Форум Новости Космонавтики

Вот собственно вопрос:

Стоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

РД-171 летает плохо.
РД-120 тоже вроде не очень.
НК-33 пока вообще не латал, а предшественник НК-15 плохо.
РД-58 тоже не очень.

Американцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме (даже на второй ступени): Дельта-4, Арес-1, Арес-5. Атлас-5 не в счёт - двигатель покупается в России, а сами они, даже при наличии лицензии, отказаль его собирать.

Китайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме (и на второй ступени тоже):
http://en.wikipedia.org/wiki/Long_March_5_rocket_family
http://en.wikipedia.org/wiki/YF-100
http://en.wikipedia.org/wiki/YF-77

Мало того что двигатели на замкнутой схеме не очень надежны, похоже что главная причина по которой от них отказались американцы - они дорогие. При этом у американцев есть огромный опыт с двигателем на замкнутой схеме - SSME.

Только русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

Стоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

ЦитироватьАмериканцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме
...
Китайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме

Наверно просто так и не научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

ЦитироватьТолько русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

Наверно просто научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Цитировать

ЦитироватьАмериканцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме
...
Китайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме

Наверно просто так и не научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Ну у американцев есть лицензия на "нормальную" керосинку РД-180, которую они не хотят у себя собирать, потому что дорого. Хотя керосин на Арес-5 они бы могли использовать, если бы был подходящий двигатель - RS-84, например.

И у американцев есть отличный (в плане надёжности) водородный замкнутый двигатель SSME, однако же на верхнии ступени Аресов они делают почти новый незамкнутый J-2X.

Цитировать

ЦитироватьТолько русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

Наверно просто научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Примеры в студию!

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАмериканцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме
...
Китайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме

Наверно просто так и не научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Ну у американцев есть лицензия на "нормальную" керосинку РД-180, которую они не хотят у себя собирать, потому что дорого. Хотя керосин на Арес-5 они бы могли использовать, если бы был подходящий двигатель - RS-84, например.

И у американцев есть отличный (в плане надёжности) водородный замкнутый двигатель SSME, однако же на верхнии ступени Аресов они делают почти новый незамкнутый J-2X.

РД-180 дешевле купить, чем клепать у себя - простая экономика

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТолько русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

Наверно просто научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Примеры в студию!

Чем плох РД-120 ? (тьху-тьху !)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТолько русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

Наверно просто научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Примеры в студию!

Чем плох РД-120 ? (тьху-тьху !)

5 аварий второй ступени Зенита в 60 запусках -
надёжность 91.7% - ниже плинтуса.

Официально, три авариии из-за двигателя.
Если отбросить первую аварию 28 Декабря 1985, то остается 2 аварии - надёжность 96.6%. Это тоже очень плохо.

Да и вот на счёт причины аварии 12 Марта 2000 у меня большие сомнения. Особенно после "посторонней" частицы в РД-171 в Январе 2007 года. Сказали что ошибка в программе выключила двигатель. Весьма странно. А что они могли ещё сказать? Авария двигателя? Если бы сказали что авария в двигателе, сколько бы стоила страховка запуска и соотвественно запуск?
Смог ли тогда встать на ноги Sea-launch?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАмериканцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме
...
Китайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме

Наверно просто так и не научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Ну у американцев есть лицензия на "нормальную" керосинку РД-180, которую они не хотят у себя собирать, потому что дорого. Хотя керосин на Арес-5 они бы могли использовать, если бы был подходящий двигатель - RS-84, например.

И у американцев есть отличный (в плане надёжности) водородный замкнутый двигатель SSME, однако же на верхнии ступени Аресов они делают почти новый незамкнутый J-2X.

РД-180 дешевле купить, чем клепать у себя - простая экономика

Если ставить РД-180 на Арес-5, то встает вопрос - если отношения с Россией ухудшатся, придется собирать РД-180 в США. Сколько это будет стоить? Ответ: Дорого.
На этом этапе вопрос с РД-180 на Арес-5 заканчивается.

Цитировать

ЦитироватьЧем плох РД-120 ? (тьху-тьху !)

5 аварий второй ступени Зенита в 60 запусках -
надёжность 91.7% - ниже плинтуса.

Официально, три авариии из-за двигателя.
Если отбросить первую аварию 28 Декабря 1985, то остается 2 аварии - надёжность 96.6%. Это тоже очень плохо.

Да и вот на счёт причины аварии 12 Марта 2000 у меня большие сомнения. Особенно после "посторонней" частицы в РД-171 в Январе 2007 года. Сказали что ошибка в программе выключила двигатель. Весьма странно. А что они могли ещё сказать? Авария двигателя? Если бы сказали что авария в двигателе, сколько бы стоила страховка запуска и соотвественно запуск?
Смог ли тогда встать на ноги Sea-launch?

Кстати, такая же авария произошла 9 Сентября 1998.
Что, ошибку в программе нельзя было тогда исправить?
И кстати, 9 Сентября 1998 это разгар создания Морского Старта, так что и тут истинная причина под вопросом.

Итого РД-120: 2 (? 4) аварии в 60 запусках -
надёжность 96.6% (? возможно и 93.3%)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАмериканцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме
...
Китайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме

Наверно просто так и не научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Ну у американцев есть лицензия на "нормальную" керосинку РД-180, которую они не хотят у себя собирать, потому что дорого. Хотя керосин на Арес-5 они бы могли использовать, если бы был подходящий двигатель - RS-84, например.

И у американцев есть отличный (в плане надёжности) водородный замкнутый двигатель SSME, однако же на верхнии ступени Аресов они делают почти новый незамкнутый J-2X.

РД-180 дешевле купить, чем клепать у себя - простая экономика

Если ставить РД-180 на Арес-5, то встает вопрос - если отношения с Россией ухудшатся, придется собирать РД-180 в США. Сколько это будет стоить? Ответ: Дорого.
На этом этапе вопрос с РД-180 на Арес-5 заканчивается.

Вот я и говорю, что экономика - пока можно дешево - берут у России.
Если будут проблемы - будут собирать сами.

Если учесть, что при выиграше в тендере РД-180 предполагалось собирать его (потом) в США, то очевидно, что он все равно дешевле других американских двигателей.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТолько русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

Наверно просто научились делать нормальные замкнутые керосинки ;)

Примеры в студию!

Чем плох РД-120 ? (тьху-тьху !)

5 аварий второй ступени Зенита в 60 запусках -
надёжность 91.7% - ниже плинтуса.

Официально, три авариии из-за двигателя.
Если отбросить первую аварию 28 Декабря 1985, то остается 2 аварии - надёжность 96.6%. Это тоже очень плохо.

Да и вот на счёт причины аварии 12 Марта 2000 у меня большие сомнения. Особенно после "посторонней" частицы в РД-171 в Январе 2007 года. Сказали что ошибка в программе выключила двигатель. Весьма странно. А что они могли ещё сказать? Авария двигателя? Если бы сказали что авария в двигателе, сколько бы стоила страховка запуска и соотвественно запуск?
Смог ли тогда встать на ноги Sea-launch?

Официально авария - из-за ошибка в программе подготовки РН к пуску. (незакрытие клапана)

В свою очередь это привело к невозможности работы явно исправного двигателя. Если бензин слить из бака жигулей, и они прекратят движение - что, двигатель виноват ?
Конечно, двигатель ! Он, гад, на бензине работает, не чтоб торсионами энергию из солнца тянуть  :)  :)  :)

ЦитироватьИтого РД-120: 2 (? 4) аварии в 60 запусках -
надёжность 96.6% (? возможно и 93.3%)

Если я не ошибаюсь, сейчас используюют модернизированную версию двигателя, а плохая статистика, очевидно, особенность любого нового изделия. Будем надеяться, что последняя авария была действительно последней.

ps. Какие по счету пуски РД-120 были аварийные ?

ps2. А есть еще водородник РД-0120 =)

Цитироватьps2. А есть еще водородник РД-0120 =)

РД-0120 летал всего восемь раз - слишком маленькая статистика чтобы делать какие-либо выводы о надёжности.

Цитироватьps. Какие по счету пуски РД-120 были аварийные ?

Первый полёт в 1985 году.
Аварии в
1985,
1991,
1992,
1998,
2000

http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit3sl.htm

Цитировать

Цитироватьps. Какие по счету пуски РД-120 были аварийные ?

Первый полёт в 1985 году.
Аварии в
1985,
1991,
1992,
1998,
2000

http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit3sl.htm

Есть наглая ложь, а есть статистика. А в этой подборке меня удивляет, как в эти годы не рвался каждый первый двигатель. Не надо путать качество двигателя и качество его сборки практически в экстримальных экономических условиях.

Цитировать

ЦитироватьДа и вот на счёт причины аварии 12 Марта 2000 у меня большие сомнения. Особенно после "посторонней" частицы в РД-171 в Январе 2007 года. Сказали что ошибка в программе выключила двигатель. Весьма странно. А что они могли ещё сказать? Авария двигателя? Если бы сказали что авария в двигателе, сколько бы стоила страховка запуска и соотвественно запуск?
Смог ли тогда встать на ноги Sea-launch?

Официально авария - из-за ошибка в программе подготовки РН к пуску. (незакрытие клапана)

В свою очередь это привело к невозможности работы явно исправного двигателя. Если бензин слить из бака жигулей, и они прекратят движение - что, двигатель виноват ?
Конечно, двигатель ! Он, гад, на бензине работает, не чтоб торсионами энергию из солнца тянуть  :)  :)  :)

Если официальная версия верна, то да - двигатель не виноват.
Только вот вы верите в официальную версию?
А в официальную версию о "посторонней" частице в 2007 году.
В Н-1 на эти "посторонние" частицы фильтры стали ставить ещё с 1969 года. И на Зените в 2007 году фильтры тоже должны были стоять. Откуда "посторонняя" частица?
И куда деются эти "посторонние" частицы в РД-107/РД-108?

И я уже сказал про ошибку в программе в 1998 году, за 1.5 года до аварии 2000 года. Почему не исправили?

А кто сказал, что ошибка в программе была абсолютно той же самой. Бобы случаются.

1985 April 13 - problems with the controller of the propellant consumption

1985 June 21: The Zenit-2 rocket blasted off from Baikonur, however its second stage shot down prematurely

1985 Dec. 28: The Zenit-2 launched the Tselina-2 satellite. The spacecraft entered wrong orbit due to the malfunction of the second stage

1991 Aug. 30: Zenit-2 failed to place a satellite into orbit due to the second stage failure.

1992 Feb. 5: Zenit-2 failed to place a satellite into orbit due to the second stage failure.

1998 Sept. 9 (10): The cause of the failure was traced to the onboard flight control system

2000 March 12: due to the loss of pressurization in the propellant tank of the second stage.
----------------------------
1985 - отработка

1991/92 - аварии 2-й ступени, очевидно, перестройка помогла

1998 - комп сам выключил 2-ю ступень, ему было все равно, замкнутый цикл у нее или нет

2000 - зачем сваливать на РД-120 ? Результаты предоставили сразу, комиссия подтвердила. Причем нашли реальную багу в программе, а не гипотетическую частицу, которуюю не ищут, а выдумывают.

Если так, то авария зенита в 2007 тоже могла быть "из-за ошибки программы заправки ЖК, приведшей к нарушению режима работы насоса ЖК", и американцев с РД-180 пугать не надо, они ведь руки мыли, перед тем как за клаву садиццо =)

О авариях РД-120 в 1991 и 1992.

В 1991 пока был СССР производство всё ещё работало довольно нормально. ИМХО особенно в ракетостроении.
Проблемы начались с начала 1992 года, когда в России в экономике началась "шоковая терапия".

Для запуска 5 Февраля 1992 двигатель РД-120 был собран наверняка задолго до того как. Ну эж точно не в Январе 1992 года. К примеру, в аварии Протона в 1996 году (Марс-96), двигатель был собран где то в 1992-1993 году.
Так что ИМХО развал Союза в этих авариях 1991, 1992 года ни при чём.

Надо отметить, что развал Союза не отразился существенно на надёжности Семёрки.

Вспоминаются только аварии Блока-ДМ Протона в 1996 году, которые можно связать с развалом Союза.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьps. Какие по счету пуски РД-120 были аварийные ?

Первый полёт в 1985 году.
Аварии в
1985,
1991,
1992,
1998,
2000

http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit3sl.htm

Есть наглая ложь, а есть статистика. А в этой подборке меня удивляет, как в эти годы не рвался каждый первый двигатель. Не надо путать качество двигателя и качество его сборки практически в экстримальных экономических условиях.

1991,
1992, 5 Февраля,
Двигатели были собраны ещё в СССР, Союз ещё не развалился, производство ещё работало.

1998 ?

2000
Пошли деньги от Морского старта - всё в порядке.

Цитироватьи американцев с РД-180 пугать не надо, они ведь руки мыли, перед тем как за клаву садиццо =)

Да, американцев понять можно. Им было очень любопятно узнать технологию этих двигателей. Для обогощения опытом так сказать. Вполне логично. Другой на их месте поступил бы так же. Двигатель то уникальный. Сколько на него денег и времени было потрачено! Вот они и купили. Тем более что по дешевке.

Да я не утверждаю. Может и компьютер.

Только что то на Зените программы какие то ненадёжные.

Что то я на других РН и не примомню такого, чтобы программа двигатель раньше времени выключала. Было? За последние 30 лет?

Это же надо додуматься так программу написать, что бы она раньше времени двигатель выключала. Это такой баг - всем багам баг - супер баг.

Но, может быть. Всякое бывает.

ЗЫ: Это какой то бич. У Н-1 программа тоже двигатели выключала.  Там хоть ситуация нестандартная была - провода горели, двигатели взрывались.

ЗЫ2: Блин, а как же на Луну лететь с такими программами? Там же программа в 100 раз сложнее!

Цитировать2000 - зачем сваливать на РД-120 ? Результаты предоставили сразу, комиссия подтвердила. Причем нашли реальную багу в программе, а не гипотетическую частицу, которуюю не ищут, а выдумывают.

Если так, то авария зенита в 2007 тоже могла быть "из-за ошибки программы заправки ЖК, приведшей к нарушению режима работы насоса ЖК"

Нет, не проходит такая логика.

Таже комиссия подтвердила наличие выдуманной "посторонней" частицы. Если человека раз споймали на лжи, то как ему можно верить во второй раз? "Береги честь с молоду". Наверно поэтому у меня такое недоверие к этой комиссии.

Цитировать

Цитироватьps2. А есть еще водородник РД-0120 =)

РД-0120 летал всего восемь раз - слишком маленькая статистика чтобы делать какие-либо выводы о надёжности.

Это ж не значит, что его не надо использовать? Или он чем-то конкретно плох?

ЦитироватьЗЫ2: Блин, а как же на Луну лететь с такими программами? Там же программа в 100 раз сложнее!

??? с чего бы это? Прямо-таки в 100?

ЦитироватьЭто же надо додуматься так программу написать, что бы она раньше времени двигатель выключала. Это такой баг - всем багам баг - супер баг.

Вы программист? Я вот - программист (хотя "родная" специальность у меня - ракетная). Так вот я ответственно заявляю - баг может быть абсолютно любой. А отказы бывают не только "триггерные", но и параметрические. Так вот и баги бывают, так сказать, параметрические. Хрен его еще выявишь...

Да, действительно, существуют методики написания безошибочных программ, но пользоваться этими методиками - чудовищно дорого и, главное, неэффективно.

Поэтому вся проблема - в методике тестирования. И если есть хотя бы одна неучтенная в наборе тестов ситуация - 100% прога будет содержать ошибки. Иногда до смешного доходит - два алгоритма работают идеально, но при их совместном использовании внутри третьего - неприемлемые ошибки. Непримемлемые - это когда ракета просто перевернулась, к примеру.

Написать абсолютно безошибочную программу, управляющую ракетой от Земли до Луны - СЛОЖНЕЕ, чем разработать от нуля невзрывающийся РД-170. (ну это мое ИМХО, конечно)

+ довод за межпланетную ПК, кстати...

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитироватьps. Какие по счету пуски РД-120 были аварийные ?

Первый полёт в 1985 году.
Аварии в
1985,
1991,
1992,
1998,
2000

http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit3sl.htm

Есть наглая ложь, а есть статистика. А в этой подборке меня удивляет, как в эти годы не рвался каждый первый двигатель. Не надо путать качество двигателя и качество его сборки практически в экстримальных экономических условиях.

1991,
1992, 5 Февраля,
Двигатели были собраны ещё в СССР, Союз ещё не развалился, производство ещё работало.

1998 ?

2000
Пошли деньги от Морского старта - всё в порядке.

Двигатели при запусках 92-го года были сделаны до развала СССР, это точно. Но вот обслуживались они уже при развале. Баки промывались при развале. Ну и прочее. Не обязательно сам двигатель иметь с дефектом, достаточно его "стукнуть" в нужном месте и в нужное время.

Цитировать+ довод за межпланетную ПК, кстати...

Без компов все равно никуда :) К тому же последнее время принято делать межпланетные АМС такими, чтобы их можно было по радио и перезагрузить и даже перепрошить. Если, конечно, времени хватит :)

ЦитироватьТолько что то на Зените программы какие то ненадёжные.

Что то я на других РН и не примомню такого, чтобы программа двигатель раньше времени выключала. Было? За последние 30 лет?

Это же надо додуматься так программу написать, что бы она раньше времени двигатель выключала. Это такой баг - всем багам баг - супер баг.

Ариан 5 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B0%D1%82%D0%B0%D1%81%D1%82%D1%80%D0%BE%D1%84%D0%B0_Ariane_5_(4_%D0%B8%D1%8E%D0%BD%D1%8F_1996))?  :roll:

ЦитироватьНадо отметить, что развал Союза не отразился существенно на надёжности Семёрки.

Да ну? а две почти подряд аварии в 1995 году с военными спутниками?
Опять же, молнии падали...

Цитировать

Цитировать+ довод за межпланетную ПК, кстати...

Без компов все равно никуда :) К тому же последнее время принято делать межпланетные АМС такими, чтобы их можно было по радио и перезагрузить и даже перепрошить. Если, конечно, времени хватит :)

Так ведь это нормальная практика =)

И марсоходы в т.ч. фиксили на ходу, а кнопку "сброс" наверное марсиан просили по сотовому нажать  :shock:

ЦитироватьБез компов все равно никуда :) К тому же последнее время принято делать межпланетные АМС такими, чтобы их можно было по радио и перезагрузить и даже перепрошить. Если, конечно, времени хватит :)

Это от бедности.  :)

Цитировать

ЦитироватьБез компов все равно никуда :) К тому же последнее время принято делать межпланетные АМС такими, чтобы их можно было по радио и перезагрузить и даже перепрошить. Если, конечно, времени хватит :)

Это от бедности.  :)

 :shock:

ЦитироватьВот собственно вопрос:

Стоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

РД-171 летает плохо.
РД-120 тоже вроде не очень.
НК-33 пока вообще не латал, а предшественник НК-15 плохо.
РД-58 тоже не очень.

И много у них было отказов, обусловленных именно схемой? РД-171 еще сюда можно приплести, но у него не схема виновата, как таковая, а перенапряженность. Про вонючки вы благоразумно умолчали.

ЦитироватьАмериканцы для своих новых ракет отказались делать двигатели на замкнутой схеме (даже на второй ступени): Дельта-4, Арес-1, Арес-5. Атлас-5 не в счёт - двигатель покупается в России, а сами они, даже при наличии лицензии, отказаль его собирать.

Т.е. испарительная схема уже замкнутой не считается? А японцы и на 1-й ступени не отказались.

ЦитироватьКитайцы тоже отказались на своих новых РН от двигателей на замкнутой схеме (и на второй ступени тоже):
http://en.wikipedia.org/wiki/Long_March_5_rocket_family
http://en.wikipedia.org/wiki/YF-100
http://en.wikipedia.org/wiki/YF-77

И как они по-вашему достигли таких параметров на керосинке открытой схемы? :wink: Водородник тоже вполне возможно замкнутый.

ЦитироватьМало того что двигатели на замкнутой схеме не очень надежны, похоже что главная причина по которой от них отказались американцы - они дорогие. При этом у американцев есть огромный опыт с двигателем на замкнутой схеме - SSME.

Дороги предельные и многоразовые двигатели, а одноразовые умеренных параметров не очень дороги и вполне надежны. При этом УИ водорода столь хорош, что зачастую можно не заморачиваться с замкнутой схемой, чтобы выиграть еще десяток-другой секунд.

ЦитироватьТолько русским всё не почём - делают РД-191 и думают о восстановлении производства НК-33.

К сожалению опыт РД-171 ничему не научил, поэтому и продолжают клепать его клон вместо создания нового двигателя с удельными параметрами НК-33. Восстановление производства последнего вполне оправдано.

ЦитироватьСтоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

Стоит с давлением до 150-180 атмосфер.

ЦитироватьДа, действительно, существуют методики написания безошибочных программ, но пользоваться этими методиками - чудовищно дорого и, главное, неэффективно.

Неправда, не дорого и очень эффективно (по результату). Я программист и не ракетный, а "настоящий". Этим методикам уделяется очень много внимания, но проблема в том, что средний "программист" их не может  легко освоить или просто не хочет -- они слишком математические и формальные.
Другая проблема в необходимости соответствующих програмных средств, т.к. руками использовать эти методики возможно, но ооочень непрактично.

ЦитироватьНу у американцев есть лицензия на "нормальную" керосинку РД-180, которую они не хотят у себя собирать, потому что дорого.

РД-180 дорог потому, что он предельный и создан на технологиях многоразового двигателя.

ЦитироватьХотя керосин на Арес-5 они бы могли использовать, если бы был подходящий двигатель - RS-84, например.

Американцы отказываются от керосина даже на средних ракетах, а вы хотите заставить их применить керосин на сверхтяжелой.

ЦитироватьИ у американцев есть отличный (в плане надёжности) водородный замкнутый двигатель SSME, однако же на верхнии ступени Аресов они делают почти новый незамкнутый J-2X.

На одноразовой ракете не нужен многоразовый двигатель, к тому же для верхней ступени SSME избыточен. А по J-2X есть изрядный задел, использование которого существенно удешевляет разработку.

Цитировать5 аварий второй ступени Зенита в 60 запусках -
надёжность 91.7% - ниже плинтуса.  

Официально, три авариии из-за двигателя.
Если отбросить первую аварию 28 Декабря 1985, то остается 2 аварии - надёжность 96.6%. Это тоже очень плохо.

Ни одна из аварий не связана со схемой двигателя, а первая - и с его конструкцией.

ЦитироватьДа и вот на счёт причины аварии 12 Марта 2000 у меня большие сомнения. Особенно после "посторонней" частицы в РД-171 в Январе 2007 года. Сказали что ошибка в программе выключила двигатель. Весьма странно. А что они могли ещё сказать? Авария двигателя? Если бы сказали что авария в двигателе, сколько бы стоила страховка запуска и соотвественно запуск?
Смог ли тогда встать на ноги Sea-launch?

Вообще-то авария произошла на этапе работы рулевика РД-8. Автоматика не закрыла клапан в пневмосистеме и после падения давления до определенного уровня двигатель остановился.

ЦитироватьКстати, такая же авария произошла 9 Сентября 1998.
Что, ошибку в программе нельзя было тогда исправить?
И кстати, 9 Сентября 1998 это разгар создания Морского Старта, так что и тут истинная причина под вопросом.

Аварии были совершенно разными.

Цитировать

ЦитироватьЭто от бедности.  :)

:shock:

Я понимаю, что звучит парадоксально, но я имел в виду, что, если бы мы не знали проблем с выводимой массой (и ее ценой), было бы проще приспособить везде в качестве "дублирующе-починяющего элемента" людей, как во всех прочих отраслях техники. Ко всеобщему удовольствию.

