Естть ли гдето информация об их надежности?
Вроде ССМЕ ни разу не отказывал
да, водородный ЖРД не может отказать.
ЦитироватьЕстть ли гдето информация об их надежности?
Вроде ССМЕ ни разу не отказывал
У SSME было одно выключение в полете. Еще до Челленджера. Взрывов вот не было.
Цитироватьда, водородный ЖРД не может отказать.
Шутите?
Цитироватьда, водородный ЖРД не может отказать.
С RL-10 были случаи. Даже взрыв. И у японцев на Н-2. И у французов и на Ариане-4 и даже 5. И даже у нас при огневом испытании ЦБ Энергии.
ЦитироватьУ SSME было одно выключение в полете. Еще до Челленджера. Взрывов вот не было.
Это выключение было по ложной команде отказавшего датчика.
А вот взрыв на стенде у SSME был.
ЦитироватьЦитироватьУ SSME было одно выключение в полете. Еще до Челленджера. Взрывов вот не было.
Это выключение было по ложной команде отказавшего датчика.
А вот взрыв на стенде у SSME был.
Датчик наверняка часть двигателя. И я имел в виду отказы в полете.
ЦитироватьЦитироватьда, водородный ЖРД не может отказать.
С RL-10 были случаи. Даже взрыв. И у японцев на Н-2. И у французов и на Ариане-4 и даже 5. И даже у нас при огневом испытании ЦБ Энергии.
Вообще то первая Ариана 5 упала из за софтуера
ЦитироватьВообще то первая Ариана 5 упала из за софтуера
А вот первая Ариан-5ЕСА - из-за мотора. Вулкан-2.
ЦитироватьЦитироватьда, водородный ЖРД не может отказать.
Шутите?
разумеется :)
ЦитироватьЦитироватьда, водородный ЖРД не может отказать.
С RL-10 были случаи. Даже взрыв. И у японцев на Н-2. И у французов и на Ариане-4 и даже 5. И даже у нас при огневом испытании ЦБ Энергии.
Что там насчет РД-0120?
Да по SSME когда-то было:
Старый писал(а):
Что касается проблем просачивания водорода в ТНА, то насколько я понял она не самая существенная. Кислород то не просачивается, и если двигательный отсек заполнен нейтральным газом, то водороду не с чем будет образовывать взрывоопасную смесь.
Насосы водорода и кислорода в водородных ЖРД обычно пространственно разнесены, поэтому тоже прямое смешение получается редко. Разве что в кислородном ТНА, где турбина на водороде а насос кислородный. Насколько я помню при испытании SSME по этой причине был взрыв на стенде - в кислородном ТНА водород с турбины просочился сквозь уплотнение подшипнтка к кислороду.
Да, на форуме когда-то приводили инфу:
"От первого испытания до первого полета:
РД-0120 - восемь лет, 482 теста, 75 тыс. с.
SSME - шесть лет, ~720 тестов, 110 тыс. с.
SSME:
По состоянию на 1982 год было проведено около 800 испытаний общей длительностью ~140000 (сто сорок тысяч) с, в том числе 3 двигателя прошли успешные летные испытания (STS-1)."
Мягко говоря, это не совсем так:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/234/39.shtml
"На начало мая 1987 г. было испытано 103 двигателя РД-0120 в 523 испытаниях с суммарной наработкой 73811 сек и подтверждена расчетная надежность 0.985. По результатам испытаний показатель надежности достиг 0.995. Для сравнения: к первому пуску Н-1 стендовая наработка кислородно-керосиновых двигателей 11Д51 этой ракеты составляла около 40 тыс сек, при этом были выявлены конструктивные дефекты, которые проявились и при ЛКИ. К началу стендовых испытаний водородных ступеней РН Saturn 5 наработка кислородно-водородных двигателей J-2 ракеты составляла 6000 сек. Перед началом ЛКИ системы Space Shuttle суммарная наработка маршевых двигателей SSME составляла 14300 сек."
