Мысль об унификации тяжелых и сверхтяжелых носителей давно не дает мне покоя.
Безусловно, сама идея правильная - позволяет максимально удешевить создание сверхтяжелого носителя, путем использования серийных агрегатов.
Но такое её воплощение, как в системе Зенит-Энергия, позволяет создать только неоптимальные носители (перетяжеленный моноблок легкого носителя, и неоптимальная пакетная схема тяжелого).
Но вот унификация двигателей - выгодна без сомнения, ведь двигатель самая дорогая и сложная часть ракеты.
Понятно что унифицировать сверхтяжелый носитель проще всего с самым тяжелым из регулярно запускаемых носителей, для которых постоянно есть коммерческие нагрузки.
Такой носитель - это 40-тонник.
Проще всего на каждой ступени 40-тонника установить по 1 двигателю. Чтобы потом применять их по нескольку штук соответственно на первой и второй ступенях супертяжа.
Но тут возникает небольшая проблема - ЖРД для первой ступени 40-тонника должен иметь тягу ~ 1000 тонн.
В мире не существует настолько мощных ЖРД, мощнейший РД-170 имеет тягу у Земли "всего" 740 тонн.
Однако на базе этого двигателя можно создать гораздо более мощный, если применить схему "газ-газ" - то есть два газогенератора и два ТНА, с окислительным и восстановительным газом.
Создание ТНА для горючего будет намного проще, чем в свое время создание ТНА на окислительном газе для РД-170 - мощность "восстановительного" ТНА намного меньше, а газ менее агрессивный.
Для четырехкамерного двигателя доведение тяги до 250 тонн на камеру не является фундаментальной трудностью.
Такой двигатель лучше делать под метан-кислород - чтобы не было смолистых отложений в "сладком" ТНА (у керосина есть эта проблема).
Что скажете по поводу идеи?
Вот статья в которой предлагается метановый двигатель открытой схемы со сладким газогенератором и ТНА.
http://engine.aviaport.ru/issues/08/page02.html
Ну, насчет неоптимальности пакета - это Вы бросьте, ерунду говорите. Пакет оптимален в своей нише. Вы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
Спарка F-1. Вообще лучше иметь двухкамерный двигатель - легче упраляться.
Второй вариант - аэроспайк. Хоть линейный, хоть кольцевой. В нем можно унифицировать модули.
ЦитироватьВы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
Кстати двухкамерные двигатели легче компоновать - хоть по два, хоть по три.
ЦитироватьЦитироватьВы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
Кстати двухкамерные двигатели легче компоновать - хоть по два, хоть по три.
Лучше всего компонуются однокамерники (не путать с сокамерниками :D ).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
Кстати двухкамерные двигатели легче компоновать - хоть по два, хоть по три.
Лучше всего компонуются однокамерники (не путать с сокамерниками :D ).
Все же спарка F-1 это не одно и тоже с камерой на 1200 т. Хотя бы даже из-за большой длины однокамерного двигателя.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
Кстати двухкамерные двигатели легче компоновать - хоть по два, хоть по три.
Лучше всего компонуются однокамерники (не путать с сокамерниками :D ).
Все же спарка F-1 это не одно и тоже с камерой на 1200 т. Хотя бы даже из-за большой длины однокамерного двигателя.
Разумеется. Поэтому я говорю о многодвигательной ДУ, состоящей из однокамерных ЖРД.
ЦитироватьНу, насчет неоптимальности пакета - это Вы бросьте, ерунду говорите. Пакет оптимален в своей нише. Вы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
6-8 двигателей кольцом по периметру "зада" ступени диаметром ~ 15 метров.
То есть камеру сгорания будут расположены в два ряда, концентрически. 8 двигателей - это по 16 камер сгорания в каждом ряду. На Н-1 24 двигателя в ряд влезло, и ничего (правда там двигатели были жестко закрепелены, не в подвесах, а нам нужны промежутки между камерами для качания).
ЦитироватьЦитироватьНу, насчет неоптимальности пакета - это Вы бросьте, ерунду говорите. Пакет оптимален в своей нише. Вы лучше объясните, каким образом Вы собираетесь несколько четырехкамерных ЖРД компоновать в моноблочной ступени сверхтяжелого носителя? Пакет ведь Вас не устраивает :twisted:
6-8 двигателей кольцом по периметру "зада" ступени диаметром ~ 15 метров.
То есть камеру сгорания будут расположены в два ряда, концентрически. 8 двигателей - это по 16 камер сгорания в каждом ряду. На Н-1 24 двигателя в ряд влезло, и ничего (правда там двигатели были жестко закрепелены, не в подвесах, а нам нужны промежутки между камерами для качания).
А нарисовть - слабо? :shock:
Рисунок разместить здесь слабо :)
Как это сделать? Только с другого сайта?
ЦитироватьРисунок разместить здесь слабо :)
Как это сделать? Только с другого сайта?
Можно через админов выложить, говорят :roll:
Мне просто интересно, как Вы собираетесь нагрузки от 4-хкамерников передавать на корпус. Не, можно, конечно "развернуть" 4 камеры в линейку, но ... "прикольно" :lol:
Ещё один путь поднять тягу ЖРД по сравнению с РД-170 - применение жаростойких керамических покрытий в ТНА и повышение температуры газа. Керамические композиты далеко ушли за 30 лет (когда создавался РД-170).
Цитировать[Мне просто интересно, как Вы собираетесь нагрузки от 4-хкамерников передавать на корпус. Не, можно, конечно "развернуть" 4 камеры в линейку, но ... "прикольно" :lol:
Нет, ничего разворачивать не надо. Камеры как обычно, скомпонованы "квадратом".
Просто нагрузку надо передавать на два силовых кольца - внешнее равно диаметру корпуса ракеты, а внутренее немного меньше, соединено с корпусом через коническую ферму.
Примерно как на Н-1 были размещены 6 внутренних двигателей. Только на Н-1 внутренее "силовое кольцо" было намного меньше внешнего (на которое передавали усилие 24 двигателя), а тут будет разница по диаметру всего 2-3 метра.
Ну и разумеется оба кольца будут размещены на одном уровне по вертикали (у Н-1 внутреннее кольцо ниже).
Каждый двигатель будет опираться на два кольца - усилие с 2 камер будет передаваться на внешнее кольцо, а с 2 - на внутренее.
ЦитироватьЦитировать[Мне просто интересно, как Вы собираетесь нагрузки от 4-хкамерников передавать на корпус. Не, можно, конечно "развернуть" 4 камеры в линейку, но ... "прикольно" :lol:
Нет, ничего разворачивать не надо. Камеры как обычно, скомпонованы "квадратом".
Просто нагрузку надо передавать на два силовых кольца - внешнее равно диаметру корпуса ракеты, а внутренее немного меньше, соединено с корпусом через коническую ферму.
Примерно как на Н-1 были размещены 6 внутренних двигателей. Только на Н-1 внутренее "силовое кольцо" было намного меньше внешнего (на которое передавали усилие 24 двигателя), а тут будет разница по диаметру всего 2-3 метра.
Ну и разумеется оба кольца будут размещены на одном уровне по вертикали (у Н-1 внутреннее кольцо ниже).
Каждый двигатель будет опираться на два кольца - усилие в с камер будет передаваться на внешнее кольцо, а с 2 - на внутренее.
Ужос :shock:
Вот, нашел подходящую картинку
http://www.astronautix.com/lvs/novamm1b.htm
На первой ступени этого варианта Новы 14 двигателей F-1 - 6 во внутреннем кольце, 8 во внешнем.
Представтьте в каждом кольце вместо F-1 по 12-16 камер тягой по 250 тонн.
ЦитироватьВот, нашел подходящую картинку
http://www.astronautix.com/lvs/novamm1b.htm
На первой ступени этого варианта Новы 14 двигателей F-1 - 6 во внутреннем кольце, 8 во внешнем.
Представтьте в каждом кольце вместо F-1 по 12-16 камер тягой по 250 тонн.
Ма-а-а-мочка! Представил!!! :shock:
ЦитироватьЦитироватьЦитировать[Мне просто интересно, как Вы собираетесь нагрузки от 4-хкамерников передавать на корпус. Не, можно, конечно "развернуть" 4 камеры в линейку, но ... "прикольно" :lol:
Нет, ничего разворачивать не надо. Камеры как обычно, скомпонованы "квадратом".
Просто нагрузку надо передавать на два силовых кольца - внешнее равно диаметру корпуса ракеты, а внутренее немного меньше, соединено с корпусом через коническую ферму.
Примерно как на Н-1 были размещены 6 внутренних двигателей. Только на Н-1 внутренее "силовое кольцо" было намного меньше внешнего (на которое передавали усилие 24 двигателя), а тут будет разница по диаметру всего 2-3 метра.
Ну и разумеется оба кольца будут размещены на одном уровне по вертикали (у Н-1 внутреннее кольцо ниже).
Каждый двигатель будет опираться на два кольца - усилие в с камер будет передаваться на внешнее кольцо, а с 2 - на внутренее.