P.S. Каюсь и прошу не развивать этот оффтопик.

Автор топика должен добавить в название темы слова кислородно-керосиновый. :wink:
А к перечню двигателей нужно добавить 11Д33 и РД-0124.

Цитировать

ЦитироватьНадо отметить, что развал Союза не отразился существенно на надёжности Семёрки.

Да ну? а две почти подряд аварии в 1995 году с военными спутниками?
Опять же, молнии падали...

Да, тогда нарушение технологии изготовления ГО помнится было.

Ну вобщем с сабжем все понятно :)

А что думают граждане товарищи по поводу безгенераторных ЖРД? ;)
Которые с третьим компонентом-теплоносителем?

ЦитироватьНу вобщем с сабжем все понятно :)

А что думают граждане товарищи по поводу безгенераторных ЖРД? ;)
Которые с третьим компонентом-теплоносителем?

Для верхних ступеней и небольших тяг достаточно оптимальный вариант, но только без всяких третьих компонентов, и потому - только водородные.

ЦитироватьВот собственно вопрос:

Стоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

РД-171 летает плохо.
РД-120 тоже вроде не очень.
НК-33 пока вообще не латал, а предшественник НК-15 плохо.
РД-58 тоже не очень.

Добавьте 11Д33 и РД-0124.
В случае с НК-15 было два отказа на 120 двигателей. Один (на втором пуске) по причине отсутствия фильтров и попадания стальной диафрагмы в насос окислителя. А второй из-за обрыва трубопровода вызванного гидроударом при отключении шести центральных ЖРД.

Цитировать

ЦитироватьНу вобщем с сабжем все понятно :)

А что думают граждане товарищи по поводу безгенераторных ЖРД? ;)
Которые с третьим компонентом-теплоносителем?

Для верхних ступеней и небольших тяг достаточно оптимальный вариант, но только без всяких третьих компонентов, и потому - только водородные.

На Базе топик читали?
http://forums.airbase.ru/viewtopic.php?id=59837

Вот товарищи размышляют над безгенераторным с 3м к-том:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf


По части небольших тяг есть идеи вообще про электронасосы...

ЦитироватьНа Базе топик читали?
http://forums.airbase.ru/viewtopic.php?id=59837

Вот товарищи размышляют над безгенераторным с 3м к-том:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf

На Базе я почти не бываю, а вторая ссылка тут уже давно приводилась. Однако почему такой двигатель еще никто не сделал, неужели не догадались? Или все же он не так прост, как кажется? :wink:

ЦитироватьПо части небольших тяг есть идеи вообще про электронасосы...

Для 10-30 тонников?

Цитировать

ЦитироватьНа Базе топик читали?
http://forums.airbase.ru/viewtopic.php?id=59837

Вот товарищи размышляют над безгенераторным с 3м к-том:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf

На Базе я почти не бываю, а вторая ссылка тут уже давно приводилась. Однако почему такой двигатель еще никто не сделал, неужели не догадались? Или все же он не так прост, как кажется? :wink:

В мире много чего не делали. И все делают в первый раз.
Вопрос не в этом, а в достоинствах схемы.

Там не очень-то и просто. Вот РЛ-10 еще ничего, а у ребят система мудреней на порядок...

Цитировать

ЦитироватьПо части небольших тяг есть идеи вообще про электронасосы...

Для 10-30 тонников?

:)
Не, поменьше, конечно.

ЦитироватьВ мире много чего не делали. И все делают в первый раз.
Вопрос не в этом, а в достоинствах схемы.

Ну так большие достоинства - большие недостатки. :wink:  

ЦитироватьТам не очень-то и просто. Вот РЛ-10 еще ничего, а у ребят система мудреней на порядок...

О чем и речь.

Цитировать:)
Не, поменьше, конечно.

Причем существенно :) Просто это самый перспективный класс тяги для безгазогенераторников.

ЦитироватьРД-58 тоже не очень.

А этот то чем плох?

(http://i003.radikal.ru/0712/64/1308d7660413.jpg)

По поводу 11Д33:  с 1968 года была только одна авария РН Молния, да и то на этапе разделения второй и третьей ступени.

Цитировать

ЦитироватьВот собственно вопрос:

Стоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

РД-171 летает плохо.
РД-120 тоже вроде не очень.
НК-33 пока вообще не латал, а предшественник НК-15 плохо.
РД-58 тоже не очень.

Добавьте 11Д33 и РД-0124.
В случае с НК-15 было два отказа на 120 двигателей. Один (на втором пуске) по причине отсутствия фильтров и попадания стальной диафрагмы в насос окислителя. А второй из-за обрыва трубопровода вызванного гидроударом при отключении шести центральных ЖРД.

Кстати в результате деятельности Глушко по зачистке советской космонавтики от наследства Н-1 ничего нельзя сказать о лётной статистике целого ряда кислородно-керосиновых двигателей замкнутой схемы:
НК-31
НК-39
НК-39К
НК-43
 :cry:

ЦитироватьВот товарищи размышляют над безгенераторным с 3м к-том:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf

По-моему безгенераторная схема лучше для метанового двигателя подходит. Оба компонента криогеннные, оба могут на турбине работать. Итого получается два теплообменника (с общим теплоносителем, водой или аммиаком), два раздельных ТНА. Метановая турбина крутит метановый насос, кислородная-кислородный. Компоненты нигде не смешиваются и в одном ТНА не соседствуют. Очень надежно, как раз для перспективного пилотируемого насителя. Кроме того, два ТНА желательны для метанового двигателя ввиду большой разницы плотности ЖК и ЖМ. Но вот смеситель -- штука сомнительная. Наверное, ее можно сделать, но, боюсь, отработка до достаточной надежности потребует достаточно больших усилий и средств. По любому надежность страдает, а вдруг что-то будет недоотлажено и в каком-то редком случае процесс не так пойдет. Я бы лучше газ после турбин в КС отправлял. Пусть даже ценой снижения давления в КС. Вобщем безгенераторная схема газ-газ.

Цитировать

Цитировать5 аварий второй ступени Зенита в 60 запусках -
надёжность 91.7% - ниже плинтуса.  

Официально, три авариии из-за двигателя.
Если отбросить первую аварию 28 Декабря 1985, то остается 2 аварии - надёжность 96.6%. Это тоже очень плохо.

Ни одна из аварий не связана со схемой двигателя, а первая - и с его конструкцией.

Спасибо за информацию.
Если ни одна из аварий не связана со схемой двигателя то это радует  :)

А что стало причиной аварий в 1991 и 1992 году?

У Вейда сказано:
1991 - Second stage exploded due to heating problems in main engine.
1992 - Second stage malfunction due to heating problems in main engine.
http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm

ЦитироватьВ случае с НК-15 было два отказа на 120 двигателей. Один (на втором пуске) по причине отсутствия фильтров и попадания стальной диафрагмы в насос окислителя. А второй из-за обрыва трубопровода вызванного гидроударом при отключении шести центральных ЖРД.

Тут можно говорить скорее о 90 двигателях - в одном полёте их почти сразу все выключили.

На счёт второй аварии: там же двигатель взорвался.
http://www.astronautix.com/lvs/n1.htm

ЕМНИП Старый говорил что там всё таки двигатель виноват.

Как разрыв трубопроводов может привести к взрыву двигателя?

И если это был не двигатель, то зачем стали делать НК-33?

Есть у кого-нибудь информация о стоимости замкнутого и незамкнутого двигателя?

ЦитироватьЕсть у кого-нибудь информация о стоимости замкнутого и незамкнутого двигателя?

Вообще? Насколько замкнутый сфероконь дороже незамкнутого?

Цитировать

ЦитироватьВот товарищи размышляют над безгенераторным с 3м к-том:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf

По-моему безгенераторная схема лучше для метанового двигателя подходит. Оба компонента криогеннные, оба могут на турбине работать. Итого получается два теплообменника (с общим теплоносителем, водой или аммиаком), два раздельных ТНА. Метановая турбина крутит метановый насос, кислородная-кислородный. Компоненты нигде не смешиваются и в одном ТНА не соседствуют. Очень надежно, как раз для перспективного пилотируемого насителя. Кроме того, два ТНА желательны для метанового двигателя ввиду большой разницы плотности ЖК и ЖМ. Но вот смеситель -- штука сомнительная. Наверное, ее можно сделать, но, боюсь, отработка до достаточной надежности потребует достаточно больших усилий и средств. По любому надежность страдает, а вдруг что-то будет недоотлажено и в каком-то редком случае процесс не так пойдет. Я бы лучше газ после турбин в КС отправлял. Пусть даже ценой снижения давления в КС. Вобщем безгенераторная схема газ-газ.

Кстати, меня больше всего интересует как раз теплообменник. Что-то чудовищное получается...

Цитировать

ЦитироватьВ случае с НК-15 было два отказа на 120 двигателей. Один (на втором пуске) по причине отсутствия фильтров и попадания стальной диафрагмы в насос окислителя. А второй из-за обрыва трубопровода вызванного гидроударом при отключении шести центральных ЖРД.

Тут можно говорить скорее о 90 двигателях - в одном полёте их почти сразу все выключили.

На счёт второй аварии: там же двигатель взорвался.
http://www.astronautix.com/lvs/n1.htm

ЕМНИП Старый говорил что там всё таки двигатель виноват.

Как разрыв трубопроводов может привести к взрыву двигателя?

Афанасьев И. "Н-1: совершенно секретно" (http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article04.htm)

ЦитироватьИ вот, 23 ноября 1972 г., через 17 месяцев после неудачной третьей попытки состоялась очередная. Экземпляр 7л стартовал с позиции №2 в 9 ч 11 мин 52 с по московскому времени. Для сторонних наблюдателей вплоть до 107-й секунды полет проходил успешно. Двигатели работали устойчиво, все параметры ракеты были в пределах нормы. Но некоторые причины для беспокойства появились на 104-й секунде. Им даже не успели придать значение: через 3 с в хвостовом отсеке блока "А" сильный взрыв разметал всю периферийную двигательную установку и уничтожил нижнюю часть сферического бака окислителя. Ракета взорвалась и рассыпалась в воздухе на куски.
    О причинах катастрофы ракеты 7л до сих пор однозначного ответа нет. По официальной версии ОКБ-1, зафиксированной в заключении аварийной комиссии, все произошло в результате повреждений в хвостовом отсеке блока "А", вызванных разрушением двигателя №4 из-за разгара насоса окислителя (как во втором пуске). ОКБ Кузнецова не согласилось с этими заключениями. По утверждению главного конструктора Куйбышевского (Самарского) научно-производственного предприятия (НПП) " Труд" В.Орлова, авария произошла из-за разрушения трубопровода диаметром 250 мм, подающего кислород к ЖРД №4, вследствие гидравлического удара, вызванного "пушечным" отключением ЦДУ: 6 центральных двигателей Н-1, согласно циклограмме запуска, через 80 - 90 с после старта отключаются для уменьшения перегрузок при выведении и экономии топлива.
    Четыре неудачных пуска и особенно авария ракеты 7л угнетающе подействовали на лиц в руководстве отрасли. Но сами исполнители программы не унывали. Они понимали: все закономерно, ракета учится летать, аварии неизбежны. В носителе 8л разработчики постарались учесть все полученные ранее результаты летных испытаний. Ракета значительно потяжелела, но у ее создателей не было никаких сомнений в том, что взрывов и пожаров блока "А" уже не будет и пятая попытка решит задачу полета беспилотной экспедиции Л-3 по упрощенной схеме без посадки на лунную поверхность.
    К началу 1974-го ракета 8л была собрана. На всех ее ступенях начался монтаж новых, многоразовых ЖРД. Так, двигатель НК-33 блока "А" представлял собой модернизированный вариант НК-15 с существенно повышенной надежностью и работоспособностью. Он мог испытываться многократно без съема со стенда и переборки, а после этого - устанавливаться на летный экземпляр носителя. Пневмогидравлическую схему частично усовершенствовали и упростили: количество элементов пироавтоматики уменьшилось с 12 до 7. Безаварийная наземная отработка всех ЖРД давала уверенность в успешном пятом пуске ракеты, намеченном на IV квартал 1974 г.

ЦитироватьИ если это был не двигатель, то зачем стали делать НК-33?

Это скорее связано с надёжностью многодвигательной (30 шт на первой ступени) ракеты и методикой испытаний. НК-15 были двигателями однократного использования как и  РД-107. Поэтому как писал Черток отжиг на полное время работы проходили только несколько двигателей из партии. Такая же схема до сих пор используется для испытаний РД-107.
В случае Н-1 с её размерами  и количеством двигателей нужна надёжность близкая к абсолютной. А это можно обеспечить испытаниями всех двигателей на полный полётный ресурс и использованием двигателей многоразовых ЖРД. Так и появились НК-31, НК-33, НК-39, НК-43 вместо НК-15, НК-15В, НК-19, НК-21.  :wink:
Хотя проблемы с упорным подшипником ТНА у НК-15 конечно были. :(

ЦитироватьСпасибо за информацию.
Если ни одна из аварий не связана со схемой двигателя то это радует :)  

А что стало причиной аварий в 1991 и 1992 году?

Перестроечные умельцы применили в авторазгрузочном устройстве насоса окислителя кольцо из другого материала, в результате - две одинаковых аварии подряд. Напортачить можно в любом двигателе - и открытой схемы, и замкнутой.

ЦитироватьТут можно говорить скорее о 90 двигателях - в одном полёте их почти сразу все выключили.

КОРД выключал исправные двигатели, т.к. из-за перегорания и разрыва кабелей происходили КЗ и прочие глюки. А реально взорвался за все полеты только один двигатель.

ЦитироватьКак разрыв трубопроводов может привести к взрыву двигателя?

Происходит пожар и взрыв в хвостовом отсеке, а потом разберись, что взорвалось, если от ракеты мало что осталось, а телеметрия не дает однозначного ответа.

ЦитироватьИ если это был не двигатель, то зачем стали делать НК-33?

На стендах НК-15 достаточно часто взрывался и потенциально был ненадежен, взрыв в полете был лишь вопросом времени, потому и стали делать ему многоразовую и более надежную замену.

ЦитироватьПо-моему безгенераторная схема лучше для метанового двигателя подходит. Оба компонента криогеннные, оба могут на турбине работать. Итого получается два теплообменника (с общим теплоносителем, водой или аммиаком), два раздельных ТНА. Метановая турбина крутит метановый насос, кислородная-кислородный. Компоненты нигде не смешиваются и в одном ТНА не соседствуют. Очень надежно, как раз для перспективного пилотируемого насителя.

Все это сводит на нет основное достоинство испарительной схемы - относительную простоту, и даже уменьшение температуры на турбинах не очень помогает. А масса и габариты увеличиваются.

ЦитироватьКроме того, два ТНА желательны для метанового двигателя ввиду большой разницы плотности ЖК и ЖМ.

Разница с керосином не принципиальна, поэтому два ТНА это лишнее и ненужное усложнение.

ЦитироватьНо вот смеситель -- штука сомнительная. Наверное, ее можно сделать, но, боюсь, отработка до достаточной надежности потребует достаточно больших усилий и средств. По любому надежность страдает, а вдруг что-то будет недоотлажено и в каком-то редком случае процесс не так пойдет. Я бы лучше газ после турбин в КС отправлял. Пусть даже ценой снижения давления в КС. Вобщем безгенераторная схема газ-газ.

Это у них основная идея - применить испарительную схему для двигателей больших давлений и тяг. Но при небольших давлениях двигатель и так ненапряженный и все эти заморочки ни к чему. А если еще и тяга невелика, то обычная испарительная схема в самый раз.

Вот с везде бродящей версией «гидравлического удара» на Н-1 23 ноября 1972 г. я не соглашусь – не было его. Так Кузнецов себя защищал и другие. Ну сколько можно?
Очень детально «разбор полетов» описан у Бориса Евсеевича:
http://www.rtc.ru/encyk/bibl/chertok/kniga-4/g18.html
«...Дегтяренко объяснил, каким образом по датчикам перегрузок и другим параметрам пытались установить место, "откуда все началось". Для такого анализа потребовалось вылавливать на "быстрой телеметрии" уже не сотые, а тысячные доли секунды. Все участвовавшие в этом поиске пришли к заключению, что "первое динамическое воздействие" (чтобы не употреблять раньше времени термин "взрыв", как сказал Дегтяренко) началось в районе силового кольца блока "А" между двигателями № 3 и № 5. Таким образом, мы называем источник взрыва - двигатель № 4.
Дегтяренко продемонстрировал график, из которого следовало, что на интервале времени с 106,95 секунды по 107,1 секунды, то есть за 0,15 секунды, произошли три удара, зафиксированные датчиками перегрузки по продольной оси.
Последующие доклады подтвердили, что до времени 107,1 секунды все двигатели работали без замечаний, кроме двигателя № 4. Датчик оборотов и другие показатели по двигателю № 4 показывают обрыв цепей, в то время как по остальным двигателям информация еще поступает. Значит, сначала мы имеем обрыв цепей на ТНА двигателя № 4, а вслед за этим облако плазмы и обрывы кабелей при разрушении лишают нас информации.
Тончайшим микроанализом удалось "уличить" двигатель № 4.
Обороты ТНА на двигателе № 4 обрываются на 0,022 секунды раньше, чем на соседних № 5 и № 6. Первый отказ в телеметрии зафиксирован локальным коммутатором № 13 - на время 106,848 секунды, а пропадание всей телеметрии, по общему мнению, состоялось на момент времени 107,210 секунды. Следовательно, для анализа всем группам остается 0,362 секунды. Вот на этом отрезке времени и надо сосредоточить все силы следствия...
... Пока шли ожесточенные споры, кто-то из военных сотрудников вычислительного центра мелом на доске вывел:
№4 -106,932 (+0,000),
№3 - 106,936 (+0,004),
№20 -106,948 (+0,016),
№22 -106,962 (+0,030).
Тут уж я, не сохраняя видимость нейтралитета, сказал:
- Очень наглядно! Смотрите, как распространяется удар от двигателя № 4 по конструкции. Три сотых секунды требуется, чтобы вывести из строя двигатель, противоположный четвертому. А ведь они разнесены на 28 метров по длине полуокружности и на 14 метров по прямой. Неужели не ясно, что мы имеем дело со взрывом, который начался с №4?
Споры начали принимать столь непримиримый характер, что официальное заседание пришлось закрыть и объявить, что на следующий день, 27 ноября, будет заслушан доклад Валентина Лихушина.
За Лихушиным утвердилась слава доброжелательного, но строгого объективного судьи в спорах главных конструкторов по двигательным проблемам. И на этот раз он сделал спокойный, убедительный доклад. Понятно, что я привожу только основной смысл.
- Распространение сильного удара на момент времени 106,932 секунды идет из района установки двигателя №4. Этот факт можно считать однозначно установленным. Удар зафиксирован и по другим двигателям, но это уже следствие основного удара. Весь процесс ударного возмущения распространился на все переферийные двигатели за время не более 0,04 секунды. Ударное воздействие распространялось со скоростью звука по металлу. Это подтверждают показания датчиков оборотов ТНА. Основной вопрос: какова природа этого удара? Что это: внешний взрыв или нарушение внутри двигателя - камеры ЖРД? Тут могут быть разные точки зрения. Менее вероятно, что случилось нечто в самом двигателе, в его камере сгорания. Самый тщательный анализ не показывает, что до удара происходило какое-либо травление керосина или кислорода. Фреон подавали длительно только на центральные двигатели. Мы попытались по сотым и тысячным долям секунд воспроизвести последовательность разрушения коллекторов окислительного газа, питающих турбины, и сопоставить это с реальной конструкцией и компоновкой. Пока мне представляется наиболее вероятным взрыв не камеры сгорания, а турбонасосного агрегата. Насколько известно, подобные явления имели место на стенде, и к этому же мы в конце концов пришли, анализируя аварию ракеты № 5Л.
Выступавший вслед за Лихушиным Присс с анализом системы управления и Кунавин, докладывавший о КОРДе, доказали, что до "удара" все системы, даже БЦВМ, работали без всяких замечании. Более того, после "удара" на момент времени 110,847 секунды зафиксирована команда на блоке "В" - "аварийное выключение двигателей". Значит, система управления работала, ибо эта команда подается из БЦВМ при нарушении управляемости ракетой, что явно случилось через три секунды после взрыва.
После еще одного дня яростных споров Афанасьев посоветовал:
- Теперь спешить некуда. Подкомиссии и рабочие группы должны назначить персонально ответственных за тщательную обработку всех материалов и доставку их в Москву. Там заслушаем первые результаты на коллегии и подготовим приказ о разработке отчета.
В окончательном тексте отчета после долгих споров появилось однозначное заключение: "Ракета пролетела без замечаний 106,93 секунды, но за 7 секунд до расчетного времени разделения 1-й и 2-й ступеней произошло практически мгновенное разрушение насоса окислителя двигателя № 4, которое привело к ликвидации ракеты...».

ЦитироватьВот с везде бродящей версией «гидравлического удара» на Н-1 23 ноября 1972 г. я не соглашусь – не было его. Так Кузнецов себя защищал и другие. Ну сколько можно?

А другие старались свалить все на Кузнецова. Чертока тут все читали, однако известно точно только то, что взрыв произошел в районе 4-го двигателя, но это мог быть взрыв компонентов топлива из разорванных трубопроводов, а не ТНА.

ЦитироватьВот с везде бродящей версией «гидравлического удара» на Н-1 23 ноября 1972 г. я не соглашусь – не было его. Так Кузнецов себя защищал и другие. Ну сколько можно?
Очень детально «разбор полетов» описан у Бориса Евсеевича:

Описан.
Но это не отменяет заметной разницы в протекании второй и четвертой аварий (хотя их причины якобы были одинаковыми).
Уже не говорю о том, что Черток - лицо заинтересованное.

Да уж, "взрывом ТНА" в доли секунды разнесло пол-ракеты и вырубило остальные двигатели.

Что заинтересованное – понятно. Но гидравлический удар был или не был?

ЦитироватьДа уж, "взрывом ТНА" в доли секунды разнесло пол-ракеты и вырубило остальные двигатели.

А взрывы бывают «замедленными» что ли? :shock:
Ракета еще летела, телеметрия поступала, но повреждения были уже катастрофическими.
Факты нужны, факты...

ЦитироватьА взрывы бывают «замедленными» что ли? :shock:
Ракета еще летела, телеметрия поступала, но повреждения были уже катастрофическими.
Факты нужны, факты...

Они бывают сильными и слабыми. Во 2-м полете тоже был взрыв, но ничего похожего не было. Факты в пользу взрыва двигателя ничуть не лучше фактов про гидроудар.

Мне очень нравится личность Кузнецова и его двигатели, но все уже достали недоказанной версией гидроудара.

ЦитироватьМне очень нравится личность Кузнецова и его двигатели, но все уже достали недоказанной версией гидроудара.

А что уж говорить о взрыве двигателя :wink: Хоть бы двигатель тот кто попытался найти, но комиссии это не нужно было, потому версия взрыва ее устраивала гораздо больше, чем гидроудар.

:shock: А много вы собрались найти?
Кстати, где Вован? Он может точно подсказать, что осталось после аварий на земле.

ЦитироватьВ понедельник был. Скоро появится :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВот товарищи размышляют над безгенераторным с 3м к-том:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/papers/expander1.pdf

По-моему безгенераторная схема лучше для метанового двигателя подходит. Оба компонента криогеннные, оба могут на турбине работать. Итого получается два теплообменника (с общим теплоносителем, водой или аммиаком), два раздельных ТНА. Метановая турбина крутит метановый насос, кислородная-кислородный. Компоненты нигде не смешиваются и в одном ТНА не соседствуют. Очень надежно, как раз для перспективного пилотируемого насителя. Кроме того, два ТНА желательны для метанового двигателя ввиду большой разницы плотности ЖК и ЖМ. Но вот смеситель -- штука сомнительная. Наверное, ее можно сделать, но, боюсь, отработка до достаточной надежности потребует достаточно больших усилий и средств. По любому надежность страдает, а вдруг что-то будет недоотлажено и в каком-то редком случае процесс не так пойдет. Я бы лучше газ после турбин в КС отправлял. Пусть даже ценой снижения давления в КС. Вобщем безгенераторная схема газ-газ.

Кстати, меня больше всего интересует как раз теплообменник. Что-то чудовищное получается...

Если верить статье товарищей из центра Келдыша, напротив, вполне себе умеренное. 250 кг теплообменника для двигателя в 200т тяги  разве это много?

Цитировать:shock: А много вы собрались найти?

Остатки ТНА. При авариях Протона в 99-м они были найдены.

ЦитироватьВсе это сводит на нет основное достоинство испарительной схемы - относительную простоту, и даже уменьшение температуры на турбинах не очень помогает. А масса и габариты увеличиваются.

У безгенераторной схемы нет никакой особой простоты. Посмотрите статью и посчитайте там количество ТНА. Ее достоинство в другом -- надежность.

Цитировать

ЦитироватьКроме того, два ТНА желательны для метанового двигателя ввиду большой разницы плотности ЖК и ЖМ.

Разница с керосином не принципиальна, поэтому два ТНА это лишнее и ненужное усложнение.

Принципиальна. Разница между ЖМ и кросином в плотности 2 раза, а между ЖМ и ЖК -- в три раза. Вполне достаточное основание делать раздельные ТНА даже в газогенераторном двигателе. И потом один ТНА другому рознь. На общем ТНА хитроумных уплотнений немерено, а в ТНА на один компонент они намного проще: уплотнение между турбиной и насосом на одном компоненте не обязано быть полностью герметичным. Грубый подсчет по количеству ТНА слишком приблизителен. Имхо одна лишняя турбина вполне компенсируется простотой конструкции ТНА и оптимальностью для жидкостей с разной плотностью. Не говоря уж о большей надежности "раздельной" схемы.

Цитировать:shock: А много вы собрались найти?
Кстати, где Вован? Он может точно подсказать, что осталось после аварий на земле.

ЕМНИП После второй аварии нашли взорвавшийся двигатель.
Но там не было такой высоты.

А что ТНА вполне должен пережить удар о землю (песок), ИМХО.
По крайне мере определить взорвался он или нет наверняка можно.

Ждем Вована.

Двигатели Н-1 (фото Вована):
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3727&postdays=0&postorder=asc&start=45

(http://d.foto.radikal.ru/0607/e2bce1ec3a48.jpg)

(http://b.foto.radikal.ru/0609/cefd4f9ea932.jpg)

(http://b.foto.radikal.ru/0608/dcfc0a5b27a0.jpg)

Цитировать

ЦитироватьТут можно говорить скорее о 90 двигателях - в одном полёте их почти сразу все выключили.

КОРД выключал исправные двигатели, т.к. из-за перегорания и разрыва кабелей происходили КЗ и прочие глюки. А реально взорвался за все полеты только один двигатель.

Речь о том что во втором полёте двигателям не дали поработать, их почти сразу выключили. Поэтому нельзя сказать что они прошли полёт. Двигатель мог отказать и на 50-ой и на 100-ой секунде.
Поэтому, по моему мнению, нельзя говорить о 120 летавших двигателях. Три полёта ещё можно засчитать, хотя в двух из них они отработали только половину времени.

Цитировать

ЦитироватьСпасибо за информацию.
Если ни одна из аварий не связана со схемой двигателя то это радует :)  

А что стало причиной аварий в 1991 и 1992 году?

Перестроечные умельцы применили в авторазгрузочном устройстве насоса окислителя кольцо из другого материала, в результате - две одинаковых аварии подряд. Напортачить можно в любом двигателе - и открытой схемы, и замкнутой.

Чем сложнее конструкция, тем легче в ней напортачить.
Чем выше давление, тем выше требования к качеству деталей.

ИМХО На семёрке "портачат" гораздо меньше.

Ну вот некоторые цены:

Многоразовый замкнутый SSME: 90 млн. $
Одноразовый замкнутый SSME: 60 млн. $

Давление в камере: 204.08 bar
http://www.astronautix.com/engines/ssme.htm

Одноразовый незамкнутый RS-68, manrated: 20 млн. $
Одноразовый незамкнутый RS-68 для грузовой РН: 10 млн. $

Давление в камере: 95.92 bar
http://www.astronautix.com/engines/rs68.htm

ЦитироватьНу вот некоторые цены:

Многоразовый замкнутый SSME: 90 млн. $
Одноразовый замкнутый SSME: 60 млн. $

Давление в камере: 204.08 bar
http://www.astronautix.com/engines/ssme.htm

Одноразовый незамкнутый RS-68, manrated: 20 млн. $
Одноразовый незамкнутый RS-68 для грузовой РН: 10 млн. $

Давление в камере: 95.92 bar
http://www.astronautix.com/engines/rs68.htm

Разница в стоимости этих ЖРД обусловлена не столько схемой, сколько примененными технологиями.

ЦитироватьЧем сложнее конструкция, тем легче в ней напортачить.
Чем выше давление, тем выше требования к качеству деталей.

ИМХО На семёрке "портачат" гораздо меньше.

И тем не менее она тоже падает иногда. Если нет минимальной культуры производства, то никакая схема не поможет.

ЦитироватьУ безгенераторной схемы нет никакой особой простоты. Посмотрите статью и посчитайте там количество ТНА. Ее достоинство в другом -- надежность.

Я говорил о простоте обычной безгенераторной схемы, а не этой, вот в сравнении с обычной у нее преимущество и теряется. Статью я естественно читал, только вот увеличение количества агрегатов не очень хорошо для надежности, даже при низких температурах на турбинах.

ЦитироватьПринципиальна. Разница между ЖМ и кросином в плотности 2 раза, а между ЖМ и ЖК -- в три раза. Вполне достаточное основание делать раздельные ТНА даже в газогенераторном двигателе.

И тем не менее отношение оптимальных скоростей отличается от керосина незначительно, потому что зависимость нелинейная. Раздельные ТНА целесообразны только для водородников.

ЦитироватьИ потом один ТНА другому рознь. На общем ТНА хитроумных уплотнений немерено, а в ТНА на один компонент они намного проще: уплотнение между турбиной и насосом на одном компоненте не обязано быть полностью герметичным. Грубый подсчет по количеству ТНА слишком приблизителен. Имхо одна лишняя турбина вполне компенсируется простотой конструкции ТНА и оптимальностью для жидкостей с разной плотностью. Не говоря уж о большей надежности "раздельной" схемы.

Уплотнения не определяют сложность двигателя, а увеличение количества агрегатов снижает надежность. Главное преимущество все же низкие температуры на турбинах, а не упрощение уплотнений, по идее прогореть там может только камера.

Yegor писал(а):

ЦитироватьНу вот некоторые цены:

Это цифры за какой год?

ЦитироватьЯ говорил о простоте обычной безгенераторной схемы, а не этой, вот в сравнении с обычной у нее преимущество и теряется.

Обычная безгенераторная схема тоже с раздельными ТНА. С той разницей, что водородная турбина крутит насос кислорода (в водороднике) либо турбина на кислороде крутит насос керосина (в двигателе из статьи центра Келдыша). И в том и в другом случае компоненты топлива смешиваются в одном ТНА и как следствие возрастает его сложность и потенциальная аварийность.

ЦитироватьУплотнения не определяют сложность двигателя, а увеличение количества агрегатов снижает надежность.

Уплотнения в немалой степени. Потенциально слабое звено. А "количество агрегатов" -- штука условная, не надо делать из нее фетиш. Фактически же появляется всего лишь турбина, зато упрощается вся конструкция ТНА. Это разумно. Ставят же бустерные насосы, поскольку так проще, хотя агрегатов формально больше. Так что считайте вместо трех с половиной ТНА (два бустерных и "полтора" основного с двумя насосами и общей турбиной) будет четыре. Зато более простые и надежные -- однокомпонентные, без соседства горючего и окислителя.

ЦитироватьОбычная безгенераторная схема тоже с раздельными ТНА. С той разницей, что водородная турбина крутит насос кислорода (в водороднике) либо турбина на кислороде крутит насос керосина (в двигателе из статьи центра Келдыша). И в том и в другом случае компоненты топлива смешиваются в одном ТНА и как следствие возрастает его сложность и потенциальная аварийность.

В двигателе из центра Келдыша добавляются элементы, которых нет в обычной схеме, они и усложняют двигатель. И раздельные ТНА на кислород-керосине или метане ни к чему.

ЦитироватьУплотнения в немалой степени. Потенциально слабое звено. А "количество агрегатов" -- штука условная, не надо делать из нее фетиш. Фактически же появляется всего лишь турбина, зато упрощается вся конструкция ТНА. Это разумно. Ставят же бустерные насосы, поскольку так проще, хотя агрегатов формально больше. Так что считайте вместо трех с половиной ТНА (два бустерных и "полтора" основного с двумя насосами и общей турбиной) будет четыре. Зато более простые и надежные -- однокомпонентные, без соседства горючего и окислителя.

Ни для кого эти уплотнения проблемы не представляют и никто из-за них газ-газ не делает, потому что газ-газ это усложнение двигателя и усложнение регулирования. Вот это уж точно фетиш. Без бустеров обеспечить работу двигателя гораздо сложнее, чем с одновальным ТНА, но и их стараются по возможности упрощать. Тот же Протон прекрасно летает, а у него во всех ТНА самовоспламеняющиеся компоненты по-соседству. На турбине рабочее тело комнатной температуры - вот это действительно преимущество, а вы все о каких-то уплотнениях беспокоитесь.

ЦитироватьГлавное преимущество все же низкие температуры на турбинах, а не упрощение уплотнений, по идее прогореть там может только камера.

Могу согласиться с тем, что отсутствие ГГ и низкие температуры вносят основной вклад в надежность. Хотя потенциально и уплотнения могут потечь с неприятными последствиями, так что сбрасывать их со счетов я бы не стал.

ЦитироватьВ двигателе из центра Келдыша добавляются элементы, которых нет в обычной схеме, они и усложняют двигатель. И раздельные ТНА на кислород-керосине или метане ни к чему.

Так ведь они возникли не из желания авторов статьи сделать посложнее, добавить то, что не нужно. Низкотемпературный двигатель волей-неволей получается с раздельными ТНА. В отличие от "горячего" газогенераторого двигателя мощности на турбине у него мало и мириться с тем, что насосы работают с невысоким КПД из-за неоптимальной частоты вращения уже вряд ли возможно. Даже на керосиновом двигателе, а у него разница плотности с кислородом всего в полтора раза. Ну а раз такое дело, то имеет смысл извлечь дополнительную выгоду, полностью разделив компоненты.

ЦитироватьНи для кого эти уплотнения проблемы не представляют и никто из-за них газ-газ не делает, потому что газ-газ это усложнение двигателя и усложнение регулирования.

Проблемы не делают, но сложности, о которой вы беспокоитесь, прибавляют. А газ-газ делают чтобы получить максимальную мощность в ТНА, что для безгенераторного двигателя тоже актуально.

ЦитироватьТак ведь они возникли не из желания авторов статьи сделать посложнее, добавить то, что не нужно. Низкотемпературный двигатель волей-неволей получается с раздельными ТНА. В отличие от "горячего" генераторого двигателя мощности на турбине у него мало и мириться с тем, что насосы работают с невысоким КПД из-за неоптимальной частоты вращения уже вряд ли возможно. Даже на керосиновом двигателе, а у него разница с кислородом всего в полтора раза.

Они возникли из желания оставить в камере давление, как на прототипе, и выжимания характеристик. При том что основная доля мощности приходится на кислородный насос, который в одновальном ТНА работает в почти оптимальном режиме, так что потери невелики.

ЦитироватьПроблемы не делают, но сложности, о которой вы беспокоитесь, прибавляют.

так зачем разменивать меньшую сложность на большую?

ЦитироватьА газ-газ делают чтобы получить максимальную мощность в ТНА, что для безгенераторного двигателя тоже актуально.

Если не выжимать из двигателя все возможное, то мощности хватит.

ЦитироватьОни возникли из желания оставить в камере давление, как на прототипе, и выжимания характеристик. При том что основная доля мощности приходится на кислородный насос, который в одновальном ТНА работает в почти оптимальном режиме, так что потери невелики.

Так я о том и пишу. При том, что не исключено, что при общем ТНА безгенераторный двигатель такой размерности вообще не "завяжется" Обший ТНА -- меньше кпд -- меньше давление в КС -- меньше съем тепла теплоносителем -- еще меньше мощность ТНА. Круг замкнулся. Кстати, для метанового двигателя мощности на обоих насосах уже примено равные, так что неоптимальность имеет еще большее значение.

Цитироватьтак зачем разменивать меньшую сложность на большую?

Незачем. Я и предлагаю вместо меньшую сложность. Вместо двух сложных ТНА со смешением компонентов в одном из них, два простых с полным разделением компонентов.

ЦитироватьЕсли не выжимать из двигателя все возможное, то мощности хватит.

Не факт. Считать надо. С ростом размера двигателя отвод тепла на единицу тяги падает. Потому как тяга растет как квадрат размера (площадь горизонтального сечения сопла), а теплосьем -- линейно (длина окружности). Так что ниже определенного давления в КС при заданной тяге безгенераторный двигатель вообще работать не будет.

ЦитироватьТак я о том и пишу. При том, что не исключено, что при общем ТНА безгенераторный двигатель такой размерности вообще не "завяжется" Обший ТНА -- меньше кпд -- меньше давление в КС -- меньше съем тепла теплоносителем -- еще меньше мощность ТНА. Круг замкнулся. Кстати, для метанового двигателя мощности на обоих насосах уже примено равные, так что неоптимальность имеет еще большее значение.

Ну там КПД далеко не на порядок падает, а при падении давления тепловой поток в стенку падает медленнее, чем потребная мощность, так что если не 250 атм, то 150 наверняка можно получить, что вполне достаточно. Собственно промежуточный теплоноситель и введен во многом для завязки схемы, т.к. коэффициент теплопередачи к воде больше, чем к кислороду. А вот актуальность метанового двигателя при такой схеме вообще непонятна, с ГГ у него хоть в сладком газе какое-то преимущество, а возиться с криогенным горючим ради мизерной прибавки УИ смысла нет.

ЦитироватьНезачем. Я и предлагаю вместо меньшую сложность. Вместо двух сложных ТНА со смешением компонентов в одном из них, два простых с полным разделением компонентов.

Один ТНА еще проще.

ЦитироватьНе факт. Считать надо. С ростом размера двигателя отвод тепла на единицу тяги падает. Потому как тяга растет как квадрат размера (площадь горизонтального сечения сопла), а теплосьем -- линейно (длина окружности). Так что ниже определенного давления в КС при заданной тяге безгенераторный двигатель вообще работать не будет.

Вообще-то у безгазогенераторных двигателей, как впрочем и у генераторных, ограничение именно по максимальному давлению, а не по минимальному, потому что поток тепла в стенку падает или растет при изменении давления не столь быстро, как потребная мощность. И как вы правильно заметили, чем выше тяга, тем меньше располагаемая на ее единицу мощность и ниже максимальное давление.

ЦитироватьYegor писал(а):

ЦитироватьНу вот некоторые цены:

Многоразовый замкнутый SSME: 90 млн. $
Одноразовый замкнутый SSME: 60 млн. $

Одноразовый незамкнутый RS-68, manrated: 20 млн. $
Одноразовый незамкнутый RS-68 для грузовой РН: 10 млн. $

Это цифры за какой год?

Первые три цифры это информация с форума, от достаточно авторитетного человека:
http://forum.nasaspaceflight.com/forums/thread-view.asp?tid=11586&start=166
За какой год - не знаю. Эти оценки делались в последние три-четыре года.

Цена одноразового грузового RS-68 достаточно старая. ИМХО на конец 90-х. Сейчас наверно дороже.

По SSME пару лет назад ещё бродила информация 80 млн.$ и 50 млн.$.

Цитировать

ЦитироватьНу вот некоторые цены:

Многоразовый замкнутый SSME: 90 млн. $
Одноразовый замкнутый SSME: 60 млн. $

Давление в камере: 204.08 bar
http://www.astronautix.com/engines/ssme.htm

Одноразовый незамкнутый RS-68, manrated: 20 млн. $
Одноразовый незамкнутый RS-68 для грузовой РН: 10 млн. $

Давление в камере: 95.92 bar
http://www.astronautix.com/engines/rs68.htm

Разница в стоимости этих ЖРД обусловлена не столько схемой, сколько примененными технологиями.

Ну так эти технологии были доступны, когда делалась оценка по поводу стоимости одноразового SSME - 2005, 2006 год.
Там рассчитывался именно новый двигатель. Какие детали можно сделать дешевле для одноразовой версии SSME. Все технологии RS-68 были доступны.

Где то на форуме встречал информацию, что в RS-68 на 40% меньше деталей чем в SSME. Цитата из Вейда: "The RS-68 utilizes a simplified design philosophy resulting in a drastic reduction in parts compared to current cryogenic engines."
http://www.astronautix.com/engines/rs68.htm

На 40% меньше деталей, простой дизайн, на много меньшие нагрузки - более простые детали, результат - значительное уменьшение стоимости.

Сколько сейчас стоит РД-107/108, РД-275?

Здесь на форуме была информация, что РД-275 стоит где то около 1 млн.$.

Цитироватьникто из-за них газ-газ не делает, потому что газ-газ это усложнение двигателя и усложнение регулирования.

Китайцы делают

Цитировать

Цитироватьникто из-за них газ-газ не делает, потому что газ-газ это усложнение двигателя и усложнение регулирования.

Китайцы делают

Или пишут, что делают? :roll:

ЦитироватьКитайцы делают

Весь мир проблем с уплотнениями не имеет, а китайские пионеры вдруг озаботились? :wink: Если они чего реально и делают, то исключительно ради задирания давления в КС или просто экспериментируют. Немцы вон тоже делали замкнутую керосинку, да еще и с охлаждением КС кислородом.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьникто из-за них газ-газ не делает, потому что газ-газ это усложнение двигателя и усложнение регулирования.

Китайцы делают

Или пишут, что делают? :roll:

В презенташке были фотографии прогона форсунки на горячем газе.

По поводу RS-68 все вопросы может снять вот этот документ

http://lpre.de/resources/articles/PropulsionForThe21stCentury-RS-68.pdf

ЦитироватьА вот актуальность метанового двигателя при такой схеме вообще непонятна, с ГГ у него хоть в сладком газе какое-то преимущество, а возиться с криогенным горючим ради мизерной прибавки УИ смысла нет.

Ну это уже другой вопрос. :) Мне представляется, что стоит. По причине большей надежности. Актуально для перспективного пилотируемого носителя на 40 тонн.

ЦитироватьВесь мир проблем с уплотнениями не имеет, а китайские пионеры вдруг озаботились?

http://www.mai.ru/conf/aerospace/internetconf/modules.php?name=Forums&file=viewtopic&t=684

Известно, что применяемые САЗ двигателя охватывают около 50% отказов. Это обусловлено, в первую очередь, неспособностью применяемых систем парировать быстроразвивающиеся отказы с временем развития дефекта до разрушения двигателя менее 0,02-0,07 с. Другая причина недостаточной эффективности САЗ v использование, в качестве основных контролируемых, параметров рабочего процесса (давление, обороты, температура рабочего тела в агрегатах), реагирующих на возникающие дефекты с большим запаздыванием. Анализ статистики отказов при испытаниях ЖРД показывает, что ~ 60% отказов приходится на ТНА и камеру сгорания и связаны они, в основном, с возгоранием, прогарами и износом вращающихся узлов (узлы качения и уплотнения), на которые параметры рабочего процесса реагируют слабо либо с большим запаздыванием.

Т.е. добрая половина, отказов, притом тех, которые САЗ не ловятся.

Кстати, проблема с регулированием двигателя газ-газ по-моему сильно преувеличена. Это скорее проблема докомпьютерной эпохи. Точнее, домикропроцессорной.

ЦитироватьНу это уже другой вопрос. :) Мне представляется, что стоит. По причине большей надежности. Актуально для перспективного пилотируемого носителя на 40 тонн.

Опять из-за пресловутых уплотнений? :wink:

Цитироватьhttp://www.mai.ru/conf/aerospace/internetconf/modules.php?name=Forums&file=viewtopic&t=684

Известно, что применяемые САЗ двигателя охватывают около 50% отказов. Это обусловлено, в первую очередь, неспособностью применяемых систем парировать быстроразвивающиеся отказы с временем развития дефекта до разрушения двигателя менее 0,02-0,07 с. Другая причина недостаточной эффективности САЗ v использование, в качестве основных контролируемых, параметров рабочего процесса (давление, обороты, температура рабочего тела в агрегатах), реагирующих на возникающие дефекты с большим запаздыванием. Анализ статистики отказов при испытаниях ЖРД показывает, что ~ 60% отказов приходится на ТНА и камеру сгорания и связаны они, в основном, с возгоранием, прогарами и износом вращающихся узлов (узлы качения и уплотнения), на которые параметры рабочего процесса реагируют слабо либо с большим запаздыванием.

Т.е. добрая половина, отказов, притом тех, которые САЗ не ловятся.

Ох уж эти статистики, они бы лучше привели крайние два-три случая, когда авария случилась из-за уплотнения, разделяющего компоненты топлива в ТНА. При том, что разрушение уплотнения между турбиной и насосом в схеме газ-газ вовсе не гарантирует сохранения работоспособности двигателя.

ЦитироватьКстати, проблема с регулированием двигателя газ-газ по-моему сильно преувеличена. Это скорее проблема докомпьютерной эпохи. Точнее, домикропроцессорной.

С технической точки зрения в общем-то да, однако подобная СУ существенно удорожает двигатель.

ЦитироватьПо поводу RS-68 все вопросы может снять вот этот документ

http://lpre.de/resources/articles/PropulsionForThe21stCentury-RS-68.pdf

mescalito, большое спасибо!  :D

"Compared to the SSME the RS-68 has 80 percent fewer parts and is
produced for 92 percent less touch labor (Figure 3), in conjunction with a small focused supplier base, yielding a recurring cost one-fourteenth that of an SSME."

По сравнению с SSME в RS-68:
на 80% меньше деталей,
на 92% меньше требуется работы,
1/14 накладных расходов!!!,
стоимость разработки уменьшена в 5 раз! (4.7 года, 500 млн.$)!

ЦитироватьОх уж эти статистики, они бы лучше привели крайние два-три случая, когда авария случилась из-за уплотнения, разделяющего компоненты топлива в ТНА.

Та же пресловутая микрочастица может просвистеть свозь ТНА, а может застрять где-нибудь в уплотнении, начнется трение, возгорание...

ЦитироватьПри том, что разрушение уплотнения между турбиной и насосом в схеме газ-газ вовсе не гарантирует сохранения работоспособности двигателя.

Отсутствие другого компонента приводит к упрощению конструкции. Уплотнения между насосом и турбиной на одном компоненте не обязаны быть герметичным. Проще конструкция, больше зазоры, меньше вероятность выхода из строя. Если вал наружу не выходит, полностью герметичные уплотнения в однокомпонентном ТНА не требуются.

ЦитироватьС технической точки зрения в общем-то да, однако подобная СУ существенно удорожает двигатель.

Сомнительно. Она там и так есть, да и регулирование соотношения компонентов по любому присутствует, даже в совмещенном ТНА.

ЦитироватьПо сравнению с SSME в RS-68:
на 80% меньше деталей,
на 92% меньше требуется работы,
1/14 накладных расходов!!!,
стоимость разработки уменьшена в 5 раз! (4.7 года, 500 млн.$)!

И что, исключительно благодаря открытой схеме? :wink: Но с упрощением они похоже несколько перебрали (или специально заложили таким образом модернизационный потенциал, чтобы относительно малыми усилиями повышать характеристики ракеты) и теперь делают сопло с регенеративным охлаждением.

ЦитироватьТа же пресловутая микрочастица может просвистеть свозь ТНА, а может застрять где-нибудь в уплотнении, начнется трение, возгорание...

Так застрянет она с какой-то одной стороны, если это насос окислителя или турбина на кислом газе, они и без помощи другого компонента прогорят, а насос горючего может ее и не заметить.
 

ЦитироватьОтсутствие другого компонента приводит к упрощению конструкции. Уплотнения между насосом и турбиной на одном компоненте не обязаны быть герметичным. Проще конструкция, больше зазоры, меньше вероятность выхода из строя. Если вал наружу не выходит, полностью герметичные уплотнения в однокомпонентном ТНА не требуются.

Ну да, пусть насос закавитирует. Кстати в одновальных ТНА турбина расположена консольно и соседствует с ней естественно насос того компонента, который газифицируется в ГГ.

ЦитироватьСомнительно. Она там и так есть, да и регулирование соотношения компонентов по любому присутствует, даже в совмещенном ТНА.

В двигателях с одним ГГ, а тем более в одновальных, компьютеров нет и в помине, все регулируется простейшей гидропневмоавтоматикой. Из-за несовершенства советской электроники все наши водородники тоже пришлось делать одновальными.

Кстати, мне как "не двигателисту" не совсем понятна проблема регулирования двух раздельных ТНА. Что , для этого нужна супернавороченная электроника?  :roll:

ЦитироватьКстати, мне как "не двигателисту" не совсем понятна проблема регулирования двух раздельных ТНА.

Проблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

ЦитироватьЧто , для этого нужна супернавороченная электроника?  :roll:

К БЦВМ ракеты добавляется не менее сложная БЦВМ собственно двигателя, что для стоимости не очень здорово.

ЦитироватьТак застрянет она с какой-то одной стороны, если это насос окислителя или турбина на кислом газе, они и без помощи другого компонента прогорят, а насос горючего может ее и не заметить.

Смысл был в том, что чем более навороченное конструкционно уплотнение, чем меньше зазоры, тем легче вывести его из строя.
 

ЦитироватьНу да, пусть насос закавитирует.

Умеренная протечка допускается. Газ ожижится или жидкость испарится, в зависимости от направления утечки и все. И ничего не закавитерует.

ЦитироватьКстати в одновальных ТНА турбина расположена консольно и соседствует с ней естественно насос того компонента, который газифицируется в ГГ.

Конечно, зачем делать навороченное уплотнение, когда можно обойтись простым. Но тот же вал идет к насосу с другим компонентом, а там уже утечки быть не должно. Спрашивается, что дешевле, поставить турбину двойной мощности и навороченные уплотнения между насосами или две турбины одинарной и обойтись без этих уплотнений. Не уверен, что первое. Но даже если и так, то стоимость доп.турбины будет в значительной степени компенсирована простотой остальной конструкции. Плюс надежность, более высокий КПД ТНА, весьма критичный для безгенераторного двигателя.

ЦитироватьВ двигателях с одним ГГ, а тем более в одновальных, компьютеров нет и в помине, все регулируется простейшей гидропневмоавтоматикой. Из-за несовершенства советской электроники все наши водородники тоже пришлось делать одновальными.

Я и говорю, это проблема докомпьютерной эпохи. Трудно сделать гидропневматический компьютер. :)

ЦитироватьПроблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

В предлагаемом двигателе такой проблемы нет из-за отсутсвия газогенераторов. Там каналы подачи компонентов совершенно независимы друг от друга.

ЦитироватьСмысл был в том, что чем более навороченное конструкционно уплотнение, чем меньше зазоры, тем легче вывести его из строя.

В реальности проблема просто отсутствует.
 

ЦитироватьКонечно, зачем делать навороченное уплотнение, когда можно обойтись простым.

Но с другой стороны, существуют и прекрасно работают с двумя ТНА SSME, J-2, оба Вулкана, LE-7, RS-68 и никому в голову не пришло сделать у них не только газ-газ, но даже и генераторы на разных компонентах.

ЦитироватьНо тот же вал идет к насосу с другим компонентом, а там уже утечки быть не должно.

Проблема решена во времена ФАУ-2.

ЦитироватьСпрашивается, что дешевле, поставить турбину двойной мощности и навороченные уплотнения между насосами или две турбины одинарной и обойтись без этих уплотнений. Не уверен, что первое.

Мировой опыт показывает, что именно первое и значительно, ибо ничего навороченного в этих уплотнениях нет.

ЦитироватьНо даже если и так, то стоимость доп.турбины будет в значительной степени компенсирована простотой остальной конструкции. Плюс надежность, более высокий КПД ТНА, весьма критичный для безгенераторного двигателя.

Из реальных преимуществ только высокий КПД, но проблема актуальна только для водородников.
 

ЦитироватьЯ и говорю, это проблема докомпьютерной эпохи. Трудно сделать гидропневматический компьютер. :)

Компьютер усложняет и удорожает двигатель.
 

ЦитироватьВ предлагаемом двигателе такой проблемы нет из-за отсутсвия газогенераторов. Там каналы подачи компонентов совершенно независимы друг от друга.

Там два теплообменника - аналоги ГГ.

Цитировать

ЦитироватьКстати, мне как "не двигателисту" не совсем понятна проблема регулирования двух раздельных ТНА.

Проблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

ЦитироватьЧто , для этого нужна супернавороченная электроника?  :roll:

К БЦВМ ракеты добавляется не менее сложная БЦВМ собственно двигателя, что для стоимости не очень здорово.

Но комп может лутше регулировать чем механика

ЦитироватьТам два теплообменника - аналоги ГГ.

Производительность теплообменника не зависит от давления в канале другого компонента, в отличие от ГГ. Поэтому аналогии здесь нет.

ЦитироватьВ реальности проблема просто отсутствует.

Ну вот, я ж вам цитату приводил о статистике отказов, а вы "проблема отсутствует" и все тут. :(
 

ЦитироватьПроблема решена во времена ФАУ-2.

Естественно, при разработке любого двигателя все его проблемы решаются так или иначе. И что? Двигатель ФАУ-2 -- предел совершенства? Развите двигателестроения закончилось?

ЦитироватьМировой опыт показывает, что именно первое и значительно, ибо ничего навороченного в этих уплотнениях нет.

Привычкой объявлять свою имху "всем мировым опытом ракетостроения" обычно страдал Старый. Я же считаю, что когда в ход идут подобного рода "аргументы", дискуссию уже можно заканчивать. :)

fagot,
А вы можете дать оценку на сколько керосиновый замкнутый РД будет дороже незамкнутого? Для двигателя с тягой 200 тонн. Спасибо!

ЗЫ: Может кто-нибудь другой на форуме может дать такую оценку?

ЦитироватьНо комп может лутше регулировать чем механика

Компьютер может то, что не под силу механике и применяется в тех случаях, когда без него не обойтись, а когда можно обойтись, не применяется.

Цитироватьfagot,
А вы можете дать оценку на сколько керосиновый замкнутый РД будет дороже незамкнутого? Для двигателя с тягой 200 тонн. Спасибо!

Не могу. Попробуйте найти информацию по РД-0110 и РД-0124, хотя они и не 200 т, но по крайней мере одинаковой тяги. Конечно с учетом того, что затраты на разработку первого давно уже списаны.

ЦитироватьПроизводительность теплообменника не зависит от давления в канале другого компонента, в отличие от ГГ. Поэтому аналогии здесь нет.

Дело не в производительности теплообменника, а в производительности ТНА.

ЦитироватьНу вот, я ж вам цитату приводил о статистике отказов, а вы "проблема отсутствует" и все тут.

Там свалены в одну кучу КС и ТНА и нет никаких цифр об авариях конкретных двигателей по причине смешения разнородных компонентов.

ЦитироватьЕстественно, при разработке любого двигателя все его проблемы решаются так или иначе. И что? Двигатель ФАУ-2 -- предел совершенства? Развите двигателестроения закончилось?

Конечно же развитие продолжилось, но в направлении создания одновальных ТНА на всех компонентах, кроме водорода.
 

ЦитироватьПривычкой объявлять свою имху "всем мировым опытом ракетостроения" обычно страдал Старый. Я же считаю, что когда в ход идут подобного рода "аргументы", дискуссию уже можно заканчивать. :)

А что делать, если собственного опыта у нас нет. Теоретизирования о сверхсложных уплотнениях без статистики отказов реальных двигателей гораздо хуже. В то время как конструкции тех же водородников хорошо известны и ни один из них не имеет не только схемы газ-газ, но и ГГ на разных компонентах. Все вонючки одновальные, хотя схема газ-газ для них не проблема. Можете предложить их конструкторам повысить надежность подобным образом. :wink:

ЦитироватьПо сравнению с SSME в RS-68:
на 80% меньше деталей,
на 92% меньше требуется работы,
1/14 накладных расходов!!!,
стоимость разработки уменьшена в 5 раз! (4.7 года, 500 млн.$)!

Кстати хороший пример, как упрощение двигательной установки влияет на её стоимость. Это я насчет своей идеи-фикус, что большие двигатели дешевле маленьких (при равной тяге ДУ).
ИМХО нужно 4 двигателя (собственно для носителей, не считая двигателей для разгонных блоков). 2 метановых для первых ступеней, 2 водородных для вторых ступеней.
Для первых ступеней открытая схема оптимальная, так как УИ не критически важен, а тяги нужны большие (при таких тягах двигатели с высоким давлением в КС требуют сверхмощных ТНА, что задирает стоимость).
На первой ступени средних носителей устанавливать 1 большой двигатель (типа F-1). На первой ступени тяжелого носителя - 1 многокамерный вариант такого двигателя (каждая камера как F-1). На сверхтяжелых носителях - несколько таких мега-двигателей.
На второй ступени тяжелых и сверхтяжелых носителей опять-таки требуется водородный двигатель большой тяги, порядка 300-500 тонн (по 1 или несколько штук на ступень, в зависимости от калибра носителя). Поскольку тяга немаленькая, а объемный водород трудно перекачивать, то для минимизации мощности ТНА тут тоже вполне применима открытая схема. При давлении в КС 100 атм уже достижим неплохой УИ, секунд на 20 меньше, чем у высоконапряженных движков. Ради удешевления двигателя на такую потерю можно пойти.
Для второй ступени среднего носителя нужен водородник меньшей тяги, порядка 150-200 тонн. Вот тут закрытую схему можно применить, тем более что уже есть хороший двигатель РД-0120.

Цитировать

ЦитироватьТак я о том и пишу. При том, что не исключено, что при общем ТНА безгенераторный двигатель такой размерности вообще не "завяжется" Обший ТНА -- меньше кпд -- меньше давление в КС -- меньше съем тепла теплоносителем -- еще меньше мощность ТНА. Круг замкнулся. Кстати, для метанового двигателя мощности на обоих насосах уже примено равные, так что неоптимальность имеет еще большее значение.

Ну там КПД далеко не на порядок падает, а при падении давления тепловой поток в стенку падает медленнее, чем потребная мощность, так что если не 250 атм, то 150 наверняка можно получить, что вполне достаточно. Собственно промежуточный теплоноситель и введен во многом для завязки схемы, т.к. коэффициент теплопередачи к воде больше, чем к кислороду.

Да, вроде как примерно в 2.25 раза ЖК снимает меньше тепла при прочих равных (при том же перепаде давления в рубашке охлаждения). Сколько метан -- не знаю. Если давление снижать, то, наверное, можно и без промежуточного теплоносителя завязать, без теплообменников, насоса теплоносителя и прочего. Охлаждать непосредствоенно метаном и кислородом, благо нагреваться они будут до сравнительно невысоких температур. Но раздельные ТНА я бы все равно оставил :)

Некоторый расчеты:

На сколько нужно увеличить первую ступень чтобы компенсировать более низкий УИ незамкнутого двигателя?

Возьмем для примера Зенит-2.
Для упрощения расчётов предположим что на первой ступени Зенита стоит ненапреженный замкнутый двигатель с характеристиками НК-33, УИ двигателя будем брать среднее между земным и пустотным. Тогда

Общая масса Зенита-2 = 458900 кг,
Полная масса первой ступени Зенита = 354300 кг,
Масса ПН + вторая ступень Зенита + пустая первая ступень = 133200 кг.
НК-33 УИ у земли = 2970,
НК-33 УИ в пустоте = 3310,
Незамкнутый РД-111 УИ у земли = 2750,
РД-111 УИ в пустоте = 3170,
http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/engines/nk33.htm
http://www.astronautix.com/engines/rd111.htm

ХС первой ступени Зенита с замкнутым НК-33:
(2970+3310)/2 * ln( 458900 / 133200 ) = 3884.118969

ХС первой ступени Зенита с незамкнутым РД-111:
(2750+3170)/2 * ln( 512000 / 137500 ) = 3891.514095

Получается, что размер первой ступени должен быть увеличен на 15% ( (512000 – 458900) / 354300 = 15%), соответственно и тяга двигателя первой ступени.


Теперь попробуем определить относительную стоимость замкнутого и незамкнутого двигателя.

Ступень под незамкнутый двигатель (СПНД).
Предположим что баки первой ступени гладкие. Предположим что стоимость изготовления первой ступени без двигателей 5 млн. дол. (обычно 10-25% стоимости РН). Предположим что стоимость изготовления двигателей первой ступени 6 млн. дол. (обычно 25-40% стоимости РН). Общая стоимость СПНД – 11 млн. дол.

Ступень под замкнутый двигатель (СПЗД).
При уменьшение первой ступени на 15%, стоимость её изготовление тоже уменьшится, но не линейно, где то на 7.5%. Тогда стоимость изготовления первой ступени СПЗД без двигателей будет = 5 / 1,075 = 4.65 млн. дол.
Тогда, чтобы был смысл, замкнутый двигатель для первой ступени СПЗД должен стоить не более 6.35 (11 - 4.65) млн. дол.

Стоимость изготовления незамкнутых двигателей такого же размера (под СПЗД) как замкнутых будет  6 / 1,075 = 5.58 млн. дол.

Получается что производство замкнутых двигателей имеет смысл только тогда, когда их производство не дороже чем на ~14% чем производство незамкнутых двигателей (6,35 млн. дол. / 5,58 млн. дол. = 1,14). И это только в том случае, когда замкнутый двигатель обладает такой же надёжностью что и незамкнутый двигатель.

Весьма сомнительно, что замкнутый двигатель будет всего на ~14% дороже незамкнутого.

ЦитироватьПроблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

Извините, я правильно понимаю, что два ТНА с общим ГГ проще завтавить работать совместно?

ЦитироватьПо поводу RS-68 все вопросы может снять вот этот документ

http://lpre.de/resources/articles/PropulsionForThe21stCentury-RS-68.pdf

Ещё кое-какая интересная информация из этого документа:

Изображение 29, стр. 8
Кислородный ТНА SSME: количество уникальных деталей – ~175, стоимость – 6.5 млн. дол.
Водородный ТНА SSME: количество уникальных деталей – ~200, стоимость – 7 млн. дол.
Кислородный ТНА RS-68: количество уникальных деталей – ~25, стоимость – 0.5 млн. дол.
Водородный ТНА RS-68: количество уникальных деталей – ~33, стоимость – 0.5 млн. дол.

В ТНА RS-68 в 6-7 раз меньше уникальных деталей, и в 13-14 раз ниже стоимость.

Стр. 1
«The RS-68 is the first liquid propulsion system in the world to be developed from the ground up, based on Cost as the Independent Variable (CAIV).»
«Conceptual studies of the RS-68 were an outgrowth of the NASA Space Transportation Main Engine (STME) Project begun in 1988.»
«STME studies concentrated on a balance between cost and performance,»

Короче двигатель создавался с целью достижения наилучшего баланса между стоимостью (как создания так и производства) и производительностью.

Вот таким принципом и нужно руководствоваться при создании дваигателей.

ЦитироватьКороче двигатель создавался с целью достижения наилучшего баланса между стоимостью (как создания так и производства) и производительностью.

Кстати они и водород выбрали основываясь на этом принципе.  :roll:

ЦитироватьИзвините, я правильно понимаю, что два ТНА с общим ГГ проще завтавить работать совместно?

Конечно. Поскольку ГГ один, любое изменение его производительности вызывает синхронное изменение производительности обоих ТНА как при их последовательном, так и при параллельном расположении.

Yegor вы не сильно то восхищайтесь этим двигателем. Стоимость одного кг на 200 км у Дельты не самая низкая в своем классе РН.
Просто амеры хотели сделать нормальную ракету по сходной цене и целиком из своих деталей вот у них и получилось. Но РС-68 далеко не идеал.

Цитировать

ЦитироватьПо поводу RS-68 все вопросы может снять вот этот документ

http://lpre.de/resources/articles/PropulsionForThe21stCentury-RS-68.pdf

Ещё кое-какая интересная информация из этого документа:

Изображение 29, стр. 8
Кислородный ТНА SSME: количество уникальных деталей – ~175, стоимость – 6.5 млн. дол.
Водородный ТНА SSME: количество уникальных деталей – ~200, стоимость – 7 млн. дол.
Кислородный ТНА RS-68: количество уникальных деталей – ~25, стоимость – 0.5 млн. дол.
Водородный ТНА RS-68: количество уникальных деталей – ~33, стоимость – 0.5 млн. дол.

В ТНА RS-68 в 6-7 раз меньше уникальных деталей, и в 13-14 раз ниже стоимость.

Стр. 1
«The RS-68 is the first liquid propulsion system in the world to be developed from the ground up, based on Cost as the Independent Variable (CAIV).»
«Conceptual studies of the RS-68 were an outgrowth of the NASA Space Transportation Main Engine (STME) Project begun in 1988.»
«STME studies concentrated on a balance between cost and performance,»

Короче двигатель создавался с целью достижения наилучшего баланса между стоимостью (как создания так и производства) и производительностью.

Вот таким принципом и нужно руководствоваться при создании дваигателей.

Как-то не понятно мне, Дельта-4 и Атлас-5 - одного класса ракеты, неужто у одной маршевый двигатель 0,5 млн, а у другой - 10 ???
Где-то экономика подкачала

Не двигатель, а ТНА.

понятно  :)

http://www.space.com/spacenews/businessmonday_060320.html

ЦитироватьКак-то не понятно мне, Дельта-4 и Атлас-5 - одного класса ракеты, неужто у одной маршевый двигатель 0,5 млн, а у другой - 10 ???
Где-то экономика подкачала

Это разница в цене между ТНА, кторый закачивает компоненты под давлением 250 атм, или 100 атм.

ЦитироватьЭто разница в цене между ТНА, кторый закачивает компоненты под давлением 250 атм, или 100 атм.

Точнее так: разница в цене между многоразовым ТНА закрытой схемы и одноразовым ТНА открытой схемы.

Мнэ... А с чего это ТНА открытой схемы стал одноразовым? Его уже испытывать не надо?

Полной переборки после огневых испытаний он всё-таки не требует.
А SSME на регулярные разборки расчитан изначально - даже форсуночная головка на винтах крепится. Это утяжеляет, усложняет и удорожает двигатель.

ЦитироватьМнэ... А с чего это ТНА открытой схемы стал одноразовым? Его уже испытывать не надо?

Ну как бы гарантированный ресурс в 55 полетов плюс сколько-то там испытаний и проверка плюс один полет несколько разные вещи. :wink:

ЦитироватьЯ и говорю, это проблема докомпьютерной эпохи. Трудно сделать гидропневматический компьютер.

Да нет, сделать несложно - схема-то элементарная.  Ему тривиально быстродействия не хватает - и он, и регулируемый процесс завязаны на одну и ту же скорость - звука в среде.

Цитировать

ЦитироватьНо комп может лутше регулировать чем механика

Компьютер может то, что не под силу механике и применяется в тех случаях, когда без него не обойтись, а когда можно обойтись, не применяется.

Фообще механика нынче дороже компьютера - так как требует на порядки более высокой точности изготовления

ЦитироватьФообще механика нынче дороже компьютера - так как требует на порядки более высокой точности изготовления

А компьютер требует программ, к тому же на двигатель не поставят что попало, да и большую часть механики он не отменяет.

Цитировать

ЦитироватьФообще механика нынче дороже компьютера - так как требует на порядки более высокой точности изготовления

А компьютер требует программ, к тому же на двигатель не поставят что попало, да и большую часть механики он не отменяет.

И, тем не менее, в современных автомобилях от карбюраторов перешли к впрыскиванию, к тому же с электронным управлением.

Программы умельцы дома перепрошивают =)

ЦитироватьИ, тем не менее, в современных автомобилях от карбюраторов перешли к впрыскиванию, к тому же с электронным управлением.

Программы умельцы дома перепрошивают =)

Компьютер делает то, чего не может механика, но стала ли система дешевле? :wink:

Цитировать

ЦитироватьИ, тем не менее, в современных автомобилях от карбюраторов перешли к впрыскиванию, к тому же с электронным управлением.

Программы умельцы дома перепрошивают =)

Компьютер делает то, чего не может механика, но стала ли система дешевле? :wink:

компоненты управляющей механики - уникальные изделия, требующие, к тому же, прецизионой обработки.

Микросхема - массовое изделие, массовость определяет существенную дешевизну, даже с учетом космоса.

Исполнительные механизмы - практически те же, что и у механической системы.

Стало ли дешевле - ну, например, поворот на стартовом столе отменили, - очевидное удешевление.

Стали гибче контролировать остатки топлива в баках - тоже хорошо.

Сейчас звуковые карты в ПК  - полностью цифровые, аналог только в усилителе. Вся обработка - только цифровая.

Стало ли дешевле - все зависит от того, как описать стоимость изделия, потому как доработанное изделие может часто густо стоить больше для покупателя, и плата будет практически только за буку "М".

А вот для производителя - очевидно все будет дешевле, да и возможности по управлению режимами двигателя, очевидно, будут более широкие.

Цитировать

ЦитироватьФообще механика нынче дороже компьютера - так как требует на порядки более высокой точности изготовления

А компьютер требует программ, к тому же на двигатель не поставят что попало, да и большую часть механики он не отменяет.

Смотря по чему большую. По количеству - нет, по цене - да. Из механики останутся только клапаны да гидроцилиндры - вещи ныне тривиальные...

Ну начались прыжки с ракетных двигателей на автомобильные, а с них на системы управления ракет. Вот объясните мне, что даст компьютеризация РД-107 и почему в отличие от СУ самого Союза ею никто не заморачивается? :wink:

ЦитироватьНу начались прыжки с ракетных двигателей на автомобильные, а с них на системы управления ракет. Вот объясните мне, что даст компьютеризация РД-107 и почему в отличие от СУ самого Союза ею никто не заморачивается? :wink:

Ну это уже класика -
"-Папа, солнце восходит а востоке и заходит на западе? ...папа отрываясь от компа: - Ты точно проверял, сынок? - Точно, папа.. - Тогда, ради Бога, ничего не трогай!"

ЦитироватьНу это уже класика -
"-Папа, солнце восходит а востоке и заходит на западе? ...папа отрываясь от компа: - Ты точно проверял, сынок? - Точно, папа.. - Тогда, ради Бога, ничего не трогай!"

Ну а современных двигателей много компьютеризовано? :wink:

К сожалению, не в курсе, но думаю должно быть много
А у Вас есть достоверные сведения ?