Отсюда: http://forum.nasaspaceflight.com/forums/thread-view.asp?tid=7868&start=3061
ЦитироватьSSME:
Baseline - First Manned Orbital Flight (FMOF) (STS-1 to STS-5): 15 flights
Full Power Level Phase I (STS-6 to STS-25): 60 flights, 2 Pad Aborts, 1 in-flight failure
Phase II (STS-26R to STS-93): 171 flights, 3 Pad Aborts
Block I (STS-70 to STS-88): 27 flights, 1 undetected Pad Abort condition missed
Subtotal for "Block I variants": 273 flights, 6 Pad Abort conditions, 1 in-flight failure (1 in 273 risk, 99.634% demonstrated reliability)
Block IIA (STS-89 to STS-109): 49 flights, 1 Pad Abort, 1 in-flight failure
Block II (STS-104 to present): 38 flights
Subtotal for "Block II variants": 87 flights, 1 Pad Abort, 1 in-flight failure (1 in 87 risk, 98.851% demonstrated reliability - w/ ongoing history)
Total: 360 flights, 7 Pad Aborts, 2 in-flight failures (1 in 180 risk, 99.444% demonstrated reliability - w/ ongoing history)
Engine Significant Launch Attempt (T-9 engine start sequence or later) Problem History:
STS-41D Discovery (Phase I), Pad Abort @ T-3s, SSME-3 SN-20?? (redundant control failure of main fuel valve)
STS-51F Challenger (Phase I), Pad Abort @ T-3s, SSME-2 SN-2020 (coolant valve malfunction)
STS-51F Challenger (Phase I), Premature Shutdown during ascent, SSME-1 SN-2023, @ T+645s, Abort to Orbit (sensor problem)
STS-55 Columbia (Phase II), Pad Abort @ T-3.3s, SSME-3 SN-2029 (oxidizer pre-burner augmented spark igniter check valve leak)
STS-51 Discovery (Phase II), Pad Abort @ T-3s, SSME-2 SN-2034 (failure 1 of 4 RSLS sensor)
STS-68 Endeavour (Phase II), Pad Abort @ T-1.9s, SSME-3 SN-2026 (red line temp in oxidizer turbo pump)
STS-78 Columbia (Block I), Engine anomaly during startup, SSME-3 SN-2036 (violated thrust buildup rate during start sequence LCC, was not noticed until after launch, should have been RSLS abort event, flight was nominal)
STS-93 Columbia (Block IIA), Pad Abort @ T-6s, Controllers Manually Aborted during engine pre-start sequence (false sensor reading showed spike in hydrogen pressure)
STS-93 Columbia (Block IIA), LH2 Fuel Leak Throughout Ascent @ T+5s, SSME-3 SN-2019 (combustion chamber repair pin came loose damaging regenerative nozzle)
SRB:
Original Solid Rocket Booster (SRB):
STS-2 O-ring erosion (0.053") detected on RH SRB primary
STS-6 O-rings showed signed of heating on both SRB's, but were not eroded
STS-41B (flight 10) O-ring erosion (0.040" and 0.039") detected on both SRB's
STS-41C (flight 11) O-ring erosion (0.034") detected on RH SRB. LH SRB showed heat effects, but no erosion
STS-41D (flight 12) O-ring erosion (0.028" and 0.046") detected in both SRB's
STS-51C (flight 15) O-ring erosion detected in 2 locations on each SRB varying between 0.010" and 0.038" deep
STS-51D (flight 16) O-ring erosion (0.068" and 0.011") detected in both SRB's
STS-51B (flight 17) O-ring erosion (0.171" and 0.032") detected in both SRB's (worst event until 51L)
STS-51G (flight 18) O-ring erosion (0.009" and 0.013") detected in two locations on RH SRB
STS-51I (flight 20) O-ring erosion (0.064" and 0.030") detected in two locations on LH SRB
STS-61A (flight 22) O-ring erosion (0.075") detected on LH SRB
STS-61B (flight 23) O-ring erosion (0.039" and 0.017") detected in both SRB's
STS-61C (flight 24) O-ring erosion (0.011" and 0.004") detected in both SRB's
STS-51L (flight 25) Loss of Vehicle, Loss of Crew. Caused by RH SRB O-ring severe failure releasing blow-by of hot gasses towards SRB aft support mounting, which failed @ ~T+73s.
Subtotal for Original SRB: 50 flights, 23 anomalies, 1 in-flight failure (1 in 50 risk, 98% demonstrated reliability)
Redesigned Solid Rocket Booster (RSRB):
STS-78 Columbia, Only occurrence of primary O-ring blow-by on the J-joint of redesigned SRB. Did not pass secondary O-ring nor capture feature O-ring added during the redesign. Fault was traced to use of "more environmentally friendly adhesive and cleaning fluid" which was never utilized again. Nominal performance achieved during flight. Review concluded Flight Safety was not compromised.
Subtotal for Redesigned SRB: 190 flights, 1 anomaly, 0 in-flight failure (0 in 190 risk, 100% demonstrated reliability - w/ ongoing history)
TOTAL: 240 flights, 24 anomalies, 1 in-flight failure (1 in 240 risk, 99.583% demonstrated reliability - w/ ongoing history)
спасибо за информацию
По данным о надежности РД-0120 можно заключить что Дейтрон - приблизительно такой же надежности как рн союз
а кому небудь нужен спредщит разчета надежности?
очень простой кстати
спасибо за информацию
По данным о надежности РД-0120 можно заключить что Дейтрон - приблизительно такой же надежности как рн союз
а кому небудь нужен спредщит разчета надежности?
очень простой кстати
Цитироватьспасибо за информацию
По данным о надежности РД-0120 можно заключить что Дейтрон - приблизительно такой же надежности как рн союз
а кому небудь нужен спредщит разчета надежности?
очень простой кстати
А Вы выложите его на каком-нибудь общедоступном ресурсе, и все, кому, надо, его скачают. :roll:
Если в КС температуру опустить до 2500 гр. С, то летать тоже будет ... как это ни странно. А водородную "завесу" КС можно сделать гигантской толщины, не ухудшив характеристики, а значит для внутренней стенки КС можно применить вольфрам, а не только "уплотненную" медь. При схеме с дожиганием водорода можно получить суппернадежность для всех узлов двигателя. Единственная самая болбьшая трудность - это сварка водородного бака из титана ступени в большом помещении с гелием.