Ужос :shock:
Гм, вродь не так давно чтойто похожее мы тут проходили... Кто предлагал компоновать по 6 РД-107 в хвосте у моноблока? :)
Правда, там они были по квадратно-гнездовой схеме... :lol:
Четыре 170-х тоже квадратно-гнездовым легко кладутся :lol:
А ведь можно их вообще 7 всобачить :shock:
Меня в реализации этого двигателя больше всего беспокоит сажеобразование в востановительном газе.
По идее этот газ химически не так агрессивен, как окислительный - так что температуру поднимать в "сладком" ТНА проще.
Но как влияет температура и высокое давление на сажеобразование, какая тут зависимость? Может кто-нибудь в курсе?
В ТНА РД-170 давление доходит до 520 атм, а температура до 800 Кельвин.
ЦитироватьМеня в реализации этого двигателя больше всего беспокоит сажеобразование в востановительном газе.
По идее этот газ химически не так агрессивен, как окислительный - так что температуру поднимать в "сладком" ТНА проще.
Но как влияет температура и высокое давление на сажеобразование, какая тут зависимость? Может кто-нибудь в курсе?
В ТНА РД-170 давление доходит до 520 атм, а температура до 800 Кельвин.
Хорошо влияют, в смысле сажи будет больше. А вот насколько - сказать сложно. Хотя схема газ-газ позволяет при заданном давлении в КС обойтись меньшими параметрами газа на турбинах, чем газ-жидкость. Так же восстановительный газ может вызывать науглероживание стали.
Оценки есть для скорости науглероживания?
ЦитироватьМеня в реализации этого двигателя больше всего беспокоит сажеобразование в востановительном газе.
По идее этот газ химически не так агрессивен, как окислительный - так что температуру поднимать в "сладком" ТНА проще.
Но как влияет температура и высокое давление на сажеобразование, какая тут зависимость? Может кто-нибудь в курсе?
В ТНА РД-170 давление доходит до 520 атм, а температура до 800 Кельвин.
А мне вот интересно, можно ли сделать безгенераторный двигатель на метане в качестве рабочего тела? По идее это должно снять проблему сажеобразования, да к тому же упрощение и удешевление. Если уж задача сделать дешевый и надежный двигатель.
ЦитироватьА мне вот интересно, можно ли сделать безгенераторный двигатель на метане в качестве рабочего тела? По идее это должно снять проблему сажеобразования, да к тому же упрощение и удешевление. Если уж задача сделать дешевый и надежный двигатель.
В принципе можно. Правда тяга и давление в камере такого двигателя будут невелики - за счет охлаждения КС нельзя получить много высокотемпературного газа, так что мощность насосов будет ограничена. Разве что применить сопло с центральным телом - его сложнее охлаждать, но в данном случае это скорее достоинство - больше теплопоток.
ЦитироватьОценки есть для скорости науглероживания?
Где-то наверно есть. Но раз экспериментальные двигатели работали, то по крайней мере при достаточно умеренных давлениях проблема невелика.
Я вот ещё о чем подумал.
Если сравнить F-1 и РД-170 - мощность их ТНА отличается в 4,5 раза, 60000 и 257000 л. с. соответственно.
При этом в секунду ТНА F-1 перекачивает 2700 кг горючего и окислителя, ТНА РД-170 - 2530 кг.
Высокое давление в КС требует большой мощности ТНА и повышает удельные характеристики - УИ РД-170 на 45 сек выше, и его тяга больше, чем у F-1 при меньшем расходе топлива (740 и 690 тонн).
Поскольку через ТНА РД-170 пропускается весь окислитель, падение давления в турбине небольшое -1,94 (при начальном 510 атм.).
К сожалению подробные характеристики ТНА F-1 я найти не смог, но поскольку там в ТНА используется всего около 3% топлива (а давление в КС всего 65 атмосфер) - ясно что там падение давления в турбине в несколько раз выше, энергия небольшого количества газа используется максимально полно.
В принципе можно создать специальный двигатель для сверхтяжелых носителей, с открытой схемой, с малым давлением в КС (порядка 100 атм). Если применить в нем ТНА с мощностью порядка 250000 л. с., и четыре камеры, по размерам подобные камере F-1 - можно получить двигатель с тягой 2500 тонн.
На самые мощные носители таких двигателей понадобится от 1 до 4 штук на первую ступень.
Будет конечно небольшим УИ, но для первой ступени это терпимо. Зато производство небольшого количества низконапряженных двигателей (пусть и очень больших) должно удешевить ракету.
Правда есть тут один момент - насколько я понимаю, ТНА РД-170 и F-1 значительно различаются по конструкции турбины (по степени падения давления газа). Не знаю точно, можно ли создать ТНА c мощностью как у РД-170, но конструктивно подобный ТНА F-1. Насколько я понимаю, чтобы максимально использовать энергию газа в двигателе открытой схемы, в ТНА должна сначала стоять турбина высокого давления, а потом турбина низкого давления (у неё будет большой диаметр, диаметр ТНА F-1 - 1,22 м). Не знаю, можно ли её создать нужной мощности и приемлимой массы и габаритов.
Насколько я понимаю, ТНА в двигателе открытой схемы может работать практически в тех же условиях, что и газовые турбины например на электростанциях. В КС газ из ТНА не попадает, главное чтобы турбина выдавала нужную мощность для насосов.
Самая мощная в мире газовая турбина имеет мощность 340 МВт:
http://e-news.com.ua/print/152101.html
Вот нечто в этом роде использовать в виде ТНА для двигателя открытой схемы с несколькими большими камерами сгорания - интересный движок получится :)
Правда и масса этой турбины 440 тонн - для ракеты понадобися изделие, сделанное совсем по другим технологиям.
ЦитироватьВ принципе можно. Правда тяга и давление в камере такого двигателя будут невелики - за счет охлаждения КС нельзя получить много высокотемпературного газа, так что мощность насосов будет ограничена. Разве что применить сопло с центральным телом - его сложнее охлаждать, но в данном случае это скорее достоинство - больше теплопоток.
А вот тут вот утверждается, что можно получить много газа и давление в КС высокое. http://www.lpre.de/resources/articles/expander_200.pdf Правда, газ не такой уж высокомпературный, но это даже здорово. А если охлаждать метаном, а не кислородом, то, имхо, нет нужды в водяном контуре...
ЦитироватьА вот тут вот утверждается, что можно получить много газа и давление в КС высокое. http://www.lpre.de/resources/articles/expander_200.pdf Правда, газ не такой уж высокомпературный, но это даже здорово. А если охлаждать метаном, а не кислородом, то, имхо, нет нужды в водяном контуре...
Если охлаждать метаном, то высокое давление не получить, потому что смысл как в автомобильном двигателе - собрать побольше тепла с ограниченной площади более эффективным охладителем и передать через большую площадь менее эффективному.
ЦитироватьВ принципе можно создать специальный двигатель для сверхтяжелых носителей, с открытой схемой, с малым давлением в КС (порядка 100 атм). Если применить в нем ТНА с мощностью порядка 250000 л. с., и четыре камеры, по размерам подобные камере F-1 - можно получить двигатель с тягой 2500 тонн.
Наверное, это единственно разумное решение. Тяжелых носителей много не надо, но нужна высокая надежность. Выход - создание предельнопростой ДУ.
ЦитироватьНаверное, это единственно разумное решение. Тяжелых носителей много не надо, но нужна высокая надежность. Выход - создание предельнопростой ДУ.
Да, тяга таких ЖРД будет сравнима с тягой самый мощных РДТТ.
Есть ещё такой момент: в сладком ТНА в принципе можно применять более высокие температуры (газ неагрессивный). В двигателях открытой схемы как правило температура газа в ТНА выше, чем в закрытой (чтобы максимально использовать энергию небольшого количества газа в ТНА).
Но если в двигателях закрытой схемы газ-газ при высоком давлении и температуре будет слишком сильное коксование сладкого газа на основе керосина или метана - в принципе можно применить водород.
Вот например в двигателе SSME температура восстановительного газа на основе водорода доходит до 950 Кельвин.
http://engine.aviaport.ru/issues/13/page13.html
Если на водородном двигателе применить также кислый ТНА (с большим расходом газа, но с меньшей его температурой) - можно получить очень мощный двигатель, с давлением в КС более 300 атм, с высоким УИ и большой тягой.
Лучше что-то совсем простое типа F-1.
ЦитироватьЛучше что-то совсем простое типа F-1.
а чем не устраивает НК-33? Движок многоразовый - прежде чем поставить на РН - проверяется - везде о нем говорится как об одном из самых надежных ЖРД. Хорошие характеристики - (смотри здесь - http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm#general_info). Дешевый - легкий - надежный с неплохим удельным импульсом, а в высотном варианте хорошо подходит для 2-х степеней РН на кислород-керосине! Вместо разработки нового или переделки существующего ЖРД лучше вложить немного средств в модернизацию НК-33 (НК-33-1 смотри здесь: http://www.lpre.de/sntk/NK-33/modif.htm)
ЦитироватьЦитироватьЛучше что-то совсем простое типа F-1.
а чем не устраивает НК-33? Движок многоразовый - прежде чем поставить на РН - проверяется - везде о нем говорится как об одном из самых надежных ЖРД. Хорошие характеристики - (смотри здесь - http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm#general_info). Дешевый - легкий - надежный с неплохим удельным импульсом, а в высотном варианте хорошо подходит для 2-х степеней РН на кислород-керосине! Вместо разработки нового или переделки существующего ЖРД лучше вложить немного средств в модернизацию НК-33 (НК-33-1 смотри здесь: http://www.lpre.de/sntk/NK-33/modif.htm)
Всем устраивает, но он маленький. А здесь речь об очень больших двигателях тягой от 1000 т. Увеличение НК-33 до таких размеров может бытьочень сложным.
ЦитироватьЦитироватьЛучше что-то совсем простое типа F-1.
а чем не устраивает НК-33? Движок многоразовый - прежде чем поставить на РН - проверяется - везде о нем говорится как об одном из самых надежных ЖРД. Хорошие характеристики - (смотри здесь - http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm#general_info). Дешевый - легкий - надежный с неплохим удельным импульсом, а в высотном варианте хорошо подходит для 2-х степеней РН на кислород-керосине! Вместо разработки нового или переделки существующего ЖРД лучше вложить немного средств в модернизацию НК-33 (НК-33-1 смотри здесь: http://www.lpre.de/sntk/NK-33/modif.htm)
Вы проглядели. Тут разговор о сверхтяжелых носителях... а с НК-33 сверхтяжелый носитель как-то не задался :roll:
Значит совсем простое? Как там называлась та чуда, которая стартовала с воды и имела на первой ступени движок невшизенного размера с вытеснительной подачей? Альбатрос, кажется? ЕМНИП, ПН ок 400 тонн на LEO (но проверить не получается, т.к. у Вэйда я его не нашел, а видел где-то в другом месте...)
ЦитироватьЕсли на водородном двигателе применить также кислый ТНА (с большим расходом газа, но с меньшей его температурой) - можно получить очень мощный двигатель, с давлением в КС более 300 атм, с высоким УИ и большой тягой.
Над таким работают китайцы.
См. тему про Лонг Марч-5
ЦитироватьВот, нашел подходящую картинку
http://www.astronautix.com/lvs/novamm1b.htm
На первой ступени этого варианта Новы 14 двигателей F-1 - 6 во внутреннем кольце, 8 во внешнем.
Представтьте в каждом кольце вместо F-1 по 12-16 камер тягой по 250 тонн.
Судя по картинке - конструкция Новы очень напоминает конструкцию Н-1! Подвесные баки - ДУ с двигателями по кольцу...
ЦитироватьЛучше что-то совсем простое типа F-1.
Да, только ещё в несколько раз мощнее. Чтобы в идеале на ступень устанавливать только один двигатель, причем максимально простой и дешевый (ну или максимум 3-4 двигателя - для самых больших ракет).
Это позволит резко снизить стоимость выведения килограмма ПН.
Раньше я думал, что такие тяги (порядка 2-3 кт) достижимы только в РДТТ - типа тех, которые американцы разрабатывали как ТТУ к модернезированному Сатурну-5.
Но получается, если можно сделать ТНА мощностью порядка 200 МВт, а у двигателей открытой схемы с малым давлением в КС на единицу тяги двигателя требуется в несколько раз меньше мощности ТНА, чем у форсированных движков типа РД-170 (это естественно - ТНА не надо загонять в КС топливо под большим давлением) - значит вполне можно сделать многокамерный движок, превосходящий по тяге таких монстров, как F-1 и РД-170, в 3-4 раза.
Хотя УИ и будет небольшим, зато двигатель будет ненапряженным, простым и дешевым.
Ракета с одним таким двигателем на первой ступени сможет выводить ПН в районе 70 тонн.
ЦитироватьЦитироватьВот, нашел подходящую картинку
http://www.astronautix.com/lvs/novamm1b.htm
На первой ступени этого варианта Новы 14 двигателей F-1 - 6 во внутреннем кольце, 8 во внешнем.
Представтьте в каждом кольце вместо F-1 по 12-16 камер тягой по 250 тонн.
Судя по картинке - конструкция Новы очень напоминает конструкцию Н-1! Подвесные баки - ДУ с двигателями по кольцу...
Да, но Нова - уже пройденый этап :)
Мы тут договорились до двигателей тягой в 2,5 кт, таких даже на Нову понадобится всего штуки 4.
Правда тогда название тему придется изменить - ракета даже с одним таким двигателем будет выводить ПН тонн 70, так что унификации с тяжелыми носителями не получится - такие движки годятся только для супертяжей.
Кстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
ЦитироватьВы проглядели. Тут разговор о сверхтяжелых носителях... а с НК-33 сверхтяжелый носитель как-то не задался :roll:
не с НК-33, с НК-15! Будь тогда НК-33 - задался бы и еще как! :)
А ДУ из 6-ти НК-33-1 тягой на 1110 т. у земли - по массе и стоимости будет сопоставима (а скорее выиграет!!!) с 1 ЖРД с той же тягой! А получить удельный импульс равный НК-33-1 - у этого гипотетического двигателя тягой в 1000 т. возможно и не получится!
ЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Цитироватьне с НК-33, с НК-15! Будь тогда НК-33 - задался бы и еще как! :)
А ДУ из 6-ти НК-33-1 тягой на 1110 т. у земли - по массе и стоимости будет сопоставима (а скорее выиграет!!!) с 1 ЖРД с той же тягой! А получить удельный импульс равный НК-33-1 - у этого гипотетического двигателя тягой в 1000 т. возможно и не получится!
1000 тонн тяги - это уже пройденый этап. Мы тут замахнулись на 2-2,5 тысячи тонн.
Причем с низким УИ, зато с максимально простой конструкцией движка. Думаю стоимость такого двигателя будет сравнима со стоимостью 1000-тонного предельно форсированного (по схеме газ-газ) двигателя. Во всяком случае мощности ТНА будут примерно одинаковыми для обоих двигателей.
ЦитироватьЦитироватьне с НК-33, с НК-15! Будь тогда НК-33 - задался бы и еще как! :)
А ДУ из 6-ти НК-33-1 тягой на 1110 т. у земли - по массе и стоимости будет сопоставима (а скорее выиграет!!!) с 1 ЖРД с той же тягой! А получить удельный импульс равный НК-33-1 - у этого гипотетического двигателя тягой в 1000 т. возможно и не получится!
1000 тонн тяги - это уже пройденый этап. Мы тут замахнулись на 2-2,5 тысячи тонн.
Причем с низким УИ, зато с максимально простой конструкцией движка. Думаю стоимость такого двигателя будет сравнима со стоимостью 1000-тонного предельно форсированного (по схеме газ-газ) двигателя. Во всяком случае мощности ТНА будут примерно одинаковыми для обоих двигателей.
Феоктистов К.П. в своей книге "Космическая техника. Перспективы развития" описывает свой проект одноступенчатой РН Сивка со стартовой массой до 16000 т. - в котором используется колцевой ЖРД с центральным телом в виде конуса - думаю, разработка такого двигателя - более перспективный вариант нежели разработка ЖРД "с
низким УИ, зато с максимально простой конструкцией..."
Кажется у Чертока в 4-той книге "Люди и ракеты" говорится о том что подобный двигатель предлагал Глушко для 1 ступени Н-1, когда связка из 30-ти НК-15 показала себя не надежной
Феоктистов пишет о своем проекте РН Сивка - "Оценка затрат на разработку и эксплуатацию таких одноступенчатых многоразовых РН показывают, что они могут составить примерно 100-200 долл. на 1 кг массы выводимых КА"
ЦитироватьФеоктистов К.П. в своей книге "Космическая техника. Перспективы развития" описывает свой проект одноступенчатой РН Сивка со стартовой массой до 16000 т. - в котором используется колцевой ЖРД с центральным телом в виде конуса - думаю, разработка такого двигателя - более перспективный вариант нежели разработка ЖРД "с
низким УИ, зато с максимально простой конструкцией..."
Для такого двигателя огромной тяги понадобится ТНА соответствующе мощности (и скорее всего не один).
Сверхмощный ТНА для огромного двигателя открытой схемы с тягой несколько кт можно создать на базе ТНА РД-170 - он будет играть роль турбины высокого давления, затем газ попадает в турбину низкого давления, а затем его можно использовать в рулевых соплах.
Так что это близко к предложенному мной двигателю. Только вместо нескольких камер традиционной формы - вся корма ракеты представляет собой огромное сопло с центральным конусом (нечто близкое по концепции к аэроспайку).
Такое решение более оптимальное, так как позволяет подстраиваться двигателю под внешнее давление. Особенно необходимо это для одноступенчатого носителя Феоктистова, но и для первой ступени двухступенчатой ракеты тоже будет полезно - интегральный УИ повысится (это особенно важно для двигателей открытой схемы, так как у них УИ небольшой).
