику.

как они добились приемлемого смесеобразования и как они с фиксированной критикой добились, что скорость звука достигается имено в критике на всех режимах?

http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash3.pdf

(http://s010.radikal.ru/i311/1208/9b/526b2c1ca39a.jpg)

спасибо.

по 171М понятно - реально рабочий диапазон дросселирования до 47% от номинала.

по 191-му - не будет ли давление в камере маловато? всего четверть от номинала.

Кроме того, на предприятии ведутся работы над перспективными направлениями совершенствования ЖРД:

ЦитироватьПроект трехкомпонентного двухрежимного ЖРД (кислород-керосин-водород)

 

Энергомаш в новом тысячелетии (http://www.npoenergomash.ru/page.html)

ЦитироватьFed пишет:

ЦитироватьПотому, что глубокое дросселирование РД-191 одна из фишек Ангары, а большие потери поставили бы на этом крест.

да это может быть хоть супер-пупер фишка. без применения соответствующих технических решений это не проходит.

интересно, как они добились глубокого дросселирования без существенного снижения удельных показателей не меняя существенно конструкцию форсуночной головки и не зажимая критику.

как они добились приемлемого смесеобразования и как они с фиксированной критикой добились, что скорость звука достигается имено в критике на всех режимах?

При таких обстоятельствах возможен только один способ - понижение температуры подаваемого в КС кислорода известным способом с целью замедлить процесс горения при том же давлении в КС,для смещения сгорания топлива в область критического сечения.

Апну-ка я древнюю тему. Вопрос всё тот же: [Трехкомпонентные ЖРД] существуют (существовали) ли они? Летали?

Цитата: Игорь  Суслов от 07.12.2023 14:26:56Апну-ка я древнюю тему. Вопрос всё тот же: [Трехкомпонентные ЖРД] существуют (существовали) ли они? Летали?

Формально говоря, все ЖРД с химическим зажиганием - трехкомпонентные (или даже четырехкомпонентные).

Цитата: С. Тушин(ский) от 07.12.2023 16:00:10

Цитата: Игорь  Суслов от 07.12.2023 14:26:56Апну-ка я древнюю тему. Вопрос всё тот же: [Трехкомпонентные ЖРД] существуют (существовали) ли они? Летали?

Формально говоря, все ЖРД с химическим зажиганием - трехкомпонентные (или даже четырехкомпонентные).

Ну, тогда ЖРД с пиротехническим зажиганием формально отнесем к РДТТ, а с электроискровым зажиганием - к ЭРД.

Цитата: С. Тушин(ский) от 07.12.2023 16:00:10

Цитата: Игорь  Суслов от 07.12.2023 14:26:56Апну-ка я древнюю тему. Вопрос всё тот же: [Трехкомпонентные ЖРД] существуют (существовали) ли они? Летали?

Формально говоря, все ЖРД с химическим зажиганием - трехкомпонентные (или даже четырехкомпонентные).

С  формальным вывихом Р7 и др - вообще 4-компонентные  или трех-... это как считать перменганат.... а перекись, точнее парогаз, даже есть в струе. 
Да и по тем же критериям - V2 (фау2)  - 3-х компонентная. 30% воды в спирте к горючему отнести трудно.

Цитата: Владимир Шпирько от 07.12.2023 23:26:03С  формальным вывихом Р7 и др - вообще 4-компонентные  или трех-... это как считать перменганат....

Перманганат был на Фау-2. На РД-107/108 - твёрдый гранульный катализатор.

Цитата: Владимир Шпирько от 07.12.2023 23:26:03С  формальным вывихом Р7 и др - вообще 4-компонентные  или трех

Тогда надо не забыть про Викинги и их индийские родственники - Викасы, где вода используется для балластировки генераторного газа. :)
А так... Видел схемы открытых двигателей на ЖК+керосине, которые использовали вспомогательный компонент - водород, для производства сладкого газа. Плюс схемы - в малой молярной массе такого газа и низких потерях у. и. К счастью, никто этим всерьёз не занялся.

Цитата: Владимир   Шпирько от 07.12.2023 23:26:03

Цитата: С. Тушин(ский) от 07.12.2023 16:00:10

Цитата: Игорь  Суслов от 07.12.2023 14:26:56Апну-ка я древнюю тему. Вопрос всё тот же: [Трехкомпонентные ЖРД] существуют (существовали) ли они? Летали?

Формально говоря, все ЖРД с химическим зажиганием - трехкомпонентные (или даже четырехкомпонентные).

С  формальным вывихом Р7 и др - вообще 4-компонентные  или трех-... это как считать перменганат.... а перекись, точнее парогаз, даже есть в струе. 
Да и по тем же критериям - V2 (фау2)  - 3-х компонентная. 30% воды в спирте к горючему отнести трудно.

Ну не совсем так. Все же трехкомпонентным нужно считать ЖРД, в котором на разных этапах полета используются две разные пары компонентов топлива (так, я предполагаю, думает автор вопроса).
По этому определению основной компонент топлива может быть сложного (многокомпонентного) состава (аэрозин-50, АК-27И, и др). А уж о количестве (номенклатуре) жидкостей, использующихся для работы ЖРД, и говорить не приходится.
И еще. Эти три компонента должны работать в ЖРД в одном полете. Иначе какой-то амер. ЖРД (кажется, LR-87). который в разных модификациях мог работать на трех РАЗНЫХ парах компонентов жидкого топлива (понятно, что ТНА были разные), придется называть шестикомпонентным (точнее, пяти, т.к. жидкий кислород присутствовал в двух парах).

Цитата: С. Тушин(ский) от 08.12.2023 07:24:15так, я предполагаю, думает автор вопроса

Именно.
"...трехкомпонентным ... считать ЖРД, в котором на разных этапах [одного] полета используются две разные пары компонентов топлива"
А, вообще, странно, прошло всего то 20 (!) лет, а трехкомпонентник не только не сделали, но и терминологию поменяли, чтобы, видимо, не делать.  ;)

Цитата: Игорь  Суслов от 07.12.2023 14:26:56Апну-ка я древнюю тему. Вопрос всё тот же: [Трехкомпонентные ЖРД] существуют (существовали) ли они? Летали?

Летали и летают до сих пор.
РД-107
- перекись
- ЖК
- керосин

Почти всем "спасибо!"  ;D 8)

Спойлер

Есть такой анекдот в тему:
Холмс с Ватсоном летят на воздушном шаре за облаками и, в отсутствии GPS-навигации, не понимают - где они?
Холмс решает спуститься и спросить.
У земли он кричит: "Уважаемый, не подскажете, где мы?"
В ответ: "На воздушном шаре!"
Холмс благодарит аборигена, а Ватсону сообщает, что "местный житель, если подумать, военнослужащий (как вариант - айтишник)."
- Но как вы догадались, Холмс?
- Элементарно, Ватсон: абориген дал совершенно верный, но абсолютно бесполезный ответ!"

[свернуть]

Цитата: Игорь  Суслов от 08.12.2023 08:29:42

Цитата: С. Тушин(ский) от 08.12.2023 07:24:15так, я предполагаю, думает автор вопроса

Именно.
"...трехкомпонентным ... считать ЖРД, в котором на разных этапах [одного] полета используются две разные пары компонентов топлива"
А, вообще, странно, прошло всего то 20 (!) лет, а трехкомпонентник не только не сделали, но и терминологию поменяли, чтобы, видимо, не делать.  ;)

Не нужен, потому и не сделали.

Цитата: Игорь  Суслов от 08.12.2023 08:29:42

Цитата: С. Тушин(ский) от 08.12.2023 07:24:15так, я предполагаю, думает автор вопроса

Именно.
"...трехкомпонентным ... считать ЖРД, в котором на разных этапах [одного] полета используются две разные пары компонентов топлива"

Спойлер

А, вообще, странно, прошло всего то 20 (!) лет, а трехкомпонентник не только не сделали, но и терминологию поменяли, чтобы, видимо, не делать.

[свернуть]

;)

В таком узком понимании - нет и не будет.
Поскольку нафиг не нужен.
Кроме как для создания одноступа(которое имеет чисто спортивный интерес),
нигде трехкомпонентник не может дать выигрыш даже в теории.

Цитата: С. Тушин(ский) от 08.12.2023 07:24:15Иначе какой-то амер. ЖРД (кажется, LR-87). который в разных модификациях мог работать на трех РАЗНЫХ парах компонентов жидкого топлива

Аж четырёх)
ЖК-керосин
АТ-аэрозин-50
ЖК-жидкий водород
АТ-алюмизин

Цитата: wisefilinn от 08.12.2023 12:56:49

Цитата: Игорь  Суслов от 08.12.2023 08:29:42

Цитата: С. Тушин(ский) от 08.12.2023 07:24:15так, я предполагаю, думает автор вопроса

Именно.
"...трехкомпонентным ... считать ЖРД, в котором на разных этапах [одного] полета используются две разные пары компонентов топлива"

Спойлер

А, вообще, странно, прошло всего то 20 (!) лет, а трехкомпонентник не только не сделали, но и терминологию поменяли, чтобы, видимо, не делать.

[свернуть]

;)

В таком узком понимании - нет и не будет.
Поскольку нафиг не нужен.
Кроме как для создания одноступа(которое имеет чисто спортивный интерес),
нигде трехкомпонентник не может дать выигрыш даже в теории.

И даже в одноступе выигрыш по сравнению с чистым водородником далеко не очевиден.

Вниманию Старого.
Безымянный-2.jpg

Цитата: Штуцер от 09.12.2023 19:45:29Вниманию Старого

В таблице перечислены 3 компонента ракетного топлива.