Первая ступень носителя как правило самая дорогая - потому что самая большая, и тяга её двигателей в несколько раз больше, чем у второй.
В то же время массовое совершенство и УИ первой ступени не очень важны.
Поэтому в качестве первой ступени часто используют ТТУ - простые, дешевые, надежные.
Но и у ТТУ есть свои недостатки - само твердое топливо дорого и обладает неэкологичным выхлопом. Заливка крупных зарядов РДТТ требует особого производства и является довольно сложной операцией. Залитые большие ТТУ из-за большой массы трудно транспортировать на космодром. ТТУ Шаттла возят разобранными на 4 части, прогар уплотнителя стоил жизни экипажу Челленджера.
Оптимальным двигателем для первой ступени был бы ЖРД с вытеснительной подачей. Для пары керосин-кислород для него вполне возможно получить УИ у земли в районе 250 с.
Давление в ЖРД F-1 и ТТУ SRM отличается не так уж сильно - 65 и 44 атм соответсвенно.
Если сделать ступень с давлнением наддува порядка 30-40 атм, можно обойтись без дорогостоящего фрезерования вафли в баках.
Баки, работающие на растяжение, удобно делать из композитов. Но для удешевления ракеты лучше обойтись сталью, как на SRM.
Массовое совершенство в районе 12% - для первой ступени приемлимо.
Зато никаких газогенраторов и ТНА, двигатель фактически сводится к одной камере. Из-за небольших давлений можно ограничиться абляционной теплозащитой.
Получается ступень, соединившая наиболее важные для первой ступени преимущества ЖРД и РДТТ.
Из-за высокой надежности двигателя и его большого ресурса (из-за ненапряженных параметров) облегчается его многократное использование в составе спасаемой ступени (только абляционную теплозащиту КС обновить).
Ну это всем известно и старо как мир.
См ракету банкира Била - НК не помню точно за какой год.
ВА-2
http://www.astronautix.com/lvs/bealba2.htm
http://www.bealaerospace.com/
ничего нового мусолим старое по 101 кругу.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59801.gif)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59802.jpg)
Так я предлагаю подобный принцип только для первой ступени, как замену ТТУ.
У Била несколько важных отличий.
Во-первых окислитель - перекись. Не криогенная, но дающая небольшой УИ и дороже кислорода.
Во-вторых корпус - намотаный из композитов, легкий но дорогой.
В-третьих, и это самое принципианое отличие - у него вся ракета по одному принципу построена. Отсюда и трехступенчатость, и композитные корпуса - чтобы на таких дубовых двигателях получить приемлимую мю ПН.
И все равно мю ПН маленькая. Отсюда следует, что хотя ракета дешевая за счет дубовых двигателей, но зато по сравнению с традиционными носителями расходы увеличиваются за счет более крупного стартового комплекса и намотки более крупных композитных корпусов.
Для трехступенчатой ракеты с вытеснительными движками на керосин-кислороде на всех ступенях (УИ ~ 250 с у земли и 300 с в пустоте для движков верхних ступеней) и с массвым совершенством ступеней 0,12 мю ПН будет в районе 1,5%.
А если первая ступень - вытеснительная, а вторая - водородная с насосными ЖРД, мю ПН будет около 4%.
Ракета получается в 2,5 раза легче по сравнению с первым вариантом.
При том, что самая тяжелая (и самая дорогая в обычных носителях) первая ступень всё равно "дубовая" и дешевая.
Дорогая водородная ступень будет весить 20% от стартовой массы ракеты. Или (для сравнения) - только 8% от стартовой массы первого варианта.
Единственный минус второго варианта - нужна дополнительно водородная инфраструктура. Но окислитель у нас всё равно криогенный, не как у Била, так что проблема не так уж велика.
Ракета Била по мю ПН близка к полностью твердотопливным носителям, но её двигатели более технологичны, чем крупные РДТТ.
А мой проект сохраняет мю ПН близкой к обычным ракетам с ЖРД, при том что самая крупная первая ступень (обычно дающая максимальный вклад в стоимость) очень простая и дешевая.
Сейчас есть немало ракет с РДТТ на первой ступени и водородом на второй. Мой проект будет дешевле, поскольку ЖРД с вытеснительной подачей технологичнее РДТТ и удобнее в эксплуатации.
Ракета Била могла бы быть выгоднее в разработке, если бы у нас ещё не было ЖРД с насосной подачей. Чем отрабатывать с нуля такую сложную технологию, в краткосрочной перспективе было бы дешевле наштамповать простых ракет с вытеснительной подачей.
Но у нас уже есть отличный водородник РД-0120. Ставить его на верхние ступени, а на нижние - простые вытеснительные движки, и может получиться очень неплохой носитель. Например на Дейтроне заменить первую ступень углеводородной с вытеснительной подачей.
К тому же ракета Била ещё может быть конкурентноспособной с обычными носителями при выведении на LEO.
Но если нужно выводить на геостационар - ещё одна ступень с вытеснительным углеводородным движком уменьшит мю ПН до ничтожного значения. А если ставить криогенный разгонный блок с водородом - значит всё равно надо осваивать водородные технологии.
ЦитироватьМассовое совершенство в районе 12% - для первой ступени приемлимо.
Скорее, 15-20% получится. Двигатели и баки будут сильно тяжелее, чем при насосной подаче, а масса газа наддува (входящая в конечную массу блока) будет на порядок, по крайней мере, выше.
ЦитироватьОптимальным двигателем для первой ступени был бы ЖРД с вытеснительной подачей. Для пары керосин-кислород для него вполне возможно получить УИ у земли в районе 250 с.
Т.е. давление в КС порядка 40 атм, а в баках не меньше 50-ти.
ЦитироватьДавление в ЖРД F-1 и ТТУ SRM отличается не так уж сильно - 65 и 44 атм соответсвенно.
Если сделать ступень с давлнением наддува порядка 30-40 атм, можно обойтись без дорогостоящего фрезерования вафли в баках.
Баки, работающие на растяжение, удобно делать из композитов. Но для удешевления ракеты лучше обойтись сталью, как на SRM.
Массовое совершенство в районе 12% - для первой ступени приемлимо.
Из-за наличия системы наддува и невырабатываемых остатков топлива массовое совершенство будет хуже, чем у ТТУ. Хотя если применить жидкий гелий, ситуация улучшится.
ЦитироватьЗато никаких газогенраторов и ТНА, двигатель фактически сводится к одной камере. Из-за небольших давлений можно ограничиться абляционной теплозащитой.
Маск тоже думал ограничиться абляцией, теперь делает новый двигатель. Для наддува может оказаться выгоднее ГГ.
ЦитироватьПолучается ступень, соединившая наиболее важные для первой ступени преимущества ЖРД и РДТТ.
А так же их недостатки.
ЦитироватьЦитироватьМассовое совершенство в районе 12% - для первой ступени приемлимо.
Скорее, 15-20% получится. Двигатели и баки будут сильно тяжелее, чем при насосной подаче, а масса газа наддува (входящая в конечную массу блока) будет на порядок, по крайней мере, выше.
Для первой ступени - терпимо.
Даже при большей стартовой и сухой массе ступень будет дешевле традиционой.
Например тяжелые прочные баки - их можно сваривать из толстого листа, но не фрезеровать в них вафлю. Расход металла тот же, что при производстве вафельных баков, а трудоемкость меньше.
Трубопроводы должны будут держать давления в десятки, а не сотни атмосфер, и никаких газов с температурой сотни градусов (как в ЖРД закрытой схемы) - это большое упрощение и удешевление.
Я уж не говорю про отсутствие ГГ и ТНА.
ЦитироватьДля первой ступени - терпимо.
Даже при большей стартовой и сухой массе ступень будет дешевле традиционой.
Например тяжелые прочные баки - их можно сваривать из толстого листа, но не фрезеровать в них вафлю. Расход металла тот же, что при производстве вафельных баков, а трудоемкость меньше.
Трубопроводы должны будут держать давления в десятки, а не сотни атмосфер, и никаких газов с температурой сотни градусов (как в ЖРД закрытой схемы) - это большое упрощение и удешевление.
Я уж не говорю про отсутствие ГГ и ТНА.
Не стоимость баков определяет стоимость пуска. У Вас двигатель будет совершенно чудовищных размеров (а сколько он потребует затрат для отработки - одному Богу известно) - стартовая масса РН ведь сильно вырастет.
ЦитироватьТ.е. давление в КС порядка 40 атм, а в баках не меньше 50-ти.
Вообще не обязательно именно такие давления, может будет выгоднее меньше - 20-30 атм. Тут надо решать задачу на оптимум. Повышение давления утяжеляет баки, но увеличивает УИ. Нужно посчитать, при каком давлении ХС первой ступени будет максимальна.
ЦитироватьМаск тоже думал ограничиться абляцией, теперь делает новый двигатель.
В РДТТ же обходятся абляцией.
ЦитироватьА так же их недостатки.
Да. Но для первой ступени преимущества важнее недостатков - иначе бы не приименяли ТТУ.
А вытеснительный ЖРД технологичнее ТТУ (не нужны специальные технологии и заводы для твердого топлива) и удобнее при транспортировке ступеней.
ЦитироватьНе стоимость баков определяет стоимость пуска. У Вас двигатель будет совершенно чудовищных размеров (а сколько он потребует затрат для отработки - одному Богу известно) - стартовая масса РН ведь сильно вырастет.
Стартовая масса вырастет на десятки процентов, а не в разы. У меня ведь вытеснительная только первая ступень. Вторая - водородная с насосными ЖРД.
Ракеты с ТТУ и второй водородной ступенью имеют приличную мю ПН, до 4% - и тут будет того же порядка.
Двигатель первой ступени можно сделать многокамерным, с камерами приемлимых размеров.
Сейчас подсчитал - если на первой ступени нужно набрать ХС 3 км/с, то замена ступени с УИ 310 с и массовым совершенством 0,07 на ступень с УИ 250 с и массовым совершенством 0,15 вызовет рост стартовой массы носителя в 1,8 раз, а массы первой ступени - в 2,2 раза (при одинаковых вторых ступенях).
Увеличение тяги двигателей первой ступени в 1,8 раз - думаю вполне приемлимая цена за их кардинальное упрощение.
Например RS-68 намного дешевле SSME, хотя и больше по тяге.
ЦитироватьВ РДТТ же обходятся абляцией.
Не обходятся. Вы видели, какие там сопла? Никакого упрощения тут нет. Для ЖРД есть возможность использовать завесу и только в сочетании с ней можно применить простое абляционное покрытие, но с ростом давления и температуры на завесу уходит очень много горючего и УИ сильно падает.
ЦитироватьДа. Но для первой ступени преимущества важнее недостатков - иначе бы не приименяли ТТУ.
А вытеснительный ЖРД технологичнее ТТУ (не нужны специальные технологии и заводы для твердого топлива) и удобнее при транспортировке ступеней.
ТТУ-то применяют, а вытеснительную подачу на 1-й ступени - нет со времен Диаманта, к чему бы это? :wink:
ЦитироватьДля ЖРД есть возможность использовать завесу и только в сочетании с ней можно применить простое абляционное покрытие, но с ростом давления и температуры на завесу уходит очень много горючего и УИ сильно падает.
У нас давление низкое.
ЦитироватьТТУ-то применяют, а вытеснительную подачу на 1-й ступени - нет со времен Диаманта, к чему бы это? :wink:
Потому что первые носители делали на основе боевых МБР, для них высокие удельные параметры были важнее стоимости. А потом для МБР развернули твердотопливные технологии, и решили их попутно использовать. ТТУ Шаттла появились именно чтобы поддержать заказами Тиокол.
Сейчас вместо ТТУ перспективными считаю гибридные двигатели - с парафиновым горючим и кислородом. Парафиновый заряд отливать проще и безопаснее, чем твердотопливный, это можно делать прямо на космодроме. А в полете в КС по типу РДТТ с парафиновым зарядом закачивают кислород.
В результате получают двигатель технологичнее и безопаснее ТТУ.
Но вытеснительный ЖРД - ещё технологичнее, так как не нужно возиться с отливкой парафина и не нужны насосы для перекачки.
ЦитироватьСтартовая масса вырастет на десятки процентов, а не в разы. У меня ведь вытеснительная только первая ступень. Вторая - водородная с насосными ЖРД.
Ракеты с ТТУ и второй водородной ступенью имеют приличную мю ПН, до 4% - и тут будет того же порядка.
Двигатель первой ступени можно сделать многокамерным, с камерами приемлимых размеров.
Сейчас подсчитал - если на первой ступени нужно набрать ХС 3 км/с, то замена ступени с УИ 310 с и массовым совершенством 0,07 на ступень с УИ 250 с и массовым совершенством 0,15 вызовет рост стартовой массы носителя в 1,8 раз, а массы первой ступени - в 2,2 раза (при одинаковых вторых ступенях).
Увеличение тяги двигателей первой ступени в 1,8 раз - думаю вполне приемлимая цена за их кардинальное упрощение.
Например RS-68 намного дешевле SSME, хотя и больше по тяге.
У вас довольно странная идея - применить низкое давление там, где требуется высокое, и применить высокое там, где оно не нужно. Да РД-0120 съест все преимущества от упрощения первой ступени плюс рост стартовой массы, и ракета получится не дешевле умеренного керосинового тандема с ТНА.
ЦитироватьУ нас давление низкое.
30 атмосфер уже немало, к тому же температура горения керосина довольно велика. А в отличие от РДТТ охлаждать нужно не только сопло, но и камеру. В конце концов европейцы используют на Аестусе регенеративное охлаждение, а там всего 10 атмосфер и меньшая температура горения, значит не сложнее оно и уж точно эффективнее.
ЦитироватьПотому что первые носители делали на основе боевых МБР, для них высокие удельные параметры были важнее стоимости. А потом для МБР развернули твердотопливные технологии, и решили их попутно использовать. ТТУ Шаттла появились именно чтобы поддержать заказами Тиокол.
И с ЖРД то же самое, никто сейчас не станет отказываться от насосных технологий. Упрощения да, будут, но от ТНА не откажутся.
ЦитироватьСейчас вместо ТТУ перспективными считаю гибридные двигатели - с парафиновым горючим и кислородом. Парафиновый заряд отливать проще и безопаснее, чем твердотопливный, это можно делать прямо на космодроме. А в полете в КС по типу РДТТ с парафиновым зарядом закачивают кислород.
В результате получают двигатель технологичнее и безопаснее ТТУ.
Ну парафином это сложно назвать, скорее уж резина.
ЦитироватьУ вас довольно странная идея - применить низкое давление там, где требуется высокое, и применить высокое там, где оно не нужно. Да РД-0120 съест все преимущества от упрощения первой ступени плюс рост стартовой массы, и ракета получится не дешевле умеренного керосинового тандема с ТНА.
То есть по вашему на первой ступени нужно высокое давление, а на второй низкое? :shock:
РД-0120 - да, довольно напряженный движок. Я его привел в качестве примера потому, что сейчас в России это единственный мощный водородник.
В перспективе будет более экономичным использовать на второй ступени движок открытой схемы (но с достаточно высоким для открытой схемы давлением - не меньше 100 атм). Нечто вроде высотной модификации RS-68. Тогда и цена двигателя приемлимая, и в УИ проигрываем самым напряженным водородникам всего секунд 20.
Что касается керосинового тандема. Я правильно понял, у него обе ступени на керосине? Плюс двигатели довольно умеренные, не напряженнее НК-33.
Тогда мю ПН у него будет примерно на одном уровне с тандемом с вытеснительным керосинником на первой ступени и водородом на второй - не больше 3-4%.
То есть стартовые массы примерно равны. Но у керосинового тандема вся тяга первой ступени обеспечивается ЖРД с насосной подачей - это значит есть несколько газогенераторов и ТНА.
Вытеснительный ЖРД обходится без всего этого сложно и дорого хозяйства.
А тяга второй ступени - раз в 5-6 меньше, стоимость её двигателей невелика по сравнению со стоимостью двигателей первой ступени (если на обеих ступенях ЖРД одной конструкции, с насосной подачей).
Конечно применение водорода потребует специальной инфраструктуры, это вызовет удорожание.
Но при примерно равной стартовой массе традиционного керосинового тандема и тандема с вытеснительным ЖРД на первой ступени и водородом на второй - стоимость двигателей второй ракеты будет гораздо ниже.
ЦитироватьЦитироватьУ нас давление низкое.
30 атмосфер уже немало, к тому же температура горения керосина довольно велика. А в отличие от РДТТ охлаждать нужно не только сопло, но и камеру. В конце концов европейцы используют на Аестусе регенеративное охлаждение, а там всего 10 атмосфер и меньшая температура горения, значит не сложнее оно и уж точно эффективнее.
Уговорили, на регенеративное охлаждение согласен :)
ЦитироватьИ с ЖРД то же самое, никто сейчас не станет отказываться от насосных технологий. Упрощения да, будут, но от ТНА не откажутся.