ЦитироватьФеоктистов пишет о своем проекте РН Сивка - "Оценка затрат на разработку и эксплуатацию таких одноступенчатых многоразовых РН показывают, что они могут составить примерно 100-200 долл. на 1 кг массы выводимых КА"
Ну эта оценка - примерно как первые радужные расчеты экономичности Шаттлов. Феоктистов известный фанат SSTO.
Я скептически смотрю на возможность обеспечить приемлимое для одноступенчатых систем массовое совершенство.
Но и для двухступенчатых одноразовых ракет сверхмощный ненапряженный двигатель, который заменит несколько обычных, может сильно снизить стоимость выведения.
ЦитироватьКажется у Чертока в 4-той книге "Люди и ракеты" говорится о том что подобный двигатель предлагал Глушко для 1 ступени Н-1, когда связка из 30-ти НК-15 показала себя не надежной
Что-то не нашел я этого у Чертока.
Губанов пишет в книге "Триумф и трагедия Энергии", что Глушко задумывал для своего перспективного ряда универсальных носителей двигатель РД-150 тягой до 1500 тонн. Но больше мне про этот двигатель ничего не известно - что за параметры у него должны были быть. Скорее всего это было бы нечто вроде увеличенной версии РД-170 (если бы сумели довести такого монстра).
РД-150
кислород/керосин
1002,6/1135,9
300/340
212/
-/14500
3800/5200
1974
Проект для 1 ст. РН
http://www.npoenergomash.ru/engines/
ЦитироватьЦитироватьФеоктистов пишет о своем проекте РН Сивка - "Оценка затрат на разработку и эксплуатацию таких одноступенчатых многоразовых РН показывают, что они могут составить примерно 100-200 долл. на 1 кг массы выводимых КА"
Ну эта оценка - примерно как первые радужные расчеты экономичности Шаттлов. Феоктистов известный фанат SSTO.
Я скептически смотрю на возможность обеспечить приемлимое для одноступенчатых систем массовое совершенство.
Но и для двухступенчатых одноразовых ракет сверхмощный ненапряженный двигатель, который заменит несколько обычных, может сильно снизить стоимость выведения.
Первоначально Шаттл задумывался как полностью многоразовая система - первая ступень была похожа на сам челнок и должна была садится на аэродром после выработки топлива - проект был пересмотрен с целью удешевления и уменьшения сроков разработки - возможно в таком - полностью многоразовом варианте Шаттл оказался бы дешевле в конечном итоге. Ну не это важно - думаю Феоктистов имел довольно реальные представления о стоимости разработки и эксплуатации своей РН
ЦитироватьЦитироватьКажется у Чертока в 4-той книге "Люди и ракеты" говорится о том что подобный двигатель предлагал Глушко для 1 ступени Н-1, когда связка из 30-ти НК-15 показала себя не надежной
Что-то не нашел я этого у Чертока.
Губанов пишет в книге "Триумф и трагедия Энергии", что Глушко задумывал для своего перспективного ряда универсальных носителей двигатель РД-150 тягой до 1500 тонн. Но больше мне про этот двигатель ничего не известно - что за параметры у него должны были быть. Скорее всего это было бы нечто вроде увеличенной версии РД-170 (если бы сумели довести такого монстра).
Насчет Чертока я мог ошибаться.
Здесь важно то что для сверхмощного ЖРД предлагается именно такая схема - а не классический ЖРД - видимо на это есть весомые осноания
Одно из них - как здесь пишут - "вместо нескольких камер традиционной формы - вся корма ракеты представляет собой огромное сопло с центральным конусом (нечто близкое по концепции к аэроспайку).
Такое решение более оптимальное, так как позволяет подстраиваться двигателю под внешнее давление. Особенно необходимо это для одноступенчатого носителя Феоктистова, но и для первой ступени двухступенчатой ракеты тоже будет полезно - интегральный УИ повысится (это особенно важно для двигателей открытой схемы, так как у них УИ небольшой)." А стоимость разработки такого ЖРД скорее всего будет сопоставима со стоимотью разработки ЖРД классической схемы с такой же тягой.
ЦитироватьЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.
ЦитироватьФеоктистов пишет о своем проекте РН Сивка - "Оценка затрат на разработку и эксплуатацию таких одноступенчатых многоразовых РН показывают, что они могут составить примерно 100-200 долл. на 1 кг массы выводимых КА"
Нужно только добавить - "в условиях социалистической экономики" (заодно интересно, а по какому курсу? ;))
То же самое касается и НК-33. Не спорю, он обещает быть относительно недорогим, но не подходить же нам с той меркой к современным реалиям!
Вот если будет принято создание пяти-НКового Союза (или пусть какого-нибудь моноблока на этих ЖРД), тогда и будет смысл более-менее реально говорить о их современной стоимости...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.
"...полные затраты на создание комплекса Н1-Л3 к 1 января 1973 года составили 3,6 млрд. руб., из них на Н-1 - 2,4 млрд. руб. А полная смета запланированных расходов, включая 16 летных образцов (№3-18), составляла 4,97 млрд. руб." Р.Долгопятов, Б.Дорофеев, С.Крюков "Проект Н-1". Для сравнения авторы приводят стоимость реконструкции Горьковкоского автозавода в связи с созданием дизельного грузовика - 3,5 млрд. руб!
Но даже если опустить стоимость разработки - есть основания полагать, что стоимость РН Н-1 применительно к одному пуску - значительно ниже стоимости Сатурн-5 и Энергия. А что до массовости - тут все зависило бы от ПН, но не закрой Глушко в 74-ом Н-1 - тяжелые ОС и АМС, мощные спутники связи на ГСО и т.п. КА не заставили бы себя долго ждать! А средств потраченных на Энерию-Буран хватило бы и на создание постоянной лунной базы с помощью Н-1!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.
12 млн. рублей - стоимость изготовления Н-1
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.
12 млн. рублей - стоимость изготовления Н-1
Не может быть! Первый экземпляр Р-7 стоил 65 миллионов (то есть, 6,5, с учётом деноминации 1961 года). Второй - 40, ну, пусть, следующие в районе полутора миллионов новых, неужели Н-1 всего лишь в восемь раз дороже?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.
12 млн. рублей - стоимость изготовления Н-1
Не может быть! Первый экземпляр Р-7 стоил 65 миллионов (то есть, 6,5, с учётом деноминации 1961 года). Второй - 40, ну, пусть, следующие в районе полутора миллионов новых, неужели Н-1 всего лишь в восемь раз дороже?
Эту цифру мне назвал начальник бюро технико-экономического анализа. Очевидно, что она относится не к первому экземпляру. Если учесть, что даже в 1990 г. пуск Протона обходился примерно в 5 мн. руб., то 12 млн. не каутся слишком фантастичной суммой.
Блин, ну, тогда, действительно, потратив ещё миллиард на доводку Н-1, на средства, ушедшие на "Энергию-Буран", запросто можно было бы лунную базу построить...
Интересная арифметика! 1 кг выведенный Н-1 значительно дешевле 1 кг выведенного Протоном! Ставим на Н-1 РБ с многократным включением, который разводит по своим орбитам выведенные разом аппараты или просто каждый из этих аппаратов оснащаем своим РБ - типа Фрегат - и та нагрузка что выводилась Протоном - выводится Н-1, но дешевле! В качестве дополнительного бонуса имеем обтекатель диаметром 6 метров - насколько меньше ограничений на габариты ПН! Плюс имеем возможность выведения тяжелых модулей.
ЦитироватьБлин, ну, тогда, действительно, потратив ещё миллиард на доводку Н-1, на средства, ушедшие на "Энергию-Буран", запросто можно было бы лунную базу построить...
Как же тогда база обходилась по данным КБ ОМ в 100 млрд. рублей?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).
Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!
Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.
"...полные затраты на создание комплекса Н1-Л3 к 1 января 1973 года составили 3,6 млрд. руб., из них на Н-1 - 2,4 млрд. руб. А полная смета запланированных расходов, включая 16 летных образцов (№3-18), составляла 4,97 млрд. руб." Р.Долгопятов, Б.Дорофеев, С.Крюков "Проект Н-1". Для сравнения авторы приводят стоимость реконструкции Горьковкоского автозавода в связи с созданием дизельного грузовика - 3,5 млрд. руб!
Но даже если опустить стоимость разработки - есть основания полагать, что стоимость РН Н-1 применительно к одному пуску - значительно ниже стоимости Сатурн-5 и Энергия. А что до массовости - тут все зависило бы от ПН, но не закрой Глушко в 74-ом Н-1 - тяжелые ОС и АМС, мощные спутники связи на ГСО и т.п. КА не заставили бы себя долго ждать! А средств потраченных на Энерию-Буран хватило бы и на создание постоянной лунной базы с помощью Н-1!
Сказки. Это расчет относительно списанных средств. Они не учитывают ни СК, ни МИК, ни много чего еще.
ЦитироватьЛучше что-то совсем простое типа F-1.
Для subj'а (унификации), имхо лучше действительно навеянный во многом F-1 ЖРД по идее центра Келдыша. Кислород-метановый, с низким давлением и сбросом восстановительного газа в сопло (концептуально точно F-1).
Встречал инфу что проблемы с закоксовыванием у восстановительного газа из пары кислород-метан возникают как раз при параметах близких поздним советским ЖРД но не F-1.
И предложение центра Келдыша соответствует этой инфе.
При низком давлении и на восстановительном газе, имхо очень возможно создание ЖРД который (ещё и со встроенной современной диагностической системой), по ресурсу/расходам на межполётное обслуживание станет действительно выгодно спасать с большим удешевлением массы на низкой орбите.
Как спасать,- от первой ступени- блок- парашютно-реактивно без баков, или как "предшаттл-Энергия2", от второй- в составе орбитальной ступени (как Шаттл) или отдельного ВА,- вопрос имхо отдельный (я за спанение, но против "предшаттлов"-Энергий2- Байкалов- спасения баков, тем паче что без водорода баки- дешёвые).
По subj'у (унификации) диапазон тяги такого ЖРД,- однокамерного,- полагаю оптимальным 250-300тс.
Кстати,- осознал за что не люблю многокамерных ЖРД: "Трубок" с давлением больше чем в камере, много :x
Унификация дальше,- минимальный набор УРМов "НЕангара" включает УРМ с тремя такими кислород-метановыми ЖРД и одноразовую ступень довыведения.
Сильно неоптимален как первый этап, в нише потомков Р7. А далее- то, для чего ближе к оптимуму с блоками для первой ступени в четыре и шесть двигателей, и может быть- вариантом возвращаемого с орбиты аппарата с двигателями с высотным соплом.
Такие УРМ'ы под 4 и 6 таких ЖРД как первая ступень- моноблок это основа "суперзенита" и "суперпротона" (конкурента Арану5 и решения по ГСО из Плесецка), соответственно.
Транспортировка блоков РН,- авиационная, баки, если нет дирижаблей- самолётами (на горбу, или малые- "Супергуппи"/"Белугой"), блоки двигателей, если нет дирижаблей- малые- самолётами, большие- жёстким креплением под вертолёт-кран из Ми 26 (даже со всеми посадками для дозаправки- быстрее чем жд и сохраннее).
Вот до создания такого ЖРД и основных элементов такой системы, я бы поддерживая развитие Р7 и Протона, и тянул.
А сверхтяжёлая РН, если двигатели и блоки у нас отработаны на моноблоках (и с такими ними, как более востребованными и кормят) создаётся (наверно понятно)- пакетом из 6ти двигательного блока в центре, и с от двух 3ёх двигаленых, до 2ух -4ёх может и четырёхдвигалельных боковух.
При этом такая система, будучи вмешне имхо похожей более на Энергию, отличается от неё с одной стороны тем что и топливо во всех блоках одно и не такое дорогое в эксплуатации как водородный центр Энергии, и центр этот отработан сам по себе и как основа моноблока может востребованно работать на рынке.
При этом однако для того, что имхо очень желательно что бы центр будучи многоразовым брал бы на себя максимум фкнкций и потому возвращелся с одновитковой орбиты, то очень бы хорошо обеспечить запитывание его двигателей в начале, компонентами от баков боковух ("перелив" всё же имхо несколько другое).
Из этого, по компоновочным соображениям имхо следует что максимальная мыслимая в реализации РН на таких двигателях и принципах это 6ти двигательный центр и 4 3ёх двигательных боковухи.
Не "Нова" или "Вулкан" конечно, но при тяги "унифицированного ЖРД" 250тс, общая на старте- 4500тс,- несколько больше Сатурна5.
То есть, неэффективно с инженерной тз, но больше 100т вывести на РН, не уникальной (или почти уникальной) но такой, блоки которой отроаботаны и зарабатывают в более востребованных нишах так имхо можно.
И ещё об унификации,- стартовые столы в комплексе имхо должны быть двух типов, для каждого из которых у РН запускаемых с данного стола модификаций,- свой аналог блока Я.
По габаритам газоотводной системы,- одно стартовое сооружение ,- для моноблоков до 6ти двигательного _включительно,_ другой- от 6ти двигательного моноблока- до максимально большой эксплуатируемой с боковухами.
То есть, РН с 6ти двигательным моноблоков может летать с двух столов.
Это и для того что бы очень возможно достаточно востребованным 6ти двигательным, в промежутках между пусками свертяжёлых большой стол занять (а на технологической нитке к малому столу- ещё более востребованный 4ёх двигательный "суперзенит"), и от того что когда-то пилотируемый примерно 25ти тонный (с 5ю-6ю тоннами в ОПН) космоплан, я предполагал запускать в качестве 1ой ступени именно моноблоком из 6ти subj'евых ЖРД
:roll:
Да, надежные и простые ненапряженные движки, дешевые в производстве - это перспективный путь развития ЖРД.
Но тут конкретно я предлагал способ для удешевления именно сверхтяжелых носителей - чтобы повысить их привлекательность для коммерческих пусков.
И применение не просто простых и ненапряженных, а ещё и очень мощных двигателей - это возможно упростить конструкцию сверхтяжелого носителя.
По концепции - нечто вроде этого морского дизеля мощностью 108000 л. с: http://www.membrana.ru/articles/technic/2004/04/02/205400.html
Такой дизель на корабле в принципе можно было бы заменить несколькими сотнями серийных автомобильных дизелей - но можете представить себе сложность обслуживания силовой установки из сотен дизелей :D
Максимально мощный ЖРД можно создать, если мощность его ТНА приблизится к мощности самых крупных газовых турбин (ТНА РД-170 имеет мощность 190 МВт, а самая мощная турбина в мире - 340 МВт, мощность сопоставимая). У ЖРД с низким давлением в КС мощность ТНА на единицу тяги невысока (e F-1 мощность ТНА "всего" 60000 л. с.) - значит нужно делать именно такой двигатель, в котором ТНА будет перекачивать в секунду порядка 10 тонн топлива под невысоким давлением (порядка 100 атм).
Максимальные размеры камеры сгорания традиционного вида (если не брать камеры с центральным телом) - примерно как у F-1.
Значит движок должен быть многокамерным, или с кольцевой КС. Сделать обычную КС на 2000 тонн невозможно.
Низкое давление в КС понизит УИ, зато увеличит надежность двигателя. А это очень важно для супертяжей - ПН таких ракет стоит дорого, лучше её не терять.
Ракета с ПН 60-70 тонн может быть оснащена одним таким движком. Причем такой носитель, несмотря на его габариты, думаю можно будет использовать для коммерческих пусков - за счет дешевизны вывода кг ПН.
А в дальнейшем возможно создание супертяжей с 3, 4, 6 такими двигателями - для амбициозных межпланетных программ. Естественно для таких гигантов понадобится специальный старт.
Но если уже иметь серийный 70-тонник с отработанным двигателей - создание мега-ракет будет намног дешевле.
ЦитироватьРакета с ПН 60-70 тонн может быть оснащена одним таким движком. Причем такой носитель, несмотря на его габариты, думаю можно будет использовать для коммерческих пусков - за счет дешевизны вывода кг ПН.
Может удельная стоимость и будет пониже, но только абсолютная очень большая. Как коммереский носитель даже 40-тонник балансирует на грани.
А мы абсолютную (и относительную) стоимость ещё понизим.
Например применением единого топлива на двух ступенях (ПН без водорода упадет, но для коммерческих пусков всё равно будет более чем достаточной).
Поскольку двигатели с малым давлением в КС имеют небольшой УИ, керосин в качестве единого топлива в данном случае не годится. Лучше метан - у него УИ повыше. Можно рассчитывать получить УИ двигателя первой ступени у Земли в районе 300 с, а двигателя второй ступени в пустоте ~ 350-360 c.
А двигатель второй ступени можно получить, "четвертовав" четырехкамерный двигатель первой ступени (как РД-190 получили из РД-170), и применив на нем высотное сопло. Тогда стоимость разработки и производства двигателей ещё более снижается.
Упрощается система заправки единым топливом.
К тому же сам метан дешев (важное преимущество для ракеты, которой для заправки требуются тысячи тонн топлива).
А ТНА на водороде трудно сделать большой производительности (что является основным принципом при проектировании 70-тонника - мало двигателей, но больших) - из-за малой плотности водорода для его перекачки в больших количествах нужны очень высокооборотные насосы.
Ракету можно делать диаметром 7,7 метров, как блок "Ц" Энергии. Вторая метановая ступень будет при таком диаметре короткой, на ней нужно применить совмещенные днища баков.
В общем думаю что по абсолютной стоимости такой метановый 70-тонник всего с 2 двигателями будет сопоставим с 40-тонником с 5 НК-33-1 на первой ступени и одним водородником РД-0120 на второй.
дубль
ЦитироватьА мы абсолютную (и относительную) стоимость ещё понизим.
Например применением единого топлива на двух ступенях (ПН без водорода упадет, но для коммерческих пусков всё равно будет более чем достаточной).
Поскольку двигатели с малым давлением в КС имеют небольшой УИ, керосин в качестве единого топлива в данном случае не годится. Лучше метан - у него УИ повыше. Можно рассчитывать получить УИ двигателя первой ступени у Земли в районе 300 с, а двигателя второй ступени в пустоте ~ 350-360 c.
А двигатель второй ступени можно получить, "четвертовав" четырехкамерный двигатель первой ступени (как РД-190 получили из РД-170), и применив на нем высотное сопло. Тогда стоимость разработки и производства двигателей ещё более снижается.
Упрощается система заправки единым топливом.
К тому же сам метан дешев (важное преимущество для ракеты, которой для заправки требуются тысячи тонн топлива).
А ТНА на водороде трудно сделать большой производительности (что является основным принципом при проектировании 70-тонника - мало двигателей, но больших) - из-за малой плотности водорода для его перекачки в больших количествах нужны очень высокооборотные насосы.
Ракету можно делать диаметром 7,7 метров, как блок "Ц" Энергии. Вторая метановая ступень будет при таком диаметре короткой, на ней нужно применить совмещенные днища баков.
В общем думаю что по абсолютной стоимости такой метановый 70-тонник всего с 2 двигателями будет сопоставим с 40-тонником с 5 НК-33-1 на первой ступени и одним водородником РД-0120 на второй.
Вообще, идея противоречит почти всему опыту нашего двигателестроения. Наша школа нацелена на выжимание всего, даже когда это противопоказано...
А использование твердотопливных бустеров Вы не рассматриваете?
дубль
ЦитироватьВообще, идея противоречит почти всему опыту нашего двигателестроения. Наша школа нацелена на выжимание всего, даже когда это противопоказано...
А использование твердотопливных бустеров Вы не рассматриваете?
Я понимаю, что противоречит. Я не от хорошей жизни пошел на снижение давления в КС. Просто для сверхтяжелых носителей нужны двигатели большой тяги, чем больше - тем лучше (снижается стоимость, растет надежность).
При большой тяге двигателя и высоком давлении мощность ТНА нужна запредельная (мощность ТНА РД-170 приближается к самым мощным в мире газовым турбинам). К тому же при росте давления в КС более 150 атм УИ растет незначительно.
А ведь ТНА - самая сложная и дорогая часть двигателя.
Именно потому РДТТ дешевле (несмотря на то, что кг твердого топлива намного дороже жидкого), что там нет подвижных деталей, работающих под большими нагрузками - турбин и насосов.
ТНА состоит из множества деталей, которые требуют очень тщательной мех. обработки. Поэтому трудоемкость изготовления одного большого ТНА меньше, чем нескольких маленьких.
Отсюда очевиден путь снижения стоимости ракеты: применять двигатели умеренного давления (мощность ТНА на единицу тяги мала), и при этом обходится минимальным количеством максимально мощных ТНА (в идеале - один на ступень).
Думаю что в стоимости такая первая ступень сможет поспорить с ТТУ.
ТНА на ступени только один, а топливо намного дешевле твердого, да и массовое совершенство повыше.
И на верхние ступени ТТУ не годятся из-за малого УИ (или будет очень маленькая ПН) - а это значит, что для ракеты нужно будет развивать и жидкостную инфраструктуру, и твердотопливную, тоже дополнительные расходы.
К тому же ТТУ мне не нравятся из-за крайней неэкологичности продуктов сгорания. Если массово пускать сверхтяжелые носители (чего я и добиваюсь снижением стоимсти) - загадим атмосферу при использовании ТТУ, озон выжгем.
ТТУ выигрывают у нынешних ЖРД в тяге и стоимости изготовления, но проигрывают по ХС (из-за низкого УИ и массового совершенства) и экологичности топлива.
Можно попытаться спроектировать ЖРД по принципу: максимум тяги за минимальные деньги. УИ таких ЖРД несколько снизится, но массовое совершенство и экологичность всё равно будет выше, чем у ТТУ.
А метан позволит скомпенсировать падение УИ и ещё больше снизить стоимость.
А как насчёт акустической нагрузки у супер-ракеты?
На форуме где-то было,что акустика ограничивает
сверху массу РН,вроде как Энергия и Сатурн-5 были
близки к пределу,после которого наращивать массу
неэффективно,нужно упрочнять и т.д.
ЦитироватьА как насчёт акустической нагрузки у супер-ракеты?
На форуме где-то было,что акустика ограничивает
сверху массу РН,вроде как Энергия и Сатурн-5 были
близки к пределу,после которого наращивать массу
неэффективно,нужно упрочнять и т.д.
Не совсем так. У ракет в весовой категории Энергии действительно доля ПН близка к максимуму, а для более крупных ракет начинает постепенно снижаться (конструкция утяжеляется).
Однако ведь успешно летают 200-тонные, и 400-тонные, и 600-тонные носители, хотя их мю ПН меньше, чем достижима для ракет масой 2-3 тысячи тонн.
Так что ничто не мешает сделать ракету массой 5-7 тысяч тонн, выводящую может и не рекордную относительно своего веса ПН, но весьма большую в абсолютном выражении - 200-300 тонн.
Во всяком случае проект "Вулкана" массой 4700 тонн был детально проработан, и сомнений в его технической реализуемости у Глушко не было. Да и летавшая Н-1 имела тягу первой ступени 4500 тонн (самая мощная из построенных ракет) - на 25% мощнее Сатурна.
Ракеты с ТТУ, имеющие более прочный корпус, слабее испытывают влияние аккустических нагрузок. Ракета с твердотопливной первой ступенью может быть и более 10 тысяч тонн. Правда её мю ПН будет небольшой не только из-за аккустических нагрузок, но и из-за низкого УИ ТТУ.
Кстати, аккустическое воздействие, создаваемое реактивной струей двигателя, пропорционально 4 степени скорости истечения. Так что для минимизанции аккустических нагрузок высокий УИ на первой ступени невыгоден.
ЦитироватьА использование твердотопливных бустеров Вы не рассматриваете?
Все же твердое топливо сильно дороже керосина. Может самое дорогое. Простой ЖРД открытой схемы по цене вполне может конкурировать с РДТТ.
ЦитироватьОтсюда очевиден путь снижения стоимости ракеты: применять двигатели умеренного давления (мощность ТНА на единицу тяги мала), и при этом обходится минимальным количеством максимально мощных ТНА (в идеале - один на ступень).
В пределе - с вытеснительной подачей?
ЦитироватьТТУ выигрывают у нынешних ЖРД в тяге и стоимости изготовления...
Мотанные еще не известно выигрывают ли в стоимости. Вон углепластиковые ГО очень дорогие. Тяга да, большая, но оказывается в больших РДТТ НЧ-колебания.
ЦитироватьУ ракет в весовой категории Энергии действительно доля ПН близка к максимуму, а для более крупных ракет начинает постепенно снижаться (конструкция утяжеляется).
Пока рекорд все же у куда более легкого Атласа 3.
ЦитироватьВо всяком случае проект "Вулкана" массой 4700 тонн был детально проработан, и сомнений в его технической реализуемости у Глушко не было.
Гладко было на бумаге...
ЦитироватьЦитироватьУ ракет в весовой категории Энергии действительно доля ПН близка к максимуму, а для более крупных ракет начинает постепенно снижаться (конструкция утяжеляется).
Пока рекорд все же у куда более легкого Атласа 3.
Энергия не оптимизировалась под максимум ПН (низкое весовое совершенство первой ступени, слишком крупная вторая, боковое размещение ПН). САтурн-5, предельно вылизанная в смысле весовоего совершенства, имела движки с низким УИ. Н-1 была вообще без водорода и с подвесными баками. Неудивительно что рекорд у Атласа.
ЦитироватьЦитироватьВо всяком случае проект "Вулкана" массой 4700 тонн был детально проработан, и сомнений в его технической реализуемости у Глушко не было.
Гладко было на бумаге...
Всё-таки на бумаге прорабатывала команда Глушко, а не дилетанты вроде нас :) Так что их рассчетам я доверяю.
Губанов в книге "Триумф и трагедия Энергии" писал, что аккустические нагрузки при старте Вулкана детально просчитывались, УКСС строили именно под Вулкан (как самый тяжелый носитель в линейке Глушко). В частности, если Энергия может в принципе стартовать без подачи воды в струи двигателей, то Вулкан - только с подачей, иначе неизбежны повреждения ракеты.
ЦитироватьЦитироватьТТУ выигрывают у нынешних ЖРД в тяге и стоимости изготовления...
Мотанные еще не известно выигрывают ли в стоимости. Вон углепластиковые ГО очень дорогие. Тяга да, большая, но оказывается в больших РДТТ НЧ-колебания.
Да, не случайно у ТТУ Шаттла стальные корпуса. Такая бандура из углепластика - я даже боюсь думать сколько будет стоить.
Правда для сверхтяжелых ракет у ТТУ есть важное преимущество - они хорошо переносят аккустические нагрузки. Но это преимущество становится решающим только для ракет массой ~ 10 кт.
ЦитироватьЦитироватьОтсюда очевиден путь снижения стоимости ракеты: применять двигатели умеренного давления (мощность ТНА на единицу тяги мала), и при этом обходится минимальным количеством максимально мощных ТНА (в идеале - один на ступень).
В пределе - с вытеснительной подачей?
Так далеко мой экстремизм не заходит :)
Двигатель с давлением порядка 10 атм будет иметь отвратительные удельные параметры, да и баки тогда тяжелые. Чем такие двигатели, уж лучше ТТУ.
ЦитироватьЭнергия не оптимизировалась под максимум ПН (низкое весовое совершенство первой ступени, слишком крупная вторая, боковое размещение ПН). САтурн-5, предельно вылизанная в смысле весовоего совершенства, имела движки с низким УИ. Н-1 была вообще без водорода и с подвесными баками. Неудивительно что рекорд у Атласа.
Энергия как раз оптимизировалась по мю ПН.
ЦитироватьЭнергия как раз оптимизировалась по мю ПН.
Как-то странно она оптимизировалась. У Сатурна с его низкими УИ и тяговоруженностью мю ПН выше. Губанов прямо пишет: диаметр блока Ц выбирали таким, исходя из удобства производства и размещения Бурана сбоку. А если бы добиваться его минимальной сухой массы, то нужно делать его короче и толще.
Да и вообще пакетная схема максимум мю ПН не даст.
ЦитироватьЦитироватьЭнергия как раз оптимизировалась по мю ПН.
Как-то странно она оптимизировалась. У Сатурна с его низкими УИ и тяговоруженностью мю ПН выше. Губанов прямо пишет: диаметр блока Ц выбирали таким, исходя из удобства производства и размещения Бурана сбоку. А если бы добиваться его минимальной сухой массы, то нужно делать его короче и толще.
Да и вообще пакетная схема максимум мю ПН не даст.
Самым натуральным образом распределение топлива по ступеням и тяговооруженность 2-й ступени выбирались из условия максимума мю ПН, с учетом ограничений на:максимальные осевые перегрузки, max q, max q*alfa, q в момент разделения ступеней и т.п.
Так я не спорю, что отдельные параметры оптимизировались по мю ПН. Но не все. Например массовое совершенство блока Ц - 0,1.
Было бы 0,08 - дополнительно 16 тонн ПН. Про массовое совершенство первой ступени я вообще молчу, особенно со средствами спасения боковушек.
Не ставилась конструкторам задача - вытянуть максимум ПН любой ценой. Были требования по транспортировке первой ступени по ж/д, по безопасности в полете (поскольку предполагалось возить людей). Буран подвешивали именно сбоку в подражание американцам (у них такое расположение Шаттла задано тем, что двтигатели на нем).
ЦитироватьТак я не спорю, что отдельные параметры оптимизировались по мю ПН. Но не все. Например массовое совершенство блока Ц - 0,1.
Было бы 0,08 - дополнительно 16 тонн ПН. Про массовое совершенство первой ступени я вообще молчу, особенно со средствами спасения боковушек.
Не ставилась конструкторам задача - вытянуть максимум ПН любой ценой. Были требования по транспортировке первой ступени по ж/д, по безопасности в полете (поскольку предполагалось возить людей). Буран подвешивали именно сбоку в подражание американцам (у них такое расположение Шаттла задано тем, что двтигатели на нем).
Массовое совершенство, как проектный параметр, выбирается при проектировании на основании статистики и расчетов на прочность. Поэтому он не оптимизируется (а чего оптимизировать-то, когда и так ясно, что максимум мю ПН получится при бесконечно большом конструктивном совершенстве :wink: ).
массовое совершенство блока Ц в принципе не могло быть 0,08, из-за тяговооруженности (примерно 1,15-1,17, сравние со второй ступенью Сатурн-5), близкой к оптимальной по мю ПН (ну, и обеспечивающей продолжение полета при отказе одного РД-0120).
Буран сверху поставить не было никакой возможности - ни одному конструтору в здравом уме не придет в голову ставить на верхушку РН такой чудовищный дестабилизатор (пробемы с устойчивостью и огромный изгибающий момент, который снижает столь люимое Вами конструктивное совершенство :D ).
ЦитироватьМассовое совершенство, как проектный параметр, выбирается при проектировании на основании статистики и расчетов на прочность. Поэтому он не оптимизируется (а чего оптимизировать-то, когда и так ясно, что максимум мю ПН получится при бесконечно большом конструктивном совершенстве :wink: ).
массовое совершенство блока Ц в принципе не могло быть 0,08, из-за тяговооруженности (примерно 1,15-1,17, сравние со второй ступенью Сатурн-5), близкой к оптимальной по мю ПН (ну, и обеспечивающей продолжение полета при отказе одного РД-0120).
Буран сверху поставить не было никакой возможности - ни одному конструтору в здравом уме не придет в голову ставить на верхушку РН такой чудовищный дестабилизатор (пробемы с устойчивостью и огромный изгибающий момент, который снижает столь люимое Вами конструктивное совершенство :D ).
Ещё раньше массовое совершенство определяется выбраной схемой ракеты. Полиблочный пакет никогда до тандема не дотянет.
Что касается Бурана - это такая неудобная ПН :) Другую можно было и сверху воткнуть.
Поймите, я вовсе не обвиняю конструкторов Энергии в заговоре с целью снизть мю ПН. Они делали конкретную систему под конкретный заказ со специфическими требованиями.
Если бы сделать ракету тандемной схемы с верхним расположением ПН, грузоподъемность можно было довести до 120-130 тонн.
Поэтому некорректно говорить, что у сверхтяжелых ракет мю ПН в принципе ниже, чем у ракет Атласовской размерности, указывая на Энергию в качестве примера.
ЦитироватьЦитироватьМассовое совершенство, как проектный параметр, выбирается при проектировании на основании статистики и расчетов на прочность. Поэтому он не оптимизируется (а чего оптимизировать-то, когда и так ясно, что максимум мю ПН получится при бесконечно большом конструктивном совершенстве :wink: ).
массовое совершенство блока Ц в принципе не могло быть 0,08, из-за тяговооруженности (примерно 1,15-1,17, сравние со второй ступенью Сатурн-5), близкой к оптимальной по мю ПН (ну, и обеспечивающей продолжение полета при отказе одного РД-0120).
Буран сверху поставить не было никакой возможности - ни одному конструтору в здравом уме не придет в голову ставить на верхушку РН такой чудовищный дестабилизатор (пробемы с устойчивостью и огромный изгибающий момент, который снижает столь люимое Вами конструктивное совершенство :D ).
Ещё раньше массовое совершенство определяется выбраной схемой ракеты. Полиблочный пакет никогда до тандема не дотянет.
Что касается Бурана - это такая неудобная ПН :) Другую можно было и сверху воткнуть.
Поймите, я вовсе не обвиняю конструкторов Энергии в заговоре с целью снизть мю ПН. Они делали конкретную систему под конкретный заказ со специфическими требованиями.
Если бы сделать ракету тандемной схемы с верхним расположением ПН, грузоподъемность можно было довести до 120-130 тонн.
Поэтому некорректно говорить, что у сверхтяжелых ракет мю ПН в принципе ниже, чем у ракет Атласовской размерности, указывая на Энергию в качестве примера.
Вообще говоря, конструктивное совершенство весьма слабо зависит от схемы ракеты (в сысле пакет/тандем) и определяется множеством факторов (в первую очередь, нагрузками, массой ДУ, остатками невырабатываемого топлмва, типом системы наддува и т.п.). А вообще-то, например, у пакета массовое совершенство ЦБ как правило выше, чем у второй (а иногда и первой) ступени тандема.
Что касаемо схемы Энергии, то тандемная схема в данных конкретных условиях середины 1970-х гг. была бы явно дороже.
Ещё по поводу метанового двигателя второй ступени 70-тонника ("четвертованный" двигатель первой ступени с высотным соплом).
Если ему укоротить сопло, получаем фактически метановый F-1. Такой двигатель можно использовать на первой ступени носителя среднего класса, с ПН 17-18 тонн. На таком носителе удобно Клиппер запускать - ненапряженный движок с восстановительным газом обеспечивает высокую безопасность.
А для 35-тонника на первой ступени можно применять "располовиненый" сверхмощный двигатель (как РД-180 на основе РД-170).
Получаем линейку носителей, унифицированную как минимум по двигателям первой ступени: 18-тоник, 35-тонник, 70-тонник, и сверхтяжелые носители на 200-400 тонн (3-6 четырехкамерных двигателей на первой ступени).
На самом большом сверхтяжелом носителе (с 6 двигателями на первой ступени) в качестве двигателя верхней ступени можно применять тот же метановый четырехкамерник, но с высотными соплами (тяга в пустоте будет в районе 3000 тонн) - для этого придется камеры разнести подальше, чтобы высотные сопа влезли.
А на носителе с 3 двигателями первой ступени - на верхнюю ступень можно поставить двухкамерный вариант (тот же, что на первой ступени 35-тонника), но с высотными соплами.
Таким образом отдельно понадобится разрабатывать только двигатели верхних ступеней 18-тонника и 35-тонника (лучше всего единый двигатель, на 18-тоннике 1 штука, на 35-тоннике - 2)
ЦитироватьЧто касаемо схемы Энергии, то тандемная схема в данных конкретных условиях середины 1970-х гг. была бы явно дороже.
О чем я и говорю - создатели выполняли конкретный заказ в конкретных условиях, а не ставили рекорд грузоподъемности. Мю ПН они могли повышать только в рамках начальных ограничений.
ЦитироватьЦитироватьЧто касаемо схемы Энергии, то тандемная схема в данных конкретных условиях середины 1970-х гг. была бы явно дороже.
О чем я и говорю - создатели выполняли конкретный заказ в конкретных условиях, а не ставили рекорд грузоподъемности. Мю ПН они могли повышать только в рамках начальных ограничений.
Все реальные ракеты проектируются ПОД ЗАКАЗ. И их проектирование ВСЕГДА ВЕДЕТСЯ В КОНКРЕТНЫХ УСЛОВИЯХ.
ЦитироватьЭнергия не оптимизировалась под максимум ПН...
Энергия - жертва обеспечения безопасности ОК при замене ТТУ на ЖРД.
ЦитироватьБуран подвешивали именно сбоку в подражание американцам (у них такое расположение Шаттла задано тем, что двтигатели на нем).
У нас сначала двигатели тоже были на ОК. Верхнее крепление кроме ветровой проблемы было неприемлемо политически - оно оставляло шансы для Н1.
ЦитироватьЦитироватьЭнергия не оптимизировалась под максимум ПН...
Энергия - жертва обеспечения безопасности ОК при замене ТТУ на ЖРД.
Да уж, с ТТУ безопасность было обеспечить сложнее. :(
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭнергия не оптимизировалась под максимум ПН...
Энергия - жертва обеспечения безопасности ОК при замене ТТУ на ЖРД.
Да уж, с ТТУ безопасность было обеспечить сложнее. :(
ТТУ шаттла играют роль САС для корабля. По ТТУ отказов не было. Показательно, что от шаттла НАСА только их и оставляет.
ЦитироватьПо ТТУ отказов не было.
А как же межсекционный уплотнитель?
ЦитироватьЦитироватьПо ТТУ отказов не было.
А как же межсекционный уплотнитель?
Это не мешало работе ТТУ.
Но мешало работе шаттла. :(
И кстати из всего Челленджера уцелели только корпуса ТТУ. Значит это не САС а самоСАС? Они спасают только себя?
ЦитироватьИ кстати из всего Челленджера уцелели только корпуса ТТУ. Значит это не САС а самоСАС? Они спасают только себя?
Взрывов SSME не было, взрывов ТТУ не было. Челленджер - это маловероятное стечение обстоятельств. ТТУ обеспечивают спасение корабля при отказе SSME.
Попытка реализовать тот же принцип на Энергии-Буране стоила дополнительного двигателя на центре и системы слива окислителя из блоков А. И все равно безопасность там хуже.
Цитировать... ТТУ обеспечивают спасение корабля при отказе SSME.
Это ещё как сказать. До катастрофы Челленжера (т е до введения более жёстких условий по безопасности) отказ двух SSME после запуска SRB привёл бы к структурному разрушению всей конструкции. Сейчас выживание при отказе трёх SSME в течение минуты-полторы после старта возможно, но находится под большим жирным знаком вопроса, так как RTLS abort (возврат к точке старта) никогда не проверялся на реальном аппарате.
ЦитироватьЦитировать... ТТУ обеспечивают спасение корабля при отказе SSME.
Это ещё как сказать. До катастрофы Челленжера (т е до введения более жёстких условий по безопасности) отказ двух SSME после запуска SRB привёл бы к структурному разрушению всей конструкции.
Это почему? Нагрузки же уменьшаются.
ЦитироватьСейчас выживание при отказе трёх SSME в течение минуты-полторы после старта возможно, но находится под большим жирным знаком вопроса, так как RTLS abort (возврат к точке старта) никогда не проверялся на реальном аппарате.
Дорогая проверка получалась бы. У нас САС тоже не отрабатывается на всех полетных режимах.
Да и на Буране хотели ставить РДТТ САС.
ЦитироватьЦитироватьЦитировать... ТТУ обеспечивают спасение корабля при отказе SSME.
Это ещё как сказать. До катастрофы Челленжера (т е до введения более жёстких условий по безопасности) отказ двух SSME после запуска SRB привёл бы к структурному разрушению всей конструкции.
Это почему? Нагрузки же уменьшаются.
Не ожидал от вас такого... :|
При работе всех ССМЕ они, фактически, несут корабль. А ТТУшки несут бак. Грубо, но суть ясна.
При отказе ССМЕ корабль мертвым грузом виснет на баке сбоку (!). Можете себе представить, какие нагрузки придутся на узлы крепления и бак?
Меня, кстати, давно интересует вопрос - а если один СРМ не запустится?
Не дай Бог, конечно.
ЦитироватьНе ожидал от вас такого... :|
При работе всех ССМЕ они, фактически, несут корабль. А ТТУшки несут бак. Грубо, но суть ясна.
А я от вас такого. :(
Тяга каждого ССМЕ на земле примерно 170 т. Трёх примерно 500т. Вес корабля - примерно 100т. При запускен на земле лишь 100 т тяги двигателей поглощаются весом корабля, остальные 400 через узлы подвески передаются на бак. Значит узлы рассчитаны как минимум на 400т. Значит они выдержат корабль как минимум при четырёхкратной перегрузке. Значит он не оторвётся летя на одних СРМ.
К тому ж то что СРМы действительно должны уводить Шаттл на безопасную высоту при отказе ЖРД - факт общеизвестный.
ЦитироватьЦитироватьНе ожидал от вас такого... :|
При работе всех ССМЕ они, фактически, несут корабль. А ТТУшки несут бак. Грубо, но суть ясна.
А я от вас такого. :(
Тяга каждого ССМЕ на земле примерно 170 т. Трёх примерно 500т. Вес корабля - примерно 100т. При запускен на земле лишь 100 т тяги двигателей поглощаются весом корабля, остальные 400 через узлы подвески передаются на бак. Значит узлы рассчитаны как минимум на 400т. Значит они выдержат корабль как минимум при четырёхкратной перегрузке. Значит он не оторвётся летя на одних СРМ.
К тому ж то что СРМы действительно должны уводить Шаттл на безопасную высоту при отказе ЖРД - факт общеизвестный.
Ага, все правильно. А направление действия силы значения уже не имеет? ;)
Тяга ССМЕ минус вес корабля передается через нижние узлы крепления. А момент относительно нижних узлов крепления (вектор тяги ССМЕ проходит "над" узлами крепления) - через верхний узел.
Если обратите внимание на конструкцию нижних узлов, то заметите, что они спроектированы для передачи преимущественно положительной нагрузке - направленой снизу вверх.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4819.gif)
Вот. Здесь хорошо видны диагональные элементы, идещие от точек крепления вперед и вниз к баку.
Верхний узел при этом работает на сжатие.
Теперь пусть ССМЕ отключаются.
Сила, передающаяся на ЦБ меняет напраяление почти на 180 градусов и величину. Теперь оба узла работают преимущественно на растяжение (верхний - чисто на растяжение).
Конечно, и величина силы в несколько раз меньше.
Я не говорю, что непременно отвалится. Этот случай должен быть расчетным. И, наверняка, таковым является.
Ладно, признаю свою ошибку - не должно ничего разрушаться.
Если нормально разработали и сделали.
(http://img40.picoodle.com/img/img40/5/12/1/f_shutl101m_ce199f3.jpg)
Откуда такой чудный перевод - противозавихрительное устройство?
ЦитироватьОткуда такой чудный перевод - противозавихрительное устройство?
А что не так? Воронкогаситель - звучит не лучше :D
ЦитироватьАга, все правильно. А направление действия силы значения уже не имеет? ;)
Ну вот, а как всё хорошо начиналось: "Несут... Висит..." :(
Теперь оказывается уже направление... И чего? Вы стало быть считаете что американские конструкторы забыли про направление?
ЦитироватьЕсли обратите внимание на конструкцию нижних узлов, то заметите, что они спроектированы для передачи преимущественно положительной нагрузке - направленой снизу вверх.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4819.gif)
Вот. Здесь хорошо видны диагональные элементы, идещие от точек крепления вперед и вниз к баку.
Верхний узел при этом работает на сжатие.
Даже интересно, как вы на внешний вид отличаете - на сжатие или на растяжение работают стержни?
ЦитироватьЯ не говорю, что непременно отвалится. Этот случай должен быть расчетным. И, наверняка, таковым является.
Вот именно. И именно наверняка.
ЦитироватьЛадно, признаю свою ошибку - не должно ничего разрушаться.
Если нормально разработали и сделали.
О!
ЦитироватьЦитироватьОткуда такой чудный перевод - противозавихрительное устройство?
А что не так? Воронкогаситель - звучит не лучше :D
По-моему лучше, но в любом случае - привычнее.