А я и не предлагаю отказаться вообще. Только на первой ступени, где это допустимо.
Всё-таки ТНА - самая дорогая, сложная и ненадежная деталь ЖРД. Турбина на десятки Мегаватт, мощные насосы, трубопроводы под давлением сотни атмосфер, много движущихся деталей - это не добавляет дешевизны и надежности.
Там, где можно без существенных потерь обойтись без всего этого, лучше обойтись.
ЦитироватьТо есть по вашему на первой ступени нужно высокое давление, а на второй низкое? :shock:
Конечно, на 2-й ступени относительно большое давление применяется в основном для уменьшения габаритов ДУ или в пакете, когда ДУ работает с земли. Но 200 с лишним атмосфер там совершенно ни к чему.
ЦитироватьРД-0120 - да, довольно напряженный движок. Я его привел в качестве примера потому, что сейчас в России это единственный мощный водородник.
В перспективе будет более экономичным использовать на второй ступени движок открытой схемы (но с достаточно высоким для открытой схемы давлением - не меньше 100 атм). Нечто вроде высотной модификации RS-68. Тогда и цена двигателя приемлимая, и в УИ проигрываем самым напряженным водородникам всего секунд 20.
Восстановить сейчас производство РД-0120 может оказаться не дешевле разработки нового двигателя, при этом в случае умеренного давления замкнутая схеме не намного дороже открытой. Но у нас и всю инфраструктуру водородную нужно восстанавливать и еще долго водородник будет обходиться дороже керосинки. Так что все это вполне компенсирует возможную экономию на 1-й ступени.
ЦитироватьЧто касается керосинового тандема. Я правильно понял, у него обе ступени на керосине? Плюс двигатели довольно умеренные, не напряженнее НК-33.
Да, параметры примерно как у НК-33, давление не больше 180 атм.
ЦитироватьТогда мю ПН у него будет примерно на одном уровне с тандемом с вытеснительным керосинником на первой ступени и водородом на второй - не больше 3-4%.
А у вашего тандема мю ПН сравнима с Атласом-5 и Дельтой-4?
ЦитироватьТо есть стартовые массы примерно равны. Но у керосинового тандема вся тяга первой ступени обеспечивается ЖРД с насосной подачей - это значит есть несколько газогенераторов и ТНА.
Вытеснительный ЖРД обходится без всего этого сложно и дорого хозяйства.
А тяга второй ступени - раз в 5-6 меньше, стоимость её двигателей невелика по сравнению со стоимостью двигателей первой ступени (если на обеих ступенях ЖРД одной конструкции, с насосной подачей).
Водородник даже при меньшей тяге стоит дороже керосинки, да и у однотипных двигателей стоимость будет отличаться не так значительно, как тяга.
ЦитироватьКонечно применение водорода потребует специальной инфраструктуры, это вызовет удорожание.
Но при примерно равной стартовой массе традиционного керосинового тандема и тандема с вытеснительным ЖРД на первой ступени и водородом на второй - стоимость двигателей второй ракеты будет гораздо ниже.
В итоге мы меняем шило на мыло и используем водород "чтобы был", когда можно обойтись одним топливом при меньшей стоимости.
мне начинает казаться, что оптимальная первая ступень это Ares-1 :(
ЦитироватьА я и не предлагаю отказаться вообще. Только на первой ступени, где это допустимо.
Тогда примените лучше на 2-й ступени, атмосфер 10 в КС, массовое совершенство пострадает не сильно, здоровенное раздвижное сопло с радиационно охлаждаемым насадком. Может тоже экономия выйдет :wink:
ЦитироватьВсё-таки ТНА - самая дорогая, сложная и ненадежная деталь ЖРД. Турбина на десятки Мегаватт, мощные насосы, трубопроводы под давлением сотни атмосфер, много движущихся деталей - это не добавляет дешевизны и надежности.
Там, где можно без существенных потерь обойтись без всего этого, лучше обойтись.
Теоретически все это так, но только в перенапряженных двигателях становится реальной проблемой. У РД-253 два отказа на две тысячи летавших движков, при том что и вытеснительные не на 100 % надежны. А рост стартовой массы тянет за собой всю инраструктуру и выигрыша от простоты и дешевизны не получается.
Цитироватьмне начинает казаться, что оптимальная первая ступень это Ares-1 :(
В каком смысле? Он вообще-то двухступенчатый :)
Вообще Арес-1 очень неплохой носитель. Первая ступень - простой надежный РДТТ, вторая - водородная с единственным дешевым и технологичным двигателем. Правильный подход - первая ступень дубовая и дешевая, вторая - более навороченная, но без лишнего фанатизма. В результате получаем низкую стоимсть вывода килограмма ПН и высокую надежность.
Если заменить РДТТ более простым в производстве вытеснительным ЖРД с экологичным выхлопом - будет совсем хорошо :D
ЦитироватьВосстановить сейчас производство РД-0120 может оказаться не дешевле разработки нового двигателя, при этом в случае умеренного давления замкнутая схеме не намного дороже открытой. Но у нас и всю инфраструктуру водородную нужно восстанавливать и еще долго водородник будет обходиться дороже керосинки. Так что все это вполне компенсирует возможную экономию на 1-й ступени.
Мы смотрим на перспективу :D
ЦитироватьА у вашего тандема мю ПН сравнима с Атласом-5 и Дельтой-4?
Конечно нет. Разве можно сравниать мю ПН ракеты с высоконапряженным керосинником на первой ступени и водородом на второй или чисто водородной двухступенчатой ракеты (с маленькими ТТУ) с ракетой, у которой первая ступень намеренно "дубовая" для снижения стоимости? По мю ПН - с Дейтроном соревнуйтесь.
Мю ПН моей ракеты будет близко к Аресу-1 - в районе 2,5-3%
А вот по стоимости вывода килограмма ПН ракета такой схемы - конкурент очень серьёзный. Об этом разговор ниже.
ЦитироватьЦитироватьТо есть стартовые массы примерно равны. Но у керосинового тандема вся тяга первой ступени обеспечивается ЖРД с насосной подачей - это значит есть несколько газогенераторов и ТНА.
Вытеснительный ЖРД обходится без всего этого сложно и дорого хозяйства.
А тяга второй ступени - раз в 5-6 меньше, стоимость её двигателей невелика по сравнению со стоимостью двигателей первой ступени (если на обеих ступенях ЖРД одной конструкции, с насосной подачей).
Водородник даже при меньшей тяге стоит дороже керосинки, да и у однотипных двигателей стоимость будет отличаться не так значительно, как тяга.
ЦитироватьКонечно применение водорода потребует специальной инфраструктуры, это вызовет удорожание.
Но при примерно равной стартовой массе традиционного керосинового тандема и тандема с вытеснительным ЖРД на первой ступени и водородом на второй - стоимость двигателей второй ракеты будет гораздо ниже.
В итоге мы меняем шило на мыло и используем водород "чтобы был", когда можно обойтись одним топливом при меньшей стоимости.
Близость мю ПН - совсем не означает одинаковой стоимости.
Пусть у керосинового тандема 6 двигателей типа НК-33 на первой ступени и один такой же двигатель с высотным соплом на второй ступени.
Для простоты примем, что распередение масс по ступеням у носитля с вытеснительным ЖРД такое же. При этом ХС ступеней изменятся - "дубовой" первой ступени упадет, второй водородной увеличится.
Тяги двигателей каждой ступени остануться примерно такими же, как для керосинового тандема.
Водородный ЖРД при равном давлении и тяге дороже керосинового, но не фатально, на десятки процентов.
Так что верхняя ступень керосинового тандема будет дешевле.
Но ЖРД с вытеснительной подачей в несколько раз проще и дешевле средненапряженного ЖРД с насосной подачей при равной тяге.
Так что ДУ первой ступени керосинового тандема будет в 2-3 раза дороже, чем ракеты с вытеснительным ЖРД (а ведь на первой ступени не один, а 6 двигателей).
В конкретных российских условиях возрождение водородной инфраструктуры конечно потребует затрат. Но при эксплуатации затраты окупятся.
ЦитироватьМы смотрим на перспективу :D
Очень далекую :)
ЦитироватьБлизость мю ПН - совсем не означает одинаковой стоимости.
Пусть у керосинового тандема 6 двигателей типа НК-33 на первой ступени и один такой же двигатель с высотным соплом на второй ступени.
Для простоты примем, что распередение масс по ступеням у носитля с вытеснительным ЖРД такое же. При этом ХС ступеней изменятся - "дубовой" первой ступени упадет, второй водородной увеличится.
Тяги двигателей каждой ступени остануться примерно такими же, как для керосинового тандема.
Водородный ЖРД при равном давлении и тяге дороже керосинового, но не фатально, на десятки процентов.
Так что верхняя ступень керосинового тандема будет дешевле.
Но ЖРД с вытеснительной подачей в несколько раз проще и дешевле средненапряженного ЖРД с насосной подачей при равной тяге.
Так что ДУ первой ступени керосинового тандема будет в 2-3 раза дороже, чем ракеты с вытеснительным ЖРД (а ведь на первой ступени не один, а 6 двигателей).
Если бы было существенно дешевле, так бы и делали. Когда европейцы создавали Ариану, никакие военные разработки в области ЖРД им поддерживать не требовалось, ракета должна была быть коммерческой и максимально дешевой. У французов, игравших основную роль в разработке нижних ступеней, был опыт создания и эксплуатации Диамантов с вытеснительной подачей на 1-й ступени. Однако вместо масштабирования Диаманта они использовали двигатели с ТНА, предки которых были созданны на основе камер того самого диамантовского двигателя.
ЦитироватьВ конкретных российских условиях возрождение водородной инфраструктуры конечно потребует затрат. Но при эксплуатации затраты окупятся.
Если водородник будет стоять на ракете с мю ПН, как у Союза, то вряд ли.
ЦитироватьЕсли бы было существенно дешевле, так бы и делали. Когда европейцы создавали Ариану, никакие военные разработки в области ЖРД им поддерживать не требовалось, ракета должна была быть коммерческой и максимально дешевой. У французов, игравших основную роль в разработке нижних ступеней, был опыт создания и эксплуатации Диамантов с вытеснительной подачей на 1-й ступени. Однако вместо масштабирования Диаманта они использовали двигатели с ТНА, предки которых были созданны на основе камер того самого диамантовского двигателя.
На Ариан-1 они использовали движки с ТНА на первой ступени скорее всего потому, что водород там был только на маленькой третьей ступени. А на первой и второй ступени топливом были гептил/азотный тетраксид. Не самая эффекивная по УИ топливная пара. Чтобы на таких компнентах получить приличную мю ПН, УИ двигателей и массовое совершенство ступеней нельзя занижать.
Когда на Ариан-5 создали большую водородную вторую ступень, в качестве первой ступени применили два ТТУ, которые по УИ и массовому совершенству стоят очень близко к двигателям Диамантов.
Почему не стали вместо ТТУ масштабировать Диамант? Возможно не хотели возиться с ядовитыми компонентами топлива, а опыта работать с керосином не было?
http://www.astronautix.com/lvs/ariane5g.htm
http://www.astronautix.com/lvs/ariane1.htm
http://www.astronautix.com/lvs/diamanta.htm
Вот тут можно посмотреть характеристики французских двигателей: http://engine.aviaport.ru/issues/14/page44.html
Двигатели Диаманда при давлении всего 20 атмосфер обеспечивали довольно высокий УИ на "вонючих" компонентах. На керосин-кислороде было бы секунд на 10 больше.
Вообще объснять чужие решение - занятие неблагодарное. Инерция мышления и технологий не всегда поддается рациональному объяснению. Почему например в СССР и России почти не используют водород, а на Западе очень широко? Почему закрыли программу Н-1?
С точки зрения технической эффективности на эти вопросы нет ответа.
ЦитироватьЕсли водородник будет стоять на ракете с мю ПН, как у Союза, то вряд ли.
Ракеты не картошка - продаются не на вес. :)
Вообще интересно, во сколько раз вытеснительный ЖРД, рассчитанный на давление скажем в 40 атм, будет дешевле двигателя такой же тяги, но с ТНА и давлением в КС скажем 100 атм (открытой схемы)?
У кого-нибудь есть точные данные по цене двигателей с вытеснительной подачей?
Я думаю, что минимум вдвое, а скорее втрое-вчетверо. Во-первых нет ТНА (самого сложного и дорогого компонента двигателя) и газогенератора. Во-вторых камера расчитана на гораздо более низкое давление.
ЦитироватьНа Ариан-1 они использовали движки с ТНА на первой ступери скорее всего потому, что водород там был только на маленькой третьей ступени. А на первой и второй ступени топливом были гептил/азотный тетраксид. Не самая эффекивная по УИ топливная пара. Чтобы на таких компнентах получить приличную мю ПН, УИ двигателей и массовое совершенство ступеней нельзя занижать.
ТНА не очень много прибавили к УИ, опять же на 2-й ступени можно было делать ТНА, как вы предлагаете, там же двигатель всего один. А 3-я ступень нормальная, ракета же под ГПО заточена.
ЦитироватьКогда на Ариан-5 создали большую водородную вторую ступень, в качестве первой ступени применили два ТТУ, которые по УИ и массовому совершенству стоят очень близко к двигателям Диамантов.
Что-то среднее между ними и 1-й ступенью Ариан-4.
ЦитироватьПочему не стали вместо ТТУ масштабировать Диамант? Возможно не хотели возиться с ядовитыми компонентами топлива, а опыта работать с керосином не было?
Скорее поддержание твердотопливного направления и большая надежность. Еще на шаттл оглядывались.
ЦитироватьВообще объснять чужие решение - занятие неблагодарное. Инерция мышления и технологий не всегда поддается рациональному объяснению. Почему например в СССР и России почти не используют водород, а на Западе очень широко? Почему закрыли программу Н-1?
С точки зрения технической эффективности на эти вопросы нет ответа.
Водород-то понятно почему не использовался - сначала не могли, потом не до него было на "рабочих лошадках". Но европейцы могли выбирать, куда двигаться, им же Буран и прочая ПК не мешали и технологии были.
ЦитироватьРакеты не картошка - продаются не на вес. :)
Т.е. вы считаете такое чудо будет дешевле Союза?
ЦитироватьВообще интересно, во сколько раз вытеснительный ЖРД, рассчитанный на давление скажем в 40 атм, будет дешевле двигателя такой же тяги, но с ТНА и давлением в КС скажем 100 атм (открытой схемы)?
Вот из-за незнания цифр на форуме и возникают подобные споры :) А реальную стоимость вряд ли кто сможет назвать.
ЦитироватьТ.е. вы считаете такое чудо будет дешевле Союза?
Дешевле чисто керосиновой ракеты - однозначно будет. Мю ПН у них различаются очень незначительно, а большую часть тяги "такого чуда" создают дешевые вытеснительные движки.
А вот будет ли дешевле это "чудо" керосин-водородного или чисто водородного тандема - вопрос.
При равной ПН с чисто водородной ракетой ракета с вытеснительными ЖРД на первой стуупени будет иметь вдвое большую стартовую массу.
При этом водородная вторая ступень с насосным ЖРД будет весить около 20% стартовой массы - то есть 40% стартовой массы чисто водородной ракеты.
Вопрос в том, сколько именно будет стоить первая ступень с вытеснительными ЖРД, которая по массе превосходит всю водородную ракету в 1,6 раза, а по тяге двигателей её первую ступень - в 2 раза.
Сейчас я немного поиздевался над Сатурном-5.
Заменил на нем реальную первую ступень на ступень с такой же массой топлива (2010 тонн), но с вытеснительными ЖРД.
Массовое совершенство принял равным 0,14, УИ у земли - 230 с.
Масса ступени увеличилась на 200 тонн.
А вместо третьей и второй ступени - единую водородную вторую ступень с массовым совершенством 0,08 и пуустотным УИ 460 с.
Масса второй ступени вместе с ПН - 583 тонны, столько же, как у реальной второй и третьей ступеней.
Таким образом стартовая масса ракеты по сравнению с реальным Сатурном увеличилась на 200 тонн (за счет роста сухой массы первой ступени) - до 2928 тонн. ХС носителя принял равным 9300 м/c.
ХС первой ступени по сравнению с реальным Сатурном уменьшилась на 820 м/c - c 3660 до 2840 м/c.
ПН получилась равной 99 тоннам.
В общем мю ПН этой ракеты - примерно на уровне трехступенчатой керосиновой Н-1 и Виктории-К.
Не так уж плохо, если учесть что насосными водородниками обеспечивается только 500 тонн тяги второй ступени, а на первой - "дубовые" вытеснительные двигатели с давлением в КС всего 20 атм.
Ракета, состоящая из реальной первой ступени Сатурна и "придуманой" мною второй - вывела бы на LEO около 130 тонн.
При замене на первой ступени F-1 на двигатели с УИ РД-170 масса выводимой ПН возрастает до 160 тонн.
А у чисто водородного тандема c УИ у земли 400 с - до 210 тонн.
Вспомнил! - кричу как герой "Вечера накануне Ивана Купалы" :D
Вспомнил где ещё планировали применить вытеснительную подачу, кроме ракеты Била - в Морском драконе.
А что, если уйти от особо экстремистских решений вроде старта из полупогруженного состояния и единственной циклопической камеры на ступени - вполне приличный носитель.
Ну на второй ступени, где рост сухой массы на кг на столько же уменьшает ПН - там вытеснительная подача с её тухлым массовым совершенством заставляет в несколько раз увеличивать стартовую массу и в итоге удорожает носитель.
Но на первой ступени - вполне имеет право на жизнь.
Причем не только на малоразмерных ракетах (вытеснительную подачу до сих пор обычно применяли на самых верхних маленьких ступенях, куда трудно и дорого всунуть ТНА из-за размерных эффектов), но и на очень больших.
Чем ставить 30 НК-33 или 8 РД-170 - имхо проще раза в полтора увеличить стартовую массу, зато обойтись вообще без турбин и насосов.
Значит какая это должна быть ступень...
Давление в КС - пускай 20 атмосфер, как на Диаманде. Такое давление для керосин-кислорода позволяет получить УИ у земли 230-235 с.
С другой стороны и массовое совершенство ступени будет относительно высоким, 0,10-0,13. У Диаманда было 0,13, но это маленькая ракета. При увеличении масштабный эффект вызовет рост массового совершенства, особенно для ступени с вытеснительной подачей. Ведь при насосной подачи давление наддува невелико, и гидравлическое давление топлива имеет большое значение - в больших баках давление больше. А при вытеснительной подаче - что в больших, что в маленьких - 20 атмосфер.
Корпус ступени стальной. Сталь имеет лучшую удельную прочность, чем алюминий, в таких условиях когда жесткость стенки не важна (баки стабилизируются изнутри давлением и работают только на растяжение).
Конечно можно применить композиты. Но во-первых это дорого, а во-вторых сталь более жаростойкая.
Это её качество пригодится, если в качестве газов наддува использовать компоненты топлива.
Наддувать баки гелием не стоит - гелий дорог. И несмотря на малую плотность самого гелия, баллоны высокого давления для него весят немало.
Лучше иметь маленькие отдельные бачки для горючего и окислителя, из них вытеснять компоненты сжатым газом в два маленьких газогенератора. А потом в бак горючего подавать "сладкий" газ, а в бак окислителя - "кислый". Температуру газогенераторного газа стальные стенки выдержат лучше алюминиевых и композитных (с органической матрицей).
Если говорить о гибрадниках...
ЦитироватьСейчас вместо ТТУ перспективными считаю гибридные двигатели - с парафиновым горючим и кислородом.
...то можно вспомнить седую древность и вместо парафина использовать твердый керосин. Как-то оно симпатичнее выглядит, по УИ хотя бы...
Цитировать...то можно вспомнить седую древность и вместо парафина использовать твердый керосин. Как-то оно симпатичнее выглядит, по УИ хотя бы...
А как с возможностью делать из него скрепленные с корпусом заряды? И никаких преимуществ по УИ в сравнении с тем же бутилкаучуком у него не будет.
ЦитироватьА как с возможностью делать из него скрепленные с корпусом заряды?
Не знаю. "Я не сказала да, милорд" - но уверенности, что это невозможно, у меня тоже нет. Скажем, опрессовываем при относительно высокой температуре (вязкая суспензия), охлаждаем и опрессовываем снова, затем немного греем, чтобы прилегание обеспечивалось за счет термического расширения (твердого керсона или бензина). Это, разумеется, в порядке бреда.
ЦитироватьИ никаких преимуществ по УИ в сравнении с тем же бутилкаучуком у него не будет.
Сравнение по УИ шло с парафином. С бутилкаучуком - выигрыш по стоимости. Хотя опять же - какой каучук...
Чем такие гибридники - уж лучше ЖРД с вытеснительной подачей, ИМХО. Всё равно надо окислитель через КС прокачивать.
РДТТ всё-таки имеет и перед вытеснительным ЖРД преимущество в простоте (хотя уступает в удобстве обращения с топливом).
А у гибридника топливный заряд конечно заливается проще и безопаснее, чем у РДТТ, но есть и система подачи кислорода (так что по сложности он не уступает ЖРД), а тут ещё возня с заливкой заряда горючего на космодроме...
Не стои переоценивать простоту ВСП (точнее - недооценивать сложность).
Конечно, первая ступень имеет максимальную массу, самые мощные двигатели и дает наименьший вклад в ХС.
Поэтому её можно и нужно упрощать, жертвуя характеристиками до достижения экономического оптимума по первой ступени.
Но! Делать это надо все таки головой.
ВСП в-общем всем хороша. Кроме двух моментов.
1) сухая масса. Не с точки зрения характеристик ракетного блока, а с точки зрения стоимости. Попытайтесь оценить массовое совершенство системы с ВСП, а затем прикиньте стоимость материала.
2) сборка баков. Представьте себе, каково это - варить встык многотонные панели, толщиной от десятков до сотен миллиметров.
А теперь представьте себе оснастку для этого увлекательного занятия.
Последним порядком можете попытаться представить стоимость.
(Хотя, проектировщики, конечно, скажут спасибо =)
Короче, не надо фанатизма. Конечно, первая ступень должна быть простой и дубовой насколько это вообще возможно... но что-то мне подсказывает, что насосный ЖРД низкого давления все таки подешевше будет.
Впрочем - это имхо. Считать надо, а не гадать...
ЦитироватьКороче, не надо фанатизма. Конечно, первая ступень должна быть простой и дубовой насколько это вообще возможно... но что-то мне подсказывает, что насосный ЖРД низкого давления все таки подешевше будет.
Да я и не спорю, керосинка или ЛОХ-метан. ОТкрытая схема.
Просто поизвращаться захотелось :))
ЦитироватьВСП в-общем всем хороша. Кроме двух моментов.
1) сухая масса. Не с точки зрения характеристик ракетного блока, а с точки зрения стоимости. Попытайтесь оценить массовое совершенство системы с ВСП, а затем прикиньте стоимость материала.
2) сборка баков. Представьте себе, каково это - варить встык многотонные панели, толщиной от десятков до сотен миллиметров.
А теперь представьте себе оснастку для этого увлекательного занятия.
Последним порядком можете попытаться представить стоимость.
(Хотя, проектировщики, конечно, скажут спасибо =)
Да, сухая масса ступени с ВСП велика, 12-15% заправленной.
Казалось бы - очень дорого, ведь водород на первой ступени не применяют именно из-за роста сухой массы ступени.
Но надо смотреть, что это за масса, из чего она состоит.
Самый тяжелый элемент ступени с ВСП - прочные баки, расчитанные на десятки атмосфер. Когда внутри бака такое давление, он работает на растяжение, сжимающие нагрузки от веса второй ступени легко парируются внутреним давлением.
Вот и первый положительный эффект - нам не нужна вафля.
И наборный внутренний каркас тоже не нужен - значит трудоемкость изготовления ступени падает!
Потом, при большом внутренем давлении жесткость стенки не важна, важна только прочность на разрыв. В таких условиях выгоднее использовать не алюминиевые сплавы, а высокопрочную сталь. Можно конечно и композиты, это резко облегчит ступень. Но для первой ступени низкая стоимость важнее массового совершенства, так что пусть будет сталь.
Если сталь вместо алюминия - значит при равной прочности стенка нужна раза в три тоньше.
Сейчас ступени делают из толстых листов алюминиевых сплавов (толщиной 40-50 мм) - сгибают их, сваривают, а потом фрезеруют вафлю. Толщина собственно стенки получается порядка 10-15 мм на разных ракетах и в разной части баков (внизу давление больше).
Поскольку баки ракеты с ВСП должны выдержтивать большое давление, значит их будут сваривать из гладких стальных листов толщиной порядка сантиметра-двух
И всё - никакой фрезировки, никаких наборных стрингеров.
Так что получается, что стоимость изготовления ступени не только не увеличится, но даже уменьшится. На современных ступенях гнут даже более толстые листы, просто потом большая часть материала идет в отходы после трудоемкого фрезерования.
А для ракет с насосной подачей водород на первой ступени так дорог потому, что рост сухой массы происходит за счет огромного водородного бака, по всей поверхности которого надо фрезеровать вафлю, и длина сварных швов тоже увеличивается по сравнению с керосиновым баком.
Ну а то, что ЖРД с ВСП дешевле насосного - это думаю доказывать не надо. Даже если КС ЖРД с низким давлением больше и тяжелее - всё равно, нет движущихся деталей - турбины и насосов, которые испытывают огромные нагрузки. Там одни подшипники нужны уникального качества. Трубопроводы ЖРД с ВСП расчитаны на десятки атмосфер, а не на сотни - простота и надежность соединений и уплотнений резко возрастает, стоимость падает.
Получается, что дешевле увеличить массу и тягу первой ступени в полтора раза (чтобы она при ухудшении УИ и массового соврешенства придала второй ступени ту же скорость) и перейти от насосной к вытеснительной подаче.
Ну прям фантастика!!!
Стенка бака 10 мм.... да ещё и у вафли - это сильно круто...
10 мм стали в баках выдержит более 100 атмосфер...
Вы с прочностью хоть немного дружите?
ЦитироватьСейчас ступени делают из толстых листов алюминиевых сплавов (толщиной 40-50 мм) - сгибают их, сваривают, а потом фрезеруют вафлю. Толщина собственно стенки получается порядка 10-15 мм на разных ракетах и в разной части баков (внизу давление больше).
Чего-чего? 10-15 мм? :lol: Ну, это Вы лишканули. К тому же толщина полотна вафельной конструкции определяется не только (и, может, не столько внутренним давлением, сколько уровнем сжимающих нагрузок. Вафельная конструкция, кроме прочего, позволяет использовать минимально возможное давление наддува (кстати, кольцевые ребра вафли также, воспринимая растяжение от давления, частично разгружают полотно). Да, а систему наддува Вы какую планируете?
ЦитироватьЦитироватьСейчас ступени делают из толстых листов алюминиевых сплавов (толщиной 40-50 мм) - сгибают их, сваривают, а потом фрезеруют вафлю. Толщина собственно стенки получается порядка 10-15 мм на разных ракетах и в разной части баков (внизу давление больше).
Чего-чего? 10-15 мм? :lol: Ну, это Вы лишканули. К тому же толщина полотна вафельной конструкции определяется не только (и, может, не столько внутренним давлением, сколько уровнем сжимающих нагрузок. Вафельная конструкция, кроме прочего, позволяет использовать минимально возможное давление наддува (кстати, кольцевые ребра вафли также, воспринимая растяжение от давления, частично разгружают полотно). Да, а систему наддува Вы какую планируете?
А ещё вафлю применяют когда внешнее давление присутствует :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСейчас ступени делают из толстых листов алюминиевых сплавов (толщиной 40-50 мм) - сгибают их, сваривают, а потом фрезеруют вафлю. Толщина собственно стенки получается порядка 10-15 мм на разных ракетах и в разной части баков (внизу давление больше).
Чего-чего? 10-15 мм? :lol: Ну, это Вы лишканули. К тому же толщина полотна вафельной конструкции определяется не только (и, может, не столько внутренним давлением, сколько уровнем сжимающих нагрузок. Вафельная конструкция, кроме прочего, позволяет использовать минимально возможное давление наддува (кстати, кольцевые ребра вафли также, воспринимая растяжение от давления, частично разгружают полотно). Да, а систему наддува Вы какую планируете?
А ещё вафлю применяют когда внешнее давление присутствует :wink:
Естественно, вафля выгоднва там, где конструкция работает на сжатие (Лизин-Пяткин, однако :wink: )
ЦитироватьНу прям фантастика!!!
Стенка бака 10 мм.... да ещё и у вафли - это сильно круто...
10 мм стали в баках выдержит более 100 атмосфер...
Вы с прочностью хоть немного дружите?
Ничего не понял. Где 100 атмосфер? В вытеснительных баках? Да там больше 30 атмосфер никогда не будет.
И там гладкая стенка, потому что внутренее давление обеспечивает устойчивость стенки.
Вафля - на ступенях с насосной подачей.
ЦитироватьЦитироватьНу прям фантастика!!!
Стенка бака 10 мм.... да ещё и у вафли - это сильно круто...
10 мм стали в баках выдержит более 100 атмосфер...
Вы с прочностью хоть немного дружите?
Ничего не понял. Где 100 атмосфер? В вытеснительных баках? Да там больше 30 атмосфер никогда не будет.
И там гладкая стенка, потому что внутренее давление обеспечивает устойчивость стенки.
Вафля - на ступенях с насосной подачей.
Ну, это Вы написали про толщину полотна в вафле 10 мм. :wink:
ЦитироватьЦитироватьНу прям фантастика!!!
Стенка бака 10 мм.... да ещё и у вафли - это сильно круто...
10 мм стали в баках выдержит более 100 атмосфер...
Вы с прочностью хоть немного дружите?
Ничего не понял. Где 100 атмосфер? В вытеснительных баках? Да там больше 30 атмосфер никогда не будет.
И там гладкая стенка, потому что внутренее давление обеспечивает устойчивость стенки.
Вафля - на ступенях с насосной подачей.
Это Вы сказали что толщина стенки бака будет 10 мм.!!!
И давление в баках не всегда есть :wink:
ЦитироватьДа, а систему наддува Вы какую планируете?
Компонентами топлива. Есть два маленьких отдельных бачка с горючим и окислителем, откуда вытеснение сжатым газом из баллонов высокого давления. Вытесненные компоненты идут в два махоньких газогенератора. В одном получается сладкий газ, в другом кислый.
Первый идет для наддува в бак горючего, второй - окислителя.
Плюс этой системы в том, что не нужно много дорого гелия и больших тяжелых баллонов высокого давления. Собственно газ для вытеснения компонент из маленьких бачков может быть и азотом - его мало нужно, его плотность заметно не повлияет на массовое совершенство.
ЦитироватьЭто Вы сказали что толщина стенки бака будет 10 мм.!!!
И давление в баках не всегда есть :wink:
Сказал. 10 мм высокопрочной стали - это очень немало. Баки Атласа имели толщину не более 1,25 мм.
А во время транспортировки баки можно наддувать, если их прочности будет не хватать, и они могут сложиться под собственным весом. Впрочем для таких баков это маловероятно - всё-таки не фольга, как у Атласа.
ЦитироватьЦитироватьДа, а систему наддува Вы какую планируете?
Компонентами топлива. Есть два маленьких отдельных бачка с горючим и окислителем, откуда вытеснение сжатым газом из баллонов высокого давления. Вытесненные компоненты идут в два махоньких газогенератора. В одном получается сладкий газ, в другом кислый.
Первый идет для наддува в бак горючего, второй - окислителя.
Плюс этой системы в том, что не нужно много дорого гелия и больших тяжелых баллонов высокого давления. Собственно газ для вытеснения компонент из маленьких бачков может быть и азотом - его мало нужно, его плотность заметно не повлияет на массовое совершенство.
Немного не так. Вспоминаем уравнение Менделеева-Клапейрона, и видим, что масса газа наддува зависит, кроме прочего, от газовой постоянной R, которая в свою очередь зависит от молярной массы. Например, для того, чтобы наддуть некий объем заданным давлением при заданной температуре, гелия надо всемеро меньше, чем азота.
ЦитироватьЦитироватьЭто Вы сказали что толщина стенки бака будет 10 мм.!!!
И давление в баках не всегда есть :wink:
Сказал. 10 мм высокопрочной стали - это очень немало. Баки Атласа имели толщину не более 1,25 мм.
А во время транспортировки баки можно наддувать, если их прочности будет не хватать, и они могут сложиться под собственным весом. Впрочем для таких баков это маловероятно - всё-таки не фольга, как у Атласа.
ну я же говорю, 10 мм. стали выдержит более 100 атмосфер!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто Вы сказали что толщина стенки бака будет 10 мм.!!!
И давление в баках не всегда есть :wink:
Сказал. 10 мм высокопрочной стали - это очень немало. Баки Атласа имели толщину не более 1,25 мм.
А во время транспортировки баки можно наддувать, если их прочности будет не хватать, и они могут сложиться под собственным весом. Впрочем для таких баков это маловероятно - всё-таки не фольга, как у Атласа.
ну я же говорю, 10 мм. стали выдержит более 100 атмосфер!
Смотря, при каком диаметре бака! :wink:
ЦитироватьНемного не так. Вспоминаем уравнение Менделеева-Клапейрона, и видим, что масса газа наддува зависит, кроме прочего, от газовой постоянной R, которая в свою очередь зависит от молярной массы. Например, для того, чтобы наддуть некий объем заданным давлением при заданной температуре, гелия надо всемеро меньше, чем азота.
Я в курсе. Но если наддувать баки гелием - во-первых он дорогой, зараза. Во-вторых весь запас гелия нужно держать в баллонах высокого давления (порядка 500 атмосфер), эти балллоны будут немало весить.
Лучше надувать компонентами топлива, которые перед этим хранились в бачках под давлением 30-40 атмосфер (оттуда их вытесняют газом из ма-а-аленьких баллонов высокго давления), и были пропущены через газогенераторы для получения горячего газа.
При росте температуры масса газа, потребная для наддува, по тому же уравнению уменьшается.
Может весовое совершенство этой системы будет и ниже в результате, чем у наддува гелием - зато не надо тратить дефицитный газ.
ЦитироватьЦитироватьНемного не так. Вспоминаем уравнение Менделеева-Клапейрона, и видим, что масса газа наддува зависит, кроме прочего, от газовой постоянной R, которая в свою очередь зависит от молярной массы. Например, для того, чтобы наддуть некий объем заданным давлением при заданной температуре, гелия надо всемеро меньше, чем азота.
Я в курсе. Но если наддувать баки гелием - во-первых он дорогой, зараза. Во-вторых весь запас гелия нужно держать в баллонах высокого давления (порядка 500 атмосфер), эти балллоны будут немало весить.
Лучше надувать компонентами топлива, которые перед этим хранились в баллонах низкого давления (30-40 атмосфер), и были пропущены через газогенераторы для получения горячего газа.
При росте температуры масса газа, потребная для наддува, по тому же уравнению уменьшается.
Может весовое совершенство этой системы будет и чуть ниже в результате, чем у наддува гелием - зато не надо тратить дефицитный газ.
Тем не менее. Расчеты показывают, что газобаллонная система наддува на основе гелия легче, чем, к примеру, система на основе испарения жидкого азота. И уж куда легче, чем система на основных компонентах типа ЖК - керосин.
Короче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
А какой порядок величин можно выиграть, применяя гелий?
Если массовое совершенство улучшится например с 0,13 до 0,12 - то может и Аллах с ним, с гелием?
На Диаманде наддували компонентами топлива, и ничего, летал.
ЦитироватьКороче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
Ладно, значит 10 мм - это уже будет для супертяжей. :)
ЦитироватьКороче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
Для стали?
ЦитироватьЦитироватьКороче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
Для стали?
для 80-ти кг/мм^2 примерно
Кстати, лучше при этом использовать алюминиево-литиевые сплавы :wink:
выигрыш будет на 30...45%
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКороче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
Для стали?
для 80-ти кг/мм^2 примерно
Похоже, у Вас ошибка. Для этих исходных данных толщина д.б. раза в 2 больше. Напомню формулу: толщина оболочки d = f*P*R/Sв - для цилиндрических обечаек, где f - коэф-т безопасности, P-максимальное эксплуатационное давление, R-радиус обечайки, Sв - предел временной прочности.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКороче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
Для стали?
для 80-ти кг/мм^2 примерно
Похоже, у Вас ошибка. Для этих исходных данных толщина д.б. раза в 2 больше. Напомню формулу: толщина оболочки d = f*P*R/Sв - для цилиндрических обечаек, где f - коэф-т безопасности, P-максимальное эксплуатационное давление, R-радиус обечайки, Sв - предел временной прочности.
Ваша правда, в 2 раза разница....
я уже сам понял что ошибка.... в экселе нечаянно на 2 поделил, получились продольные напряжения :oops:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКороче 3 мм. при диаметре 2900 и 6,5 мм. при диаметре 7000 достаточно для 30 атмосфер.
Для стали?
для 80-ти кг/мм^2 примерно
Похоже, у Вас ошибка. Для этих исходных данных толщина д.б. раза в 2 больше. Напомню формулу: толщина оболочки d = f*P*R/Sв - для цилиндрических обечаек, где f - коэф-т безопасности, P-максимальное эксплуатационное давление, R-радиус обечайки, Sв - предел временной прочности.
Ваша правда, в 2 раза разница....
я уже сам понял что ошибка
Бывает :wink:
Правда при этом сталь может иметь сигму временную около 140 кг/мм^2
ЦитироватьПравда при этом сталь может иметь сигму временную около 140 кг/мм^2
Кстати, а у AISI-301 (из которой баки Атласа) не помните сколько "сигма вэ" была?
ЦитироватьЦитироватьПравда при этом сталь может иметь сигму временную около 140 кг/мм^2
Кстати, а у AISI-301 (из которой баки Атласа) не помните сколько "сигма вэ" была?
в упор не помню....
но прикол в другом, баки с такой толщиной стенки из стали походу и без растяжения держат осевое сжатие :wink:
и ещё, при такой толщине ускоритель будет весить в 4...5 раз больше.... например УРМ вместо 10 т. будет весить 50 т..... круто блин.
Резервуар из стали диаметром 7 метров, длиной 30 метров, с двумя полусферическими днищами и одним внутри (разделяющим компоненты) при толщине стенок 13 мм будет весить 92,6 тонн.
Его внутренний объем будет составлять 1334 кубометра.
При его заправке переохлажденным кислородом и керосином в него влезут около 1360 тонн топлива.
Массовое соврешенство бака - 0,064.
Так что в 5 раз больше будут весить только баки, но не двигатели.
ЦитироватьРезервуар из стали диаметром 7 метров, длиной 30 метров, с двумя полусферическими днищами и одним внутри (разделяющим компоненты) при толщине стенок 13 мм будет весить 92,6 тонн.
Его внутренний объем будет составлять 1334 кубометра.
При его заправке переохлажденным кислородом и керосином в него влезут около 1360 тонн топлива.
Массовое соврешенство бака - 0,064.
Так что в 5 раз больше будут весить только баки, но не двигатели.
но это уже не мало....
ЦитироватьРезервуар из стали диаметром 7 метров, длиной 30 метров, с двумя полусферическими днищами и одним внутри (разделяющим компоненты) при толщине стенок 13 мм будет весить 92,6 тонн.
Его внутренний объем будет составлять 1334 кубометра.
При его заправке переохлажденным кислородом и керосином в него влезут около 1360 тонн топлива.
Массовое соврешенство бака - 0,064.
Так что в 5 раз больше будут весить только баки, но не двигатели.
1)Вы совмещенное днище собираетесь делать однослойным или трехслойным с заполнителем?
2)Остатки незабора и массу газов наддува не забудьте приплюсовать.
3)Ну, и двигатели с вытеснительной системой подачи, обычно имеют существенно большую удельную массу, чем ЖРД с насосной подачей.
Цитировать1)Вы совмещенное днище собираетесь делать однослойным или трехслойным с заполнителем?
Трехслойным. Но не надо забывать, что у совмещенного днища - с каждой стороны давление 20 атмосфер. Ему нужно выдерживать только давление налитого сверху кислорода. Так что совмещенное днище будет не тяжелее, чем в ракетах с насосными ЖРД.
Цитировать2)Остатки незабора и массу газов наддува не забудьте приплюсовать.
3)Ну, и двигатели с вытеснительной системой подачи, обычно имеют существенно большую удельную массу, чем ЖРД с насосной подачей.
Поэтому я на массовое совершенство выше 0,12 и не расчитываю.
Цитировать3)Ну, и двигатели с вытеснительной системой подачи, обычно имеют существенно большую удельную массу, чем ЖРД с насосной подачей.
Пардон? А это, если не секрет, почему?
Кстати да.
Может это справедливо только для двигателей верхних ступеней? Там применяются вытеснительные ЖРД, и чтобы получить высокий УИ при низком давлении, имеют огромные сопла с очень большим расширением.
Думаю для ЖРД, предназначеных работать у земли, разница в удельной массе будет не так велика.
Если у вытеснительного ЖРД более крупная и тяжелая камера - зато нет ТНА и газогенератора.
ЦитироватьЦитировать3)Ну, и двигатели с вытеснительной системой подачи, обычно имеют существенно большую удельную массу, чем ЖРД с насосной подачей.
Пардон? А это, если не секрет, почему?
Для создания равной тяги их приходится делать больших размеров
Ну, днище же не сделаешь нулевой толщиной, потом учтите, что один металлический слой днища соприкасается с ЖК, а второй - с "горячей" подушкой наддува. Скорее всего, совмещенное днище будет тяжелее, чем два раздельных. Правда, выигрыш все равно будет за счет отказа от МБО. Что касается массового совершенства, можно посмотреть на Р-11 и Диамант.
А вот это, между прочим, очень даже вопрос - будет ли двигатель низкого давления тяжелее нормального. ТНА-то совсем не легкий )))
ЦитироватьДля создания равной тяги их приходится делать больших размеров
Камеру сгорания больших размеров, но зато расширение сопла меньше, так что максимальный диаметр сопла примерно такой же (у всех двигателей, работающих у земли, давление на среде сопла одного порядка, не то что у пустотников). И давление в камере сгорания тоже меньше.
Плюс отсутствие ТНА.
Думаю что если разница в массе и будет, то порядка 10-20%, не больше.
ЦитироватьЦитироватьДля создания равной тяги их приходится делать больших размеров
Камеру сгорания больших размеров, но зато расширение сопла меньше, так что максимальный диаметр сопла примерно такой же (у всех двигателей, работающих у земли, давление на среде сопла одного порядка, не то что у пустотников). И давление в камере сгорания тоже меньше.
Плюс отсутствие ТНА.
Думаю что если разница в массе и будет, то порядка 10-20%, не больше.
Ну, да ... +10-20% там, +10-20% сям... Вы, кстати, посчитали сколько тонн газа наддува потребуется для ступени с вытеснительной подачей?
Да ладно блин..... баки такие особо дешевле не будут, а двигла будет больше, старт мощнее и т.д.
ЦитироватьНу, да ... +10-20% там, +10-20% сям... Вы, кстати, посчитали сколько тонн газа наддува потребуется для ступени с вытеснительной подачей?
Если наддувать бак окислителя азотом с температурой 500 К - 22,5 кг газа на кубометр бака.
Бак горючего можно наддувать метаном - 13 кг на кубометр при той же температуре.
Масса газов наддува примерно 1,9% от массы топлива.
Нужен будет бачок для жидкого метана, азота, и совсем маленький - для кислорода. Оттуда компоненты будут вытесняться сжатым газом в два газогенератора, и формировать там подогретый метановый и кислородный газ. Впрочем для упрощения системы наддува можно кислородный бак надувать и горячим кислородом, тогда не нужен отдельный бачок с жидким азотом. Азот останется только в баллонах высокого давления для вытеснения кислорода и метана в газогенераторы.
ЦитироватьДа ладно блин..... баки такие особо дешевле не будут, а двигла будет больше, старт мощнее и т.д.
Думаю что проще всё-таки сварить 13-мм стальной лист, чем 40-мм алюминиевый, и потом фрезеровать из него вафлю. К тому же вытеснительный двигатель малочувствителен к посторонним частицам. Так что требования к обработке внутренней поверхности бака снижаются. Трудоемкость изготовления баков снижается значительно, на десятки процентов.
Но главная экономия - не на баках, а на отсутствии ТНА. В двигателе нигде давление не превысит 30 атмосфер - сравните с 500 атмосфер в ТНА. Число деталей в дигателе тоже резко уменьшится, движущися деталей, кроме клапанов, не останется.
При равной тяге двигатель будет дешевле раза в три.
А рост тяги двигателей будет на несколько десятков процентов, не в разы.
Стартовая масса ракеты будет больше в 1,3 раза по сравнению с двигателями с характеристиками F-1 на первой ступени, и в 1,6 раза больше по сравнению с ракетой с РД-170.
ЦитироватьЧто касается массового совершенства, можно посмотреть на Р-11 и Диамант.
У первой ступени Диамата - 0,133.
У Р-11 - 0,2, но это очень древняя ракета.
Думаю для тяжелых носителей массовое совершенство 0,12-0,13 вполне достижимо.
Ещё одно преимущество такой ракеты - очень низкая чувствительность к акустическим нагрузкам.
Корпус прочный, как у ТТУ, а число Маха в выхлопе меньше (из-за меньшей молекулярной массы выхлопа, у РДТТ в выхлопе присутствует оксид алюминия).
Поскольку акустические нагрузки зависят от числа Маха в 4 степени, то по сравнению например с РД-170 при равной тяге уровень акустических нагрузок будет меньше в 3 раза.
Даже с учетом роста стартовой массы такой ракеты при равной ПН - уровень аккустических нагрузок остается вдвое меньше. C учетом большой прочности корпуса их выдержать легко.
Так, и все-таки, давайте-ка подведем некоторые итоги и окончательно определимся с Вашим вариантом:
1)Какие компоненты топлива используются на 1-й ступени?
2)Давление в КС и в топливном отсеке?
3)Система наддува (какой газ, способ нагрева газа, температура газа наддува)?
3)Тяга ЖРД 1-й ступени? Количество ЖРД (при выиеснительной подаче разницы между камерой и ЖРД , практически, нет).
4)Тяга ЖРД 2-й ступени?
Э-э-э... Я не туплю, просто в течение обсуждения рассматривались разные подварианты. Захотелось определенности. Попробую посчитать поточнее Ваш вариант.
1) Компоненты топлива - керосин и кислород.
Плотные, дешевые, с высоким УИ, экологичные. Метан увы не пойдет - мала плотность, чтобы хранить в тяжелых баках.
2) Давление в КС - 20 атмосфер, в баках - ну пускай 30, думаю достаточный перепад. УИ будет примерно 230-235 с у земли, в пустоте - 250.
3) Наддув бака горючего - водородом. Бака окислителя - кислородом.
Температура бака газа наддува - максимально приемлимая. Думаю в районе 500 К.
Газ вырабатывется в газогенераторах (сладком и кислом), куда жидкий водород и кислород поступают из маленьких бачков, вытесненные газом высокого давления - азотом (для бачков газа надо мало, его плотность не особо важна).
4) Тяга ЖРД первой ступени - зависит от массы носителя. Тяговооруженность первой ступени - в районе 1,3-1,5.
Количество камер - минимально возможное. Камеры большие, тонн на 600-700. Для средних носителей - одна камера. Для тяжелых и сверхтяжелых - две или несколько (до 18 ).
5) Тяга ЖРД второй ступени - такая, чтобы обеспечивать тяговооруженность в районе 1-1,2.
На второй ступени применяются водородники умеренной напряженности, открытой схемы, давление в КС в районе 100 атм.
УИ за счет большого расширения - около 450 с.
Что касается тяги - думаю нужно два водородника: для средних носителей тягой тонн 120-150. Для тяжелых и сверхтяжелых - тонн 300-400. На средних и тяжелых носителях на второй ступени по одному двигателю, на сверхтяжелых - несколько.
Компоновка - тандем.
Масса первой ступени - 75% от стартовой массы. Тогда можно получить мю ПН в районе 3%.
В общем по концепции носители очень похожие на Арес-1 и Арес-5 - минимальное количество простых ненапряженных двигателей для снижения стоимости и роста надежности.
Только вместо ТТУ - ЖРД с ВСП, не требующие специального завода для отливки зарядов, перевозки по сегментам, с более дешевым топливом и с экологичным выхлопом.
Цитировать3) Наддув бака горючего - водородом. Бака окислителя - кислородом.
Температура бака газа наддува - максимально приемлимая. Думаю в районе 500 К.
Газ вырабатывется в газогенераторах (сладком и кислом), куда жидкий водород и кислород поступают из маленьких бачков, вытесненные газом высокого давления - азотом (для бачков газа надо мало, его плотность не особо важна).
Спасибо, теперь все данные есть.
Одно замечание - предложение. Не стоит заморачиваться с газогенераторами для выработки газа наддува: ЖК и ЖВ можно испарять в рубашке ЖРД, заодно и двигатель охлаждать будут.
Согласен, предложение хорошее.
ЦитироватьЦитироватьДа ладно блин..... баки такие особо дешевле не будут, а двигла будет больше, старт мощнее и т.д.
Думаю что проще всё-таки сварить 13-мм стальной лист, чем 40-мм алюминиевый, и потом фрезеровать из него вафлю. К тому же вытеснительный двигатель малочувствителен к посторонним частицам. Так что требования к обработке внутренней поверхности бака снижаются. Трудоемкость изготовления баков снижается значительно, на десятки процентов.
Но главная экономия - не на баках, а на отсутствии ТНА. В двигателе нигде давление не превысит 30 атмосфер - сравните с 500 атмосфер в ТНА. Число деталей в дигателе тоже резко уменьшится, движущися деталей, кроме клапанов, не останется.
При равной тяге двигатель будет дешевле раза в три.
А рост тяги двигателей будет на несколько десятков процентов, не в разы.
Стартовая масса ракеты будет больше в 1,3 раза по сравнению с двигателями с характеристиками F-1 на первой ступени, и в 1,6 раза больше по сравнению с ракетой с РД-170.
а кто сказал что 40-мм варят? это совсем не обязательно!!!
и Вы сильно уверены что трудоёмкость снижается? :wink:
Ну, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.
ЦитироватьЦитировать3) Наддув бака горючего - водородом. Бака окислителя - кислородом.
Температура бака газа наддува - максимально приемлимая. Думаю в районе 500 К.
Газ вырабатывется в газогенераторах (сладком и кислом), куда жидкий водород и кислород поступают из маленьких бачков, вытесненные газом высокого давления - азотом (для бачков газа надо мало, его плотность не особо важна).
Спасибо, теперь все данные есть.
Одно замечание - предложение. Не стоит заморачиваться с газогенераторами для выработки газа наддува: ЖК и ЖВ можно испарять в рубашке ЖРД, заодно и двигатель охлаждать будут.
Одно замечание: азот для вытеснения ЖВ не годится по определению (замёрзнет). Только гелий. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитировать3) Наддув бака горючего - водородом. Бака окислителя - кислородом.
Температура бака газа наддува - максимально приемлимая. Думаю в районе 500 К.
Газ вырабатывется в газогенераторах (сладком и кислом), куда жидкий водород и кислород поступают из маленьких бачков, вытесненные газом высокого давления - азотом (для бачков газа надо мало, его плотность не особо важна).
Спасибо, теперь все данные есть.
Одно замечание - предложение. Не стоит заморачиваться с газогенераторами для выработки газа наддува: ЖК и ЖВ можно испарять в рубашке ЖРД, заодно и двигатель охлаждать будут.
Одно замечание: азот для вытеснения ЖК и ЖВ не годится по определению (замёрзнет). Только гелий. :wink:
Ну, это да, конечно, и к тому же для ЖК маленький бачок уже не нужен. Для водорода можно использовать самовытеснение - пусть себе выкипает потихоньку в своем бачке - его ведь все равно испарять надо. А то ведь нехорошо получится на дешевой ракете: ЖК + ЖВ + керосин + гелий (для вытеснения).
ЦитироватьНу, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.
Что сказал бы по этому поводу Старый? Его трёхзенит с РД-170 (ненапряжёнными ) на первой ступени имеет стартовую массу 1400 т при сравнимой ПН! :wink:
Спасибо.
У меня получились похожие цифры - ПН 40 тонн при стартовой массе 1300 тонн. Мю ПН чуть меньше (3% против 3,2%), поскольку у меня ХС первой ступени чуть была выше (её масса 1000 тонн).
В общем неплохая ракета получилась. Простая, как полено. Подходит для конвейерного производства, как Форд-Т :)
Если запустить её в серию, стоимость вывода килограмма ПН может заметно снизиться.
Двигатель первой ступени должен иметь большой ресурс. Так что при необходимости можно было бы разработать средства спасения и сделать первую ступень многоразовой.
Но если посмотреть на использование ТТУ Шаттла - стоимость спасения составляет 40% стоимости новой ступени. Такие простые ступени имеет смысл спасать, только если система спасения достаточно простая - как падение ТТУ Шаттла в океан. Думаю что разрабатывать сложную систему спасения по типу Байкала - со складным крылом, турбореактивными двигателями - нецелесообразно, слишком сильно возрастет сложность изначально простой ступени.
Дешевле будет просто сделать новую.
Нда, очень симпатично получилось...
А кто тут местный ракетный художник - может найдете время изобразить, а? С однокамерными движками на обеих ступенях? :)
Имхо, спасать такую тяжелую ступень - гемор тот еще. В океан еще можно, но на землю...
Но! Материала кидается много. Хорошего материала. Надо будет, имхо, остатки резать и вывозить на переработку.
ЦитироватьНу, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.
Если можно ХС и УИ по ступеням? Плизззззз!
ЦитироватьЦитироватьНу, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.
Если можно ХС и УИ по ступеням? Плизззззз!
УИ: 1 ст 230/250 с, 2 ст. 450 с
ХС: 1 ст. 2341,7 м/с, 2 ст. 7034,5 м/с
ЦитироватьНда, очень симпатично получилось...
А кто тут местный ракетный художник - может найдете время изобразить, а? С однокамерными движками на обеих ступенях? :)
С однокамерным на первой ступени - не получится. 1600 тонн на камеру - это уже какой-то Морской дракон получается :)
На первой ступени будет минимум две камеры.
Цитировать...
УИ: 1 ст 230/250 с, 2 ст. 450 с
ХС: 1 ст. 2341,7 м/с, 2 ст. 7034,5 м/с
Спасибо!
Чет есть у меня легкие сомнения в таком УИ...
Какое, говорите, давление в КС?
При диаметре 7,5 метров длина баков первой ступени (с совмещенными днищами) всего 19 метров.
Второй - 21 метр.
Вместе с двигателями и без отсека ПН длина ракеты получается около 52-55 метров.
ЦитироватьЧет есть у меня легкие сомнения в таком УИ...
Какое, говорите, давление в КС?
Первая ступень - 20 атмосфер. УИ взят на 10 с больше, чем УИ ракеты Диамант с таким же давлением. Но там использовался гептил и азотный тетраоксид. Лишние 10 с на керосин-кислороде вполне реально получить.
На второй ступени давление в КС - 100 атм. Высокий УИ получается за счет высокой степени расширения (сопло складное, чтобы не удлинять переходник между ступенями, диаметр насадка 6-7 метров).
У РД-57М при давлении 120 атм УИ 460 с. http://www.astronautix.com/engines/rd57m.htm
Так что получить 450 с вполне реально.
беру свои сомнения назад. Посмотрел астру - очень похоже на приведенные значения, даже если теоретические данные домножить на коэфф 0,87.
Э-э-э... в аот вторая ступень тоже ВСПшная?
Цитироватьберу свои сомнения назад. Посмотрел астру - очень похоже на приведенные значения, даже если теоретические данные домножить на коэфф 0,87.
Э-э-э... в аот вторая ступень тоже ВСПшная?
Можно чуть подробнее или ссылку на то что такое Астра?
Сие есть величайший дар любителям посчитать двигатели :)
Програма для термодинамического расчета (при высоких температурах и давлениях). Позволяет, в частности, считать химические (да и не только химические, наверное) ракетные двигатели.
для кислорода и керосина при альфа=0,9, Рк=2МПа и Рф=0,07МПа:
УИ (атмосферный) - 2665 м/с
УИ (пустотный) - 2990 м/с
Бета - 1765 (для тех кто захочет пропорции камеры прикинуть )))
Естественно, эти циферки надо домножать на коэффициент <1.
Думаю, 0,87-0,90 для двигателей такой размерности - вполне достижимо без особых сложностей.
ЦитироватьСие есть величайший дар любителям посчитать двигатели :)
Понял, спасибо. Мне сначало пришло в голову что это какой-то проект РН.
ЦитироватьЭ-э-э... в аот вторая ступень тоже ВСПшная?
Нет, она насосная. Массовое совершенство 0,1.
Для ВСПшной ступени на водороде слишком низким будет массовое совершенство из-за огромных баков.
Хотя для пустотных движков можно понизить давление в КС до 10 атм, тогда и баки станут легче раза в два.
Думаю что при давлении в баках 15 атм можно довести массовое совершенство водородной ступени до 0,2.
Если сделать двигатель с очень высокой степенью расширеня, может и удасться достичь УИ 380-400 с.
Такая вторая ступень вытащит на орбиту только саму себя, да и то с вряд ли.
Чтобы сделать ракету целиком ВСПшной, нужно не меньше 3 ступеней. Причем если две верхние будут водородными, удасться достичь мю ПН 1,5-2%.
В общем на верхних ступенях ВСП себя не оправдывает - слишком сильно возрастате стартовая масса ракеты.
Ну тогда все в порядке :)
Вы меня успокоили. А то я уже за голову хвататься хотел... ))
ЦитироватьСие есть величайший дар любителям посчитать двигатели :)
Програма для термодинамического расчета (при высоких температурах и давлениях). Позволяет, в частности, считать химические (да и не только химические, наверное) ракетные двигатели.
для кислорода и керосина при альфа=0,9, Рк=2МПа и Рф=0,07МПа:
УИ (атмосферный) - 2665 м/с
УИ (пустотный) - 2990 м/с
Бета - 1765 (для тех кто захочет пропорции камеры прикинуть )))
Естественно, эти циферки надо домножать на коэффициент <1.
Думаю, 0,87-0,90 для двигателей такой размерности - вполне достижимо без особых сложностей.
Кстати если домножать на 0,9 - получается УИ у Земли 240 с, пустотный - 270 с :!:
Так что характеристики ракеты нужно пересчитывать, мю ПН увеличится. :)
При прежних условиях (стартовая масса 1200 тонн, масса заправки первой ступени - 738 тонн) ХС первой ступени увеличится до 2,48 км/c.
ХС второй ступени тогда составит 6,896 км/c.
ПН увеличится до 43 тонн :!: Мю ПН - 3,57%!
А можно вашей замечательной программой рассчитать пустотный УИ водородного двигателя? Давление в КС - 100 атм. На срезе сопла - пусть 0,005-0,01 МПа. Можно рассчитать два этих (0,005 и 0,01) варианта? Чтобы посмотреть, насколько сильно расширение влияет на УИ.
ЦитироватьКстати если домножать на 0,9 - получается УИ у Земли 240 с, пустотный - 270 с
Так что характеристики ракеты нужно пересчитывать, мю ПН увеличится.
"Я не сторонник завышения удельных параметров на ранних этапах проектирования" (с) Кто-то из местных.
ЦитироватьА можно вашей замечательной программой рассчитать пустотный УИ водородного двигателя? Давление в КС - 100 атм. На срезе сопла - пусть 0,005-0,01 МПа. Можно рассчитать два этих (0,005 и 0,01) варианта? Чтобы посмотреть, насколько сильно расширение влияет на УИ.
Запросто.
Рк=10МПа, бета - 2423 м/с
Ра - УИп - Fa/Fкр
0,01 - 4365 - 56
0,005 - 4451 - 93
0,001 - 4597 - 296
0,0005 - 4642 - 487
Это я взял альфа=0,5. По хорошему, надо её оптимизировать по максимуму ХС ступени.
Я бы в оценке водородного двигателя отталкивался бы от существующих образцов. Надежнее... имхо.
Спасибо.
Ага, значит насчет УИ водородника в 450 с я несколько погорячился - для этого понадобится очень уж здоровое сопло. 440-445 с реалистичнее.
Если УИ первой ступени на я 5-10 с недооценил, то второй - на столько же переоценил.
Что ж, получается что мю ПН останется в районе 3,3-3,4%, тоже очень неплохо для такой простой ракеты.
ПН для ракеты массой 1200 тонн будет примерно 40-41 тонна.
Товарищи, поздравляю вас!
Сегодня мы изобрели тот самый простой, надежный, дешевый 40-тонник - спаситель всея отечественной космонавтики! :)
ЦитироватьТоварищи, поздравляю вас!
Сегодня мы изобрели тот самый простой, надежный, дешевый 40-тонник - спаситель всея отечественной космонавтики! :)
Э-э-э... Я бы не высказал такого оптимизма. Есть ряд проблем, ставящих под вопрос "дешевизну" "простого носителя".
Если в краткосрочной перспективе - проблема в том, что нужно восстанавливать водородную инфраструктуру, делать мощный дешевый водородный двигатель. Можно конечно обойтись вместо него двумя РД-0120, но с точки зрения стоимости и надежности два напряженных движка вместо одного ненапряженного - безусловный минус.
Также вытеснительные двигатели такого размера - поле непаханное. Тем не менее из-за их коструктивной простоты отработать их на порядок проще и дешевле, чем например РД-170.
Нужно отрабатывать систему транспортировки крупногабаритных блоков до космодрома.
В общем определенные проблемы на начальном этапе есть. Если пускать ракету прямо завтра, дешевле вышел бы Тризенит.
Но такой носитель с ВСП не требует для создания каких-то заоблачных технологий, это не Венчур Стар.
Если развернуть серийное производство - такие простейшие носители можно печь как пирожки за смешную цену.
И деньги в стране есть, можно выделить для модернизации космической отрасли, чтобы на десятилетия закрепить за собой рынок пусковых услуг.
Но где там... Перминов и дальше будет рассказывать сказки про полеты на Солнце ночью, а летать будет старый Протон на гептиле, в лучшем случае Ангара... :(
Серьезным ударом по дешевизне будет оснастка и стоимость материала.
Оснастка, понятно - нужна будет весьма и весьма мощная. И массы свариваемых объектов огого, и толщина...
[мысль вслух]
Диаметр 7,5
давление 3 МПа
предел прочности... пусть будет 900/300МПа (сталь/ал.сплав).
Толщина стенки - всего 12.5/37,5мм?! Че так мало?
Я нигде не ошибся?
[/мысль вслух]
Хм. С учетом отсутствия необходимости развлекаться с изготовлением вафли резко подскакивает коэффициент использования материала (чуть ли не до 1), что очень и очень положительно сказывается на стоимости. Кроме того, сокращается перечень оснастки для обработки материала - надо всего-то изогнуть плиты (или при такой относительной толщине их еще листами можно называть?) и отторцевать поаккуратнее поверхности.
Что-то мне подсказывает, что такие баки будут все таки ощутимо дешевле традиционных....
ЦитироватьСерьезным ударом по дешевизне будет оснастка и стоимость материала.
Оснастка, понятно - нужна будет весьма и весьма мощная. И массы свариваемых объектов огого, и толщина...
[мысль вслух]
Диаметр 7,5
давление 3 МПа
предел прочности... пусть будет 900/300МПа (сталь/ал.сплав).
Толщина стенки - всего 12.5/37,5мм?! Че так мало?
Я нигде не ошибся?
[/мысль вслух]
Хм. С учетом отсутствия необходимости развлекаться с изготовлением вафли резко подскакивает коэффициент использования материала (чуть ли не до 1), что очень и очень положительно сказывается на стоимости. Кроме того, сокращается перечень оснастки для обработки материала - надо всего-то изогнуть плиты (или при такой относительной толщине их еще листами можно называть?) и отторцевать поаккуратнее поверхности.
Что-то мне подсказывает, что такие баки будут все таки ощутимо дешевле традиционных....
А не станет ли серьезныи ударом по простоте и дешевизне напряженности и технологичности 2-я ступень? Первое- двигатель. Мощность выще существующих, УИ лучше существующих(близких по мощности/RS-68), массовое соверщенство весьма высокое(лучше только у 2-й ступени Арианы 5), масса ступени больше Дельты-4 в полтора раза. Упрастив первую ступень Вы серьезно усложнили вторую, перевалив на нее все проблемы. Вопрос - будет ли все так же все легко и дешево с весьма крупной второй ступенью. К сожалению кроме как с Дельтой не с чем сравнивать, а она очень не дешевая РН, да еще с учетом значительно большей массы 2-й ступени и с учетом ее высокого совершенства не прийдется ли там использовать теже вафельные баки. Конечно все ИМХО. Хотелось бы услышать комментарии группы авторов.
Вот что, прежде всего, меня смущает.
Материал, принятый в расчетах, нержавеющая сталь с пределом прочности 1200МПа. Учитывая, что РН может быть использована для пилотируемых полетов, коэффициент безопасности принят равным 1,4. При диаметре 7 м, это дает толщину оболочки не менее 13,5 мм. С учетом ослабления материала при сварке, толщину можно смело принимать 15 мм. В результате, масса сухой (полностью собранной) ступени составит более 105 т. В моем варианте – порядка 40. Предложенный мной тандем (метан-водород) целиком «влазит» в грузоподъемность Ил-96Т (самолет-кандидат на звание «ракетного извозчика»). Как везти первую ступень «дешевой РН» на космодром. Вариант – несколько рейсов самолета (коммерческая стоимость летного часа порядка 15-25 тыс. долларов), а ступень делать разъемной. Как доставлять огромные ЖРД к месту сборки. Уважаемый Shestoper предлагает на Ми-26. Тоже недешево. Как манипулировать в цеху стальной ступенью массой более 100 т. Имеется ли на наших заводах такое грузоподъемное оборудование? Ну, и конечно, сама ступень будет многократно дороже, чем в варианте метаново-водородного тандема (нержавеющая сталь не дешевле алюминиевых сплавов, а по массе ее нужно гораздо больше). Что еще? В моем варианте пресловутая вафля не используется – баки гладкие. Так что и КИМ будет не хуже чем в стальной ступени дешевой РН. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьВот что, прежде всего, меня смущает....
Дмитрий!
Хотелось услышать Вашу точку зрения по поводу 2-й ступени.
ЦитироватьЦитироватьВот что, прежде всего, меня смущает....
Дмитрий!
Хотелось услышать Вашу точку зрения по поводу 2-й ступени.
Во 2-й ступени несколько сомнителен ЖРД 350-тонник, разработка которого может потребовать внушительных затрат (у нас не делали водородников открытой схемы, тем более такой тяги). Техническая достижимость параметров смнений не вызывает. По сути, будет что-то вроде высотной версии Vulcain2, увеличенного до масштабов RS-68.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот что, прежде всего, меня смущает....
Дмитрий!
Хотелось услышать Вашу точку зрения по поводу 2-й ступени.
Во 2-й ступени несколько сомнителен ЖРД 350-тонник, разработка которого может потребовать внушительных затрат (у нас не делали водородников открытой схемы, тем более такой тяги). Техническая достижимость параметров смнений не вызывает. По сути, будет что-то вроде высотной версии Vulcain2, увеличенного до масштабов RS-68.
А конструкция - "вафля" или гладкие?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот что, прежде всего, меня смущает....
Дмитрий!
Хотелось услышать Вашу точку зрения по поводу 2-й ступени.
Во 2-й ступени несколько сомнителен ЖРД 350-тонник, разработка которого может потребовать внушительных затрат (у нас не делали водородников открытой схемы, тем более такой тяги). Техническая достижимость параметров смнений не вызывает. По сути, будет что-то вроде высотной версии Vulcain2, увеличенного до масштабов RS-68.
А конструкция - "вафля" или гладкие?
Да там вафля не нужна. Для жесткости (при наземной, в основном, эксплуатации) можно поставить несколько шпангоутов, и все.
ЦитироватьДа там вафля не нужна. Для жесткости (при наземной, в основном, эксплуатации) можно поставить несколько шпангоутов, и все.
Спасибо!
И последний вопрос не совсем в тему. Ранее я упоминал Ариану-5 и ее рекордное массовое совершенство водородной ступени. Как по Вашему, за счет чего оно получено?
Stage Number: 1. 1 x Stage: Ariane 5 EPC. Gross Mass: 186,000 kg (410,000 lb). Empty Mass: 12,700 kg (27,900 lb).
Заранее признателен за ответ.
ЦитироватьЦитироватьДа там вафля не нужна. Для жесткости (при наземной, в основном, эксплуатации) можно поставить несколько шпангоутов, и все.
Спасибо!
И последний вопрос не совсем в тему. Ранее я упоминал Ариану-5 и ее рекордное массовое совершенство водородной ступени. Как по Вашему, за счет чего оно получено?
Stage Number: 1. 1 x Stage: Ariane 5 EPC. Gross Mass: 186,000 kg (410,000 lb). Empty Mass: 12,700 kg (27,900 lb).
Заранее признателен за ответ.
В первую очередь невысокой долей массы ДУ в массе сухой ступени. Что, вообще, говоря характерно для ЦБ РН пакетной схемы. Ну, и конечно, высокая весовая культура проектирования и, может быть, повышенное соотношение компонентов (больше 6, ЕМНИП).
Вопросы резонные, отвечаю по порядку.
ЦитироватьА не станет ли серьезныи ударом по простоте и дешевизне напряженности и технологичности 2-я ступень? Первое- двигатель. Мощность выще существующих, УИ лучше существующих(близких по мощности/RS-68), массовое соверщенство весьма высокое(лучше только у 2-й ступени Арианы 5), масса ступени больше Дельты-4 в полтора раза. Упрастив первую ступень Вы серьезно усложнили вторую, перевалив на нее все проблемы. Вопрос - будет ли все так же все легко и дешево с весьма крупной второй ступенью. К сожалению кроме как с Дельтой не с чем сравнивать, а она очень не дешевая РН, да еще с учетом значительно большей массы 2-й ступени и с учетом ее высокого совершенства не прийдется ли там использовать теже вафельные баки. Конечно все ИМХО. Хотелось бы услышать комментарии группы авторов.
Думаю, ударом не станет. По порядку:
1) Двигатель. Да, тяга большая, таких водородников у нас пока не делали. Но реализовать её при умеренной напряженности двигателя не так сложно, как кажется. Например мощность ТНА будет не выше, чем у РД-0120.
Почему УИ выше RS-68? Всё очень просто, у этого двигателя просто небольшая степень расширения, 21,5: http://www.astronautix.com/engines/rs68.htm
Он создан как двигатель
первой ступени.
Поставить сопло подлинее, и 440 с он легко выдаст.
2) Вторая ступень. Да, она тяжелее, чем первая ступень Дельты-4. Но двигатель примерно такой же по тяги. Для второй ступени оптимальная тяговооруженность нужна намного меньше. В силу этого уже массовое совершенство будет выше.
А на моей ступени применены ещё и совмещенные баки. Компоновка подобная второй ступени Сатурна-5 - кислородный бак внизу, водородный сверху. При чуть меньшей тяговооруженности вторая ступень Сатурна имела массовое совершенство вообще 0,08.
Что касается необходимости вафли. Не думаю, что она понадобится. Кислородный бак - чуть сплюснутый элипсоид. А водородный бак испытывает малые сжимающие нагрузки - на нем ведь сверху только ПН и ГО, это порядка 50 тонн. В статье про Дейтрон встретил фразу "при сжимающем усилии 1000-1100 тонн баки можно делать гладкими", а ведь у Дейтрона тот же диаметр. Так что водородный бак второй ступени думаю можно сделать гладким, подкрепив его наборным каркасом, как на Дейтроне.
В результате вторая ступень конечно сложнее и дороже первой. Но на фоне традиционных ракетных ступеней с насосными ЖРД она смотриться относительно простой и дешевой.
Так что вторая ступень если будет дороже первой ступени Дельты-4 Медиум, то ненамного.
При этом ПН в 5 раз больше, чем у Дельты-4 Медиум, и в 1.6 раза больше, чем у Дельты-4 Хэви.
http://www.astronautix.com/lvs/deledium.htm
http://www.astronautix.com/lvs/delheavy.htm
Продолжим ответы на вопросы.
ЦитироватьВот что, прежде всего, меня смущает.
Материал, принятый в расчетах, нержавеющая сталь с пределом прочности 1200МПа. Учитывая, что РН может быть использована для пилотируемых полетов, коэффициент безопасности принят равным 1,4. При диаметре 7 м, это дает толщину оболочки не менее 13,5 мм. С учетом ослабления материала при сварке, толщину можно смело принимать 15 мм. В результате, масса сухой (полностью собранной) ступени составит более 105 т. В моем варианте – порядка 40. Предложенный мной тандем (метан-водород) целиком «влазит» в грузоподъемность Ил-96Т (самолет-кандидат на звание «ракетного извозчика»). Как везти первую ступень «дешевой РН» на космодром. Вариант – несколько рейсов самолета (коммерческая стоимость летного часа порядка 15-25 тыс. долларов), а ступень делать разъемной. Как доставлять огромные ЖРД к месту сборки. Уважаемый Shestoper предлагает на Ми-26. Тоже недешево. Как манипулировать в цеху стальной ступенью массой более 100 т. Имеется ли на наших заводах такое грузоподъемное оборудование? Ну, и конечно, сама ступень будет многократно дороже, чем в варианте метаново-водородного тандема (нержавеющая сталь не дешевле алюминиевых сплавов, а по массе ее нужно гораздо больше). Что еще? В моем варианте пресловутая вафля не используется – баки гладкие. Так что и КИМ будет не хуже чем в стальной ступени дешевой РН. С уважением, Дмитрий В.
Вначале отвечу относительно стоимости ступени.
Думаю она (вместе с двигателями) будет существенно дешевле, чем первая ступень метаново-водородного тандема.
Материалоемкость будет конечно выше в несколько раз.
Зато трудоемкость изготовления гораздо ниже.
С двигателями всё понятно - несколько двигателей с ТНА будут намного дороже нескольких КС с вытеснительной подачей.
А у баков - трудоемкость будет примерно равная. Например длина сварных швов примерно одинаковая. Велика ли разница с точки зрения объема работ - сварить бак из 15-мм стали, или из 10-мм алюминия? Бак с вытеснительной подачей даже проще по конструкции, так как не требует наборного внутреннего каркаса (без чего на первой ступени при низком давлении наддува никак необойтись). А толстые стальные стенки, подпертые 30 атмосферами, будут устойчивы сами по себе.
Получается что трудоемкость изготовления баков при вытеснительной подаче примерно одинаковая, а трудоемкость изготовления двигателей - меньше в несколько раз.
С другой стороны, материалоемкость выше - нужны дополнительно примерно 60 тонн стали.
Легированные стали сейчас стоят порядка 1500 долларов за тонну. Ну пускай высокопрочная сталь - 3 тысячи. 60 лишних тонн - это 200 тысяч долларов. К цене ракеты - очень небольшая прибавка.
А вот снижение трудоемкости производства двигателей снизит цену ступени на десятки процентов.
Теперь по поводу транспортировки.
Что касается транспортировки двигателя второй ступени с диаметром сопла 6 метров. Сопловый насадок там простой, радиационнного охлаждения. Думаю его можно сваривать из сегментов прямо перед установкой двигателя на ракету.
А двигатели первой ступени не больше F-1, диаметром не более 4 метров - их перевозить не проблема.
Что касается заводского оборудования - собирались же как-то манипулировать блок Ц для Вулкана, он совсем ненамного легче.
Теперь про транспортировку ступени.
Вообще схема транспортировки зависит от того, куда возить.
Если построить старт в низовьях Волги, на российской территории - возить можно баржами из Самары.
Если на Байконур, тут могу предложить несколько альтернативных схем.
1) По воде по Волге и Каспию, а от восточного берега Каспия до Байка по степи на специальном транспортере, типа МАЗ-7904
http://denisovets.narod.ru/maz/mazpages/maz7904.html
2) Ил-76Т по частям.
3) Мощным транспортным самолетом типа Геракла (грузоподъемность 400 тонн). Создание такой машины специально для перевозки ступеней - чудовищное расточительство. Но если он будет создаваться перевозки сверхтяжелых грузов вообще, а ступени будут пособным заработком - вполне реальный вариант.
1)Смотрел цены на нержавейку (от 90 до 200 тыс. р/т с НДС в зависимости отизготовителя и сортамента) и на алюминиевые сплавы (от 45 до 180 тыс. р/т). Т.е. цены примерно одинаковы.
2)Вафля на 1-й ступени моего тандема не нужна (отсек разгружается от сжатия при давлении наддува порядка 3 атм. При этом толщина обечайки гладкого бака (из алюминий-литиевого сплава) не превышает 3-4 мм, а из АМГ-6БТН не более 5 мм.
3)Космодром на Юге России строить не будут :(
материалоемкость будет примерно той же, что для изготовления вафельных баков. Не забывайте - вафли выгрызаются из плиты. Причем отходы можно сделать возвратными в обоих случаях (для ВСПшной ракеты возврат будет, конечно, посложнее и подороже, зато можно вернуть почти 100% материала).
Итого, ВСПшная ракета выигрывает у вафельной в затратах на изготовление вафли и на существенно дешевых двигателях.
Перед ракетой с гладкими подкрепленными баками с ненапряженными насосными двигателями преимущества уже не так очевидны. Изготовление ступеней, имхо, соразмерно по стоимости. Экономия на двигателях - умеренная.
При этом, как уже было сказано, существенные проблемы ВСПшной ракеты - оснастка, расчитаная на работу с огромными массами.
Думаю, большего на пальцах мы не получим - это действительно надо серьезно считать.
Кстати, проблему транспортировки я лично решил бы, совершив ту же "ошибку", что и в случае с Н-1
:roll:
Цитировать1)Смотрел цены на нержавейку (от 90 до 200 тыс. р/т с НДС в зависимости отизготовителя и сортамента) и на алюминиевые сплавы (от 45 до 180 тыс. р/т). Т.е. цены примерно одинаковы.
Хорошо. 60 лишних тонн - 12 миллионов рублей, 500 тысяч долларов. Для 40-тонного носителя - копейки.
ЦитироватьЦитировать1)Смотрел цены на нержавейку (от 90 до 200 тыс. р/т с НДС в зависимости отизготовителя и сортамента) и на алюминиевые сплавы (от 45 до 180 тыс. р/т). Т.е. цены примерно одинаковы.
Хорошо. 60 лишних тонн - 12 миллионов рублей, 500 тысяч долларов. Для 40-тонного носителя - копейки.
То есть, мой вариант уже дешевле по материалам на 12 млн. рублей :D
ЦитироватьКстати, проблему транспортировки я лично решил бы, совершив ту же "ошибку", что и в случае с Н-1
:roll:
Вот если строить космодром на юге России - тогда эту "ошибку" стоит сделать :)
А строить завод у казахов не стоит.
Хм. А знаете что... неправильную мы траву курим :)
Недостаточно забористую.
Что если еще снизить Рк? 7 атмосфер в камере позволят получить УИ 2000 м/с. :)
УИ падает на 10%, а масса баков - почти вдвое :)
Конечно - это просто мысль вслух. Нужно зафиксировать массу ПН и провести оптимизацию первой ступени по массе (читай - стоимости) при заданных параметрах второй.
ЦитироватьТо есть, мой вариант уже дешевле по материалам на 12 млн. рублей :D
Сейчас до двигателей дойдем, вот тогда мы похохочем :D
Сколько на вашем метаннике на первой ступени двигателей, и с какими характеристиками?
ЦитироватьЦитироватьКстати, проблему транспортировки я лично решил бы, совершив ту же "ошибку", что и в случае с Н-1
:roll:
Вот если строить космодром на юге России - тогда эту "ошибку" стоит сделать :)
А строить завод у казахов не стоит.
Абсолютно согласен.
Только почему именно на Юге? Достаточно просто - на нашей территории :)
ЦитироватьХм. А знаете что... неправильную мы траву курим :)
Недостаточно забористую.
Что если еще снизить Рк? 7 атмосфер в камере позволят получить УИ 2000 м/с. :)
УИ падает на 10%, а масса баков - почти вдвое :)
Конечно - это просто мысль вслух. Нужно зафиксировать массу ПН и провести оптимизацию первой ступени по массе (читай - стоимости) при заданных параметрах второй.
Не годится. Массовое совершенство первой ступени мало влияет на мю ПН.
При массовом совершенстве первой ступени даже 0,07 (давление 10 атмосфер, композитный корпус) и УИ 200 с при прежней развесовке ступеней ХС ступени падает до 2200 м/c (против 2340 в предыдущем варианте).
ЦитироватьВот если строить космодром на юге России - тогда эту "ошибку" стоит сделать :)
А строить завод у казахов не стоит.
Абсолютно согласен.
Только почему именно на Юге? Достаточно просто - на нашей территории :)[/quote]
Чем ближе к экватору - тем удобнее вывод на стационар. Низовья Волги хорошо подходят - удобная траспортировка из Самары и одна из самых южных областей России.
ЦитироватьНе годится. Массовое совершенство первой ступени мало влияет на мю ПН.
При массовом совершенстве первой ступени даже 0,07 (давление 10 атмосфер, композитный корпус) и УИ 200 с при прежней развесовке ступеней ХС ступени падает до 2200 м/c (против 2340 в предыдущем варианте).
Да, придется увеличивать вторую ступень. Но как изменится стоимость носителя в целом? Масса сухой первой падает существенно - а вместе с тем и стоимость.
Моё имхо - делить ступени по стоимости нужно в соответствии с делением ХС между ними.
ЦитироватьДа, придется увеличивать вторую ступень. Но как изменится стоимость носителя в целом?
ИМХО возрастет. Килограмм второй ступени стоит намного дороже килограмма первой. Не дай бог ещё тягу двигателя второй ступени придется поднимать - он же насосный...
ЦитироватьЦитироватьТо есть, мой вариант уже дешевле по материалам на 12 млн. рублей :D
Сейчас до двигателей дойдем, вот тогда мы похохочем :D
Сколько на вашем метаннике на первой ступени двигателей, и с какими характеристиками?
5 шт., да, напряженных. Но можно заменить на ненапряженные РД-0161 (параметры РН немного снизятся). А можно, 6 шт. НК-33-1, они дешевле будут. Зато на 2-й ступени можно ставить давно разработанные 11Д57 и 11Д122 (правда, еще вопрос, во что выльется восстановление их производства). Зато точно известно, что их не придется возить на вертолетах (для НК-33 достаточно Газели :wink: ).
ЦитироватьХм. А знаете что... неправильную мы траву курим :)
Недостаточно забористую.
Что если еще снизить Рк? 7 атмосфер в камере позволят получить УИ 2000 м/с. :)
УИ падает на 10%, а масса баков - почти вдвое :)
Конечно - это просто мысль вслух. Нужно зафиксировать массу ПН и провести оптимизацию первой ступени по массе (читай - стоимости) при заданных параметрах второй.
Да уж, и при 20-то атмосферах КС получаются в 1,5-2 раза больше, чем у F-1, с отработкой могут быть проблемы. И установщик РН получается сравнимый с энергиевским.
ЦитироватьЦитироватьХм. А знаете что... неправильную мы траву курим :)
Недостаточно забористую.
Что если еще снизить Рк? 7 атмосфер в камере позволят получить УИ 2000 м/с. :)
УИ падает на 10%, а масса баков - почти вдвое :)
Конечно - это просто мысль вслух. Нужно зафиксировать массу ПН и провести оптимизацию первой ступени по массе (читай - стоимости) при заданных параметрах второй.
Да уж, и при 20-то атмосферах КС получаются в 1,5-2 раза больше, чем у F-1, с отработкой могут быть проблемы. И установщик РН получается сравнимый с энергиевским.
Кстати, да. Интересно, какого объема нужна КС и какой будет диаметр критического сечения у "простого" ЖРД с обсуждаемыми параметрами?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьХм. А знаете что... неправильную мы траву курим :)
Недостаточно забористую.
Что если еще снизить Рк? 7 атмосфер в камере позволят получить УИ 2000 м/с. :)
УИ падает на 10%, а масса баков - почти вдвое :)
Конечно - это просто мысль вслух. Нужно зафиксировать массу ПН и провести оптимизацию первой ступени по массе (читай - стоимости) при заданных параметрах второй.
Да уж, и при 20-то атмосферах КС получаются в 1,5-2 раза больше, чем у F-1, с отработкой могут быть проблемы. И установщик РН получается сравнимый с энергиевским.
Кстати, да. Интересно, какого объема нужна КС и какой будет диаметр критического сечения у "простого" ЖРД с обсуждаемыми параметрами?
Надо спросить у эксперта, а точнее наверное у Андрея Суворова.
Андрей ау! Помогите!
ЦитироватьКстати, да. Интересно, какого объема нужна КС и какой будет диаметр критического сечения у "простого" ЖРД с обсуждаемыми параметрами?
Ща прикину порядок. Я это люблю так развлекаться :)
Вы только дайте тягу и давление в кс и на срезе.
...
лень ждать. Стартовая масса 1200т. Тяговооруженность - 1,3.
Давление в КС - 20 атм. На срезе сопла - 0,7 атм.
Ушел считать :)
Так.
Диаметр критики - 2,73м. Диаметр среза сопла - 6,35м.
Длина с/з части сопла - 3м.
Длина КС - 1,3..1,5м.
Полная длина двигателя - порядка 5м. А скорее 6 или даже 7.
В целом двигатель получился по виду как у Морского Дракона.
Ну, это однокамерный. Сейчас еще 4хкамерный прикину...
4х-камерный.
Каждая камера:
Диаметр критики - 1,37м
Диаметр среза сопла - 3,17м
Полная длина - 2,7..4м.
Короче, диаметр ракеты лучше не уменьшать меньше 7 метров :)
А двухкамерный?
И еще вопрос будут качающиеся камеры или как? И хватит ли давления для качания?
ЦитироватьА двухкамерный?
И еще вопрос будут качающиеся камеры или как? И хватит ли давления для качания?
Да можно керосин прямо из бака (все же 30 атм) в закритичческую часть впрыскивать, и камеры сделать неподвижными, но 4 штуки.
ЦитироватьТак.
Диаметр критики - 2,73м. Диаметр среза сопла - 6,35м.
Длина с/з части сопла - 3м.
Длина КС - 1,3..1,5м.
Полная длина двигателя - порядка 5м. А скорее 6 или даже 7.
В целом двигатель получился по виду как у Морского Дракона.
Ну, это однокамерный. Сейчас еще 4хкамерный прикину...
4х-камерный.
Каждая камера:
Диаметр критики - 1,37м
Диаметр среза сопла - 3,17м
Полная длина - 2,7..4м.
Не понял, это что же, он "поперек себя шире"? :shock:
И последний вопрос в стиле Старого. Раз так все хорошо, надежно и дешево, то почему последние 30-40 лет так никто не делал и даже не пытался в проектах двигаться в этом направлении?
ЦитироватьИ последний вопрос в стиле Старого. Раз так все хорошо, надежно и дешево, то почему последние 30-40 лет так никто не делал и даже не пытался в проектах двигаться в этом направлении?
Потому что чрезмерная "простота" боком выходит, в т.ч. и по стоимости. Я думаю, это уже очевидно из обсуждения рассматриваемого проекта. Оптимум лежит, видимо, где-то выше по сложности. Системы с вытеснительной подачей для "больших" ракет наследуют все недостатки РДТТ, не приобретая их достоинств.
Да ! Истина всегда где-то рядом...
ЦитироватьНадо спросить у эксперта, а точнее наверное у Андрея Суворова.
Андрей ау! Помогите!
площадь критсечения пропорциональна с хорошей точностью тяге и обратно пропорциональна давлению в камере :) Уменьшив давление вчетверо, мы должны будем увеличить диаметр в два раза. Учёт сверхзвуковой части сопла не очень влияет на эту оценку.
а вот состав, точнее, адиабатическая постоянная - влияет...
ЦитироватьЦитироватьНадо спросить у эксперта, а точнее наверное у Андрея Суворова.
Андрей ау! Помогите!
площадь критсечения пропорциональна с хорошей точностью тяге и обратно пропорциональна давлению в камере :) Уменьшив давление вчетверо, мы должны будем увеличить диаметр в два раза. Учёт сверхзвуковой части сопла не очень влияет на эту оценку.
а вот состав, точнее, адиабатическая постоянная - влияет...
Спасибо! Но вопрос в более общей форме. Реалистичны ли двигатели предлагаемые в этой ветке?
ЦитироватьНе понял, это что же, он "поперек себя шире"?
Да, так получилось.
Я сам не в восторге от таких пропорций. думаю, если делать все по правилам и подробно - он несколько вытянется в длину. Но взгляните на ДУ Дракона - тоже почти в квадрат сбоку вписывается.
Это связано с камерой сгорания... для неё в принципе сверху ограничена длина. Ограничена временем преобразования компонентов топлива в ПС. Большую длину делать нет необходимости. Вот и получается, что с определенного момента длина камеры сгорания становится равной или даже (в теории) меньше длины д/з части сопла.
ЦитироватьСистемы с вытеснительной подачей для "больших" ракет наследуют все недостатки РДТТ, не приобретая их достоинств.
Ну я бы так не сказал. Все таки безопасность (точнее - живучесть) выше чем у РДТТ. Возможность достаточно глубокого и незапрограммированного регулирования имеется.
Думаю, дело все в том, что космическая промышленность была сравнительно богата денежными ресурсами, и поначалу пытались выжать характеристики любой ценой.
А когда начали задумываться - уже слишком много шагов было пройдено по высокотехнологичной дорожке - делать два шага назад посчитали нецелесообразным.
Теперь есть этим направлением кто и займется - только частник а-ля Маск. Ну или какой авторитарный космогенерал какой-нибудь "банановой республики".
ЦитироватьЦитироватьНе понял, это что же, он "поперек себя шире"?
Да, так получилось.
Я сам не в восторге от таких пропорций. думаю, если делать все по правилам и подробно - он несколько вытянется в длину. Но взгляните на ДУ Дракона - тоже почти в квадрат сбоку вписывается.
Хм, а вот у Била движок вполне себе разумных пропорций был :roll:
У кого?
Вот, кстати, Драконяя тема.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7183&start=0
Квадрат-с :)
ЦитироватьЦитироватьСистемы с вытеснительной подачей для "больших" ракет наследуют все недостатки РДТТ, не приобретая их достоинств.
Ну я бы так не сказал. Все таки безопасность (точнее - живучесть) выше чем у РДТТ. Возможность достаточно глубокого и незапрограммированного регулирования имеется.
Спорно. В РДТТ еще меньше деталей, чем в системах с ВП. Кроме того, в РДТТ относительно проще применение композитных корпусов (кстати, не факт, что они в итоге дороже металлических). Что касается запрограммированного регулирования тяги, то чем оно не устраивает? В чем проблема спрофилировать заряд (да даже фрезерованием). Ясно, что глубокого дросселирования не получть, но в большинстве случаев этого и не требуется.
ЦитироватьУ кого?
У него: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7906&postdays=0&postorder=asc&start=0
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/178/32.shtml
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/25.shtml
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/bil2.jpg)(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/table8.jpg)
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/table9.jpg)
:wink:
ЦитироватьТак.
Диаметр критики - 2,73м. Диаметр среза сопла - 6,35м.
Длина с/з части сопла - 3м.
Длина КС - 1,3..1,5м.
Полная длина двигателя - порядка 5м. А скорее 6 или даже 7.
В целом двигатель получился по виду как у Морского Дракона.
Ну, это однокамерный. Сейчас еще 4хкамерный прикину...
4х-камерный.
Каждая камера:
Диаметр критики - 1,37м
Диаметр среза сопла - 3,17м
Полная длина - 2,7..4м.
Короче, диаметр ракеты лучше не уменьшать меньше 7 метров :)
Всё ясно, будем делать 4-камерный :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСистемы с вытеснительной подачей для "больших" ракет наследуют все недостатки РДТТ, не приобретая их достоинств.
Ну я бы так не сказал. Все таки безопасность (точнее - живучесть) выше чем у РДТТ. Возможность достаточно глубокого и незапрограммированного регулирования имеется.
Спорно. В РДТТ еще меньше деталей, чем в системах с ВП. Кроме того, в РДТТ относительно проще применение композитных корпусов (кстати, не факт, что они в итоге дороже металлических). Что касается запрограммированного регулирования тяги, то чем оно не устраивает? В чем проблема спрофилировать заряд (да даже фрезерованием). Ясно, что глубокого дросселирования не получть, но в большинстве случаев этого и не требуется.
Всё-таки у РДТТ есть свои специфические недостатки.
В первую очередь - сложности с транспортировкой на космодром и проблемы с экологичностью. Особенно эти недостатки становятся заметны для больших ракет.
Иначе бы никто не стал заморачиваться с гибридниками.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/242/21.shtml
ЖРД с ВСП эти недостатки позволяют обходить. Плюс и то, что первую и вторую ступень можно сделать на одном заводе - не нужна твердотопливная технология.
Минусы ЖРД с ВСП - что они так же тяжелы как РДТТ, тоже имеют низкий УИ, а по сложности превосходят РДТТ.
Тем не менее думаю их можно рассматривать как вполне реального конкурента РДТТ.
ЦитироватьИ последний вопрос в стиле Старого. Раз так все хорошо, надежно и дешево, то почему последние 30-40 лет так никто не делал и даже не пытался в проектах двигаться в этом направлении?
Пытались.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/178/32.shtml
ЦитироватьВсе в этом мире повторяется. Патетическое восклицание мультимиллионера Э.Била «почему этого не сделали ранее?» говорит лишь о том, что он мало знаком с существом вопроса.
А суть проблемы как раз в том, что подобные проекты уже разрабатывались, и довольно подробно, в начале 1970-х годов. Наиболее глубоко вопрос уменьшения удельной стоимости доставки грузов на орбиту путем увеличения размерности носителя с одновременным упрощением и удешевлением его подсистем изучался специалистами TRW System Group, которые даже смогли продемонстрировать успешные стендовые испытания трех ЖРД «упрощенного типа» (ну прямо как в
ВА-1) с вытеснительной подачей и тягой 15.9 тс, 22.7 тс и 113.4 тс. Совместно с Boeing был подготовлен проект целого ряда РН разной грузоподъемности, в том числе и со стартовой массой как у Saturn-5, и даже намечались летные испытания ступени – демонстратора технологии, которые так и не состоялись.
В это время ракетчики всего мира стояли перед выбором: какую технику делать – простую, не очень эффективную, но дешевую или сложную, эффективную, но дорогую? Подобные проекты предлагались в качестве альтернативы сложным классическим носителям типа Atlas-Centaur и Saturn 5 с одной стороны и упрощенным монстрам с гигантскими твердотопливными двигателями на всех ступенях с другой стороны. В конце-концов
к середине 1970-х годов выбор пал на комбинацию сверхпростого твердотопливного ускорителя и сверхсложной маршевой ступени. Такая система более известна сейчас как Space Shuttle.
Так что я не оригинален. Сочетание простой первой ступени и сложной второй - отработаная практика.
Для США, которые имеют развитую твердотопливную технологию, переход на ЖРД с ВСП (с примерно равными с ТТУ характеристиками) маловероятен.
А для России - пуркуа па? Будет такой "русский жидкий ТТУ" :)
ЦитироватьЦитироватьИ последний вопрос в стиле Старого. Раз так все хорошо, надежно и дешево, то почему последние 30-40 лет так никто не делал и даже не пытался в проектах двигаться в этом направлении?
Пытались.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/178/32.shtml
ЦитироватьВсе в этом мире повторяется. Патетическое восклицание мультимиллионера Э.Била «почему этого не сделали ранее?» говорит лишь о том, что он мало знаком с существом вопроса.
А суть проблемы как раз в том, что подобные проекты уже разрабатывались, и довольно подробно, в начале 1970-х годов. Наиболее глубоко вопрос уменьшения удельной стоимости доставки грузов на орбиту путем увеличения размерности носителя с одновременным упрощением и удешевлением его подсистем изучался специалистами TRW System Group, которые даже смогли продемонстрировать успешные стендовые испытания трех ЖРД «упрощенного типа» (ну прямо как в
ВА-1) с вытеснительной подачей и тягой 15.9 тс, 22.7 тс и 113.4 тс. Совместно с Boeing был подготовлен проект целого ряда РН разной грузоподъемности, в том числе и со стартовой массой как у Saturn-5, и даже намечались летные испытания ступени – демонстратора технологии, которые так и не состоялись.
В это время ракетчики всего мира стояли перед выбором: какую технику делать – простую, не очень эффективную, но дешевую или сложную, эффективную, но дорогую? Подобные проекты предлагались в качестве альтернативы сложным классическим носителям типа Atlas-Centaur и Saturn 5 с одной стороны и упрощенным монстрам с гигантскими твердотопливными двигателями на всех ступенях с другой стороны. В конце-концов
к середине 1970-х годов выбор пал на комбинацию сверхпростого твердотопливного ускорителя и сверхсложной маршевой ступени. Такая система более известна сейчас как Space Shuttle.
Так что я не оригинален. Сочетание простой первой ступени и сложной второй - отработаная практика.
Для США, которые имеют развитую твердотопливную технологию, переход на ЖРД с ВСП (с примерно равными с ТТУ характеристиками) маорвероятен.
А для России - пуркуа па? Будет такой "русский жидкий ТТУ" :)
Но не полетели!
Полетел Шаттл. Для него именно ТТУ выбрали в том числе для поддержания предприятий по выпуску МБР. Полетел Титан-3.
А потом в США уже была отработаная практика применения ТТУ - отлаженое производство позволяет минимизировать издержки для новых ракет.
А европейцы со всякими Ариан-5 на американцев оглядывались.
Мне тут представилась универсальная первая ступень. Она же вторая, третья и так далее. Комментарии нужны? :wink:
(http://img32.picoodle.com/img/img32/4/2/13/f_URMm_6f24d66.jpg)
Цитировать1)Всё-таки у РДТТ есть свои специфические недостатки.
В первую очередь - сложности с транспортировкой на космодром и проблемы с экологичностью. Особенно эти недостатки становятся заметны для больших ракет.
2)Иначе бы никто не стал заморачиваться с гибридниками.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/242/21.shtml
3)ЖРД с ВСП эти недостатки позволяют обходить. Плюс и то, что первую и вторую ступень можно сделать на одном заводе - не нужна твердотопливная технология.
4)Минусы ЖРД с ВСП - что они так же тяжелы как РДТТ, тоже имеют низкий УИ, а по сложности превосходят РДТТ.
5)Тем не менее думаю их можно рассматривать как вполне реального конкурента РДТТ.
1)Сложностей с доставкой не больше, чем с тяжеленной ступенью с ВСП. К тому же РДТТ можно относительно просто сегментировать.
2)Да с гибридниками, по большому счету никто и не заморачивается. Дальше экспериментов дело не идет. Мелочь, типа SS2- не в счет.
3)Не понял как же ВСП эти недостатки обходит? Изготовление ступеней на одном заводе может быть достоинством, а может - недостатком.
4)Так и я про то же.
ЦитироватьМне тут представилась универсальная первая ступень. Она же вторая, третья и так далее. Комментарии нужны? :wink:
(http://img32.picoodle.com/img/img32/4/2/13/f_URMm_6f24d66.jpg)
Нужны.
В чем фишка?
И что между ТТУ?
Ступень-кубик с одним центральным двигателем и 4-мя управляемыми. ТТУ любой длины по необходимости.
Цитировать1)Сложностей с доставкой не больше, чем с тяжеленной ступенью с ВСП. К тому же РДТТ можно относительно просто сегментировать.
2)Да с гибридниками, по большому счету никто и не заморачивается. Дальше экспериментов дело не идет. Мелочь, типа SS2- не в счет.
3)Не понял как же ВСП эти недостатки обходит? Изготовление ступеней на одном заводе может быть достоинством, а может - недостатком.
4)Так и я про то же.
1) Если ТТУ пятисегментный, то каждый его сегмент в полтора раза тяжелее, чем пустая ступень с ВСП. К тому же сборка сегментов тоже проблем добавляет. Челленджер вон долетался из-за уплотнений.
Да и установщик для ракет c ТТУ нужен огромной грузоподъемности.
3) Да и хоть бы и на разных заводах делают первую и вторую ступень. Построить два завода по ЖРД-шной технологии дешевле, чем один для завод производства ступеней с ЖРД, а второй - для "крупнокалиберных" ТТУ.
4) Есть ещё и проблемы с экологией. Не думаю что массовые пуски тяжелых ракет с ТТУ хорошо влияют на атмосферу.
ЦитироватьСтупень-кубик с одним центральным двигателем и 4-мя управляемыми. ТТУ любой длины по необходимости.
В каком смысле - кубик?
И что за двигатели? Открытой схемы, закрытой? Какие параметры?
ЦитироватьЦитировать1)Сложностей с доставкой не больше, чем с тяжеленной ступенью с ВСП. К тому же РДТТ можно относительно просто сегментировать.
2)Да с гибридниками, по большому счету никто и не заморачивается. Дальше экспериментов дело не идет. Мелочь, типа SS2- не в счет.
3)Не понял как же ВСП эти недостатки обходит? Изготовление ступеней на одном заводе может быть достоинством, а может - недостатком.
4)Так и я про то же.
1) Если ТТУ пятисегментный, то каждый его сегмент в полтора раза тяжелее, чем пустая ступень с ВСП. К тому же сборка сегментов тоже проблем добавляет. Челленджер вон долетался из-за уплотнений.
Да и установщик для ракет c ТТУ нужен огромной грузоподъемности.
3) Да и хоть бы и на разных заводах делают первую и вторую ступень. Построить два завода по ЖРД-шной технологии дешевле, чем один для завод производства ступеней с ЖРД, а второй - для "крупнокалиберных" ТТУ.
4) Есть ещё и проблемы с экологией. Не думаю что массовые пуски тяжелых ракет с ТТУ хорошо влияют на атмосферу.
Для 40-тонника не нужны РДТТ таких огромных размеров, как у Шаттла. Заливку топливом можно проводить прямо на космодроме, как для Ариан-5. По экологии, да, РДТТ хуже, конечно. Случай с Челленджером - пример исключительного головотяпства, а так надежность РДТТ ничуть не хуже, чем у жидкостных ступеней.
Обший кислородный бак, центральный типа F-1, боковые - не знаю. НК-43, наверное. Кубик - в смысле, что полностью одинаковые, и могут ставится один на другой и выполнять роль и 2-й и 3-й ступени.
ЦитироватьДля 40-тонника не нужны РДТТ таких огромных размеров, как у Шаттла. Заливку топливом можно проводить прямо на космодроме, как для Ариан-5. По экологии, да, РДТТ хуже, конечно. Случай с Челленджером - пример исключительного головотяпства, а так надежность РДТТ ничуть не хуже, чем у жидкостных ступеней.
Сейчас подсчитал две ракеты. Одну с ВСП на первой ступени, и ненапряженным водородником на второй (пустотный УИ 440 с).
Вторую - с относительно ненапряженными керосинниками на первой ступени (УИ как у НК-33) и такими же водородниками на второй ступени, как у первой ракеты.
При одинаковых ПН стартовая масса первой ракеты больше в 1,35 раз, а масса её второй ступени в 1,5 раза больше, чем у второй.
Если принять тяговооруженность первых ступеней 1,2, а вторых - 1, получается:
если принять тягу второй ступени первой ракеты за 1, то
на первой ракете насосными ненапряженными ЖРД создется тяга 1, вытеснительными ЖРД - 4,08
на второй ракете насосные ЖРД примерно такого же класса напряженности создают тягу 3,48
Чтобы двигательные установки стоили одинаково, единица тяги, полученная на насосных ЖРД, должна обходиться в 1,65 раза дешевле, чем на ЖРД класса НК-33.
Думаю что разница в стоимости двигателей на единицу тяги намного больше, чем 1,65.
Так что двигательная установка ракеты с ВСП будет дешевле.
Но её более крупные корпуса ступеней будут несколько дороже в производстве и при транспортировке, чем у ракеты с насосными ЖРД.
В результате - "истина где-то рядом" - стоимость ракет будет различаться не очень сильно. Результат во многом будет зависеть от технологических традиций производства и способа транспортировки.
Правда надежность ракеты с ВСП будет заметно выше.
А если отказаться от моноблочной первой ступении, сделать двухблочную первую сткпень, поставить по бокам второй ступени по типу Ариан-5. Получаем последовательный пакет. Проблема с размерностью двигателей и ступени упрощается. Блоки будут пятиметрового диаметра. Да и масса будет тонн 50. Самолётом возить можно. На каждый блок можно поставить четырёхкамерный двигатель с ВСП. Немного возрастёт масса первой ступени, зато сократится длина ракеты. :wink:
ЦитироватьНу, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.
Я думаю можно обойтись двумя блоками диаметром 3,9м или 4,1м. Сделать их гладкими. Если делать из АМг-6Н толщиной 32,5 мм то корпуса можно делать на оборудовании для Зенита или Протона без фрезеровки вафли. :wink:
Можно и так.
При этом корпус ускорителей с ВСП не будет заметно утяжеляться при пакетной схеме, в отличии от блоков с насосными ЖРД. Прочные корпуса баков с ВСП хорошо держат изгибающие нагрузки без утяжеления, в отличие от баков с насосной подачей (именно поэтому блок А Энергии имеет такое низкое массовое совершенство даже без системы спасения).
Получаем два блока по 65т при диаметре 3,9-4,1м и длиной метров 30.
можно возить железной дорогой или внутри Ан-124.
Да и двигатели получаются по 200тс на камеру при давлении 20 атм в КС. Надо прикинуть размеры, но в крайнем случае можно поставить наружные обтекатели.
Кстати для управления можно и разнотяг применить , хотя в пакетной схеме это не есть здорово. :wink:
В этом случае можно отказаться от мощного водородного двигателя тягой 350 тонн, заменить его двумя по 175 тонн. Тягой как РД-0120, но дешевые и ненапряженные, открытой схемы.
И построить линейку носителей по типу глушковской. С тем преимуществом, что вместо сложного РД-170 - сверхпростой вытеснительный двигатель. Вместо дорогого РД-0120 - простой водородник открытой схемы. И использование в боковых блоков ЖРД с ВСП не утяжеляет их относительно их "природного" низкого массового совершенства.
Тогда 20-тонную ПН можно выводить одним ускорителем, сверху которого установлена вторая водородная ступень диаметром 6 метров (по схеме Арес-1). При примерно равном объеме баков с ускорителем она будет вдвое короче его. На второй ступени устанавливается один водородный двигатель.
40 тонн будет выводить носитель с двумя боковушками-ускорителями и центральным блоком диаметром тоже 6 метров, но увеличеной длины (в 2 раза длинее, чем на 20-тоном носиетеле). На второй ступени будут установлены 2 двигателя. Поскольку диаметр их сопла по 4 метра, снизу они будут выступать за диаметр второй ступени (крест-накрест с боковушками).
80 тонн будет выводить носитель с 4 боковыми блоками и диаметром второй ступени 7,7 метров. На второй ступени устанавливается 4 водородных ЖРД.
Вот такой очень симпатичное семейство, использующее только 2 двигателя (ЖРД с ВСП и водородник) и три диаметра - 3,9, 6 и 7,7 метров. Впрочем последний диаметр будет использоваться нечасто - 80-тонник будут пускать редко по сравнению с 20-тонником и 40-тонником.
20-тонный и 40-тонный носитель такой схемы могут быть очень массовыми, дешевыми и с высокой степенью унификации.
Блоки массой 60 тонн и диаметром 3,9 метров не проблема доставлять на космодром современными транспортными средствами.
А если всё-таки заморочиться на кислородно-метановой первой ступени? Два криогенных компонента. Наддув основными компонентами, сначала выкипающими, а потом подогретыми в рубашке охлаждения двигателей. Совмещённые днища баков без термоизоляции. Можно применить переохлаждение компонентов и криоупрочняемые алюмо-литиевые сплавы. Процентов 20 по сухой массе выиграть можно.
Никаких проблем с экологией. :wink:
А такой вопрос: что будет с ЖРД с ВСП если закончится топливо в баках и пойдут в КС газы наддува в виде газифицированных основных компонентов?
Всё бы хорошо, но метан имеет небольшую плотность - для тяжелых баков с большим давлением это очень плохо.
А криоупрочнение вряд ли удасться использовать - всё равно газы наддува горячие.
Кислород-метановое топливо имеет среднюю плотность на 20% меньше, чем кислород-керосиновое.
В результате даже с учетом более высокого УИ метана ХС ступени практически не изменится, а сухая масса и размеры станут больше.
Горячие газы наддува будут влиять на температуру только на пустом баке, а там из нагрузок только давление наддува останется. Газы наддува можно и не перегревать сильно поскольку компоненты криогенные и выкипают при температуре выше точки кипения при давлении 30 атм. Увеличение объёма на 20% приведёт к увеличению сухой массы процентов на 10. Зато можно отказаться от ЖВ для наддува и вырабатывать остатки топлива пока в двигатели не пойдут газифицированные кислород с метаном и давление наддува не упадёт до минимума. :wink:
ЦитироватьГорячие газы наддува будут влиять на температуру только на пустом баке, а там из нагрузок только давление наддува останется. Газы наддува можно и не перегревать сильно поскольку компоненты криогенные и выкипают при температуре выше точки кипения при давлении 30 атм. Увеличение объёма на 20% приведёт к увеличению сухой массы процентов на 10. Зато можно отказаться от ЖВ для наддува и вырабатывать остатки топлива пока в двигатели не пойдут газифицированные кислород с метаном и давление наддува не упадёт до минимума. :wink:
Если баки стальные, то 500К (+227 град С) им не очень страшны. Можно и немного "похолоднее" сделать.
1460 имеет сигму временную 60 кг/мм^2 и без криоупрочнения
Цитировать1460 имеет сигму временную 60 кг/мм^2 и без криоупрочнения
О, замечательно! :D А то я в свои расчеты закладываю 55 с криоупрочнением :oops: . А плотность какая? 2600 кг/куб.м.?
2700.
Цитировать2700.
Многовато для Al-Li :roll:
ЦитироватьА такой вопрос: что будет с ЖРД с ВСП если закончится топливо в баках и пойдут в КС газы наддува в виде газифицированных основных компонентов?
Будет импульс последействия, только выиграть на нем ничего не удастся.
ЦитироватьЦитировать2700.
Многовато для Al-Li :roll:
Около 2600
ЦитироватьЦитироватьА такой вопрос: что будет с ЖРД с ВСП если закончится топливо в баках и пойдут в КС газы наддува в виде газифицированных основных компонентов?
Будет импульс последействия, только выиграть на нем ничего не удастся.
Речь не о том, чтобы выиграть на импульсе последействия. :wink:
Речь о том , что можно вырабатывать компоненты до полного исчерпания одного из них.
Вот только интересно будет продолжать работать двигатель если один компонент жидкий, а второй газообразный?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА такой вопрос: что будет с ЖРД с ВСП если закончится топливо в баках и пойдут в КС газы наддува в виде газифицированных основных компонентов?
Будет импульс последействия, только выиграть на нем ничего не удастся.
Речь не о том, чтобы выиграть на импульсе последействия. :wink:
Речь о том , что можно вырабатывать компоненты до полного исчерпания одного из них.
Вот только интересно будет продолжать работать двигатель если один компонент жидкий, а второй газообразный?
Одно из двух: или камера взорвется, или ничего не будет :D
ЦитироватьРечь не о том, чтобы выиграть на импульсе последействия. :wink:
Речь о том , что можно вырабатывать компоненты до полного исчерпания одного из них.
С ТНА тоже можно.
ЦитироватьВот только интересно будет продолжать работать двигатель если один компонент жидкий, а второй газообразный?
Из-за различия плотностей соотношение компонентов очень сильно изменится, смесеобразование ухудшится, так что вряд ли получится даже подобие ГГ, будет просто слив оставшегося компонента и стравливание газа наддува.
Значит просто работаем пока один компонент не кончится и на остатках топлива не заморачиваемся. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитировать2700.
Многовато для Al-Li :roll:
Около 2600
http://viam.ru/index.php?section=24&language=1
Цитировать1461-Т1 - свариваемый коррозионностойкий сплав (d=2,63 г/см3) обладает высокими характеристиками малоцикловой усталости и прочности при температурах до 185°С (
ЦитироватьЗначит просто работаем пока один компонент не кончится и на остатках топлива не заморачиваемся. :wink:
Не все так просто, думаю. При израсходовании одного из жидких компонентов в КС может создаваться смесь с неконтролируемым соотношением. Как она себя поведет, фиг знает. Может, вообще это не проблема :roll: Пусть двигателисты подсказывают.
Чёто Виам всё никак с характеристиками не разберётся.... КУМЗ выпускает с другими характеристиками
ЦитироватьНе все так просто, думаю. При израсходовании одного из жидких компонентов в КС может создаваться смесь с неконтролируемым соотношением. Как она себя поведет, фиг знает. Может, вообще это не проблема :roll:
Соотношение хоть и не контролируемое, но избыток получается изрядный. Да в общем двигатели неоднократно работали до полной выработки одного из компонентов и ничего.
http://www.mio.msiu.ru/pdf/2005-n1/05.pdf
(http://i001.radikal.ru/0802/7a/5b3ee4ded9f2.jpg)
ЦитироватьЦитироватьНе все так просто, думаю. При израсходовании одного из жидких компонентов в КС может создаваться смесь с неконтролируемым соотношением. Как она себя поведет, фиг знает. Может, вообще это не проблема :roll:
Соотношение хоть и не контролируемое, но избыток получается изрядный. Да в общем двигатели неоднократно работали до полной выработки одного из компонентов и ничего.
Я думаю при ВСП и давлении в КС 20 атм. ничего опасного не случится.
Сомнение одно меня гложет, и опять относительно системы наддува. Бак керосина решили надувать газифицированным водородом. Ну, это не проблема: относительно небольшой бачок, в котором хранится ЖВ под давлением, скажем 40-50 атм. Им же можно и часть камеры охлаждать в районе критики, там же и газифицировать. А вот с наддувом бака ЖК газифицированным кислородом, имхо, накладка. ЖК под давлением в 30 атм из бака подается в газификатор. По пути из-за гидравлического сопротивления давление будет падать. Ну, к примеру до 25 атм. Каким образом газ с давлением 25 атм попадет в бак, где давление 30 атм? Что делать будем? Вариант: ставить подкачивающий насос со всеми вытекающими прибамбасами в виде газогенератора и т.п. Другое решение – наддувть газифицированным азотом. Но это еще один компонент с сопутствующими агрегатами и системами. Какие будут мысли?
Держать жидкий кислород для наддува в отдельном маленьком бачке под давлением 40 атмосфер. По сравнению с азотом - плюс то, что газифицировать можно, добавив чуть водорода и поджечь. У азота для интенсивной газификации для подогрева нужно добавлять и горючее, и окислитель.
Чувствую, что вся эта возня с большими баками под таким давлением выйдет тем же боком, каким недавно Рутану вышла. Намного понятней смысл толстой камеры сгорания на 250ат в двигателе с высоким импульсом , чем гораздо больший и тяжелый бак на 50ат и тонкостенная камера на 20ат у двигателя c isp ниже плинтуса. С таким направлением тех. прогресса скоро от колеса, назад к полозьям возвращается придется, только потому, что колеса дороже делать и давление на грунт у них больше, от чего они, иш-ты, могут ведь и сломаться. :roll:
ЦитироватьСомнение одно меня гложет, и опять относительно системы наддува. Бак керосина решили надувать газифицированным водородом. Ну, это не проблема: относительно небольшой бачок, в котором хранится ЖВ под давлением, скажем 40-50 атм. Им же можно и часть камеры охлаждать в районе критики, там же и газифицировать. А вот с наддувом бака ЖК газифицированным кислородом, имхо, накладка. ЖК под давлением в 30 атм из бака подается в газификатор. По пути из-за гидравлического сопротивления давление будет падать. Ну, к примеру до 25 атм. Каким образом газ с давлением 25 атм попадет в бак, где давление 30 атм? Что делать будем? Вариант: ставить подкачивающий насос со всеми вытекающими прибамбасами в виде газогенератора и т.п. Другое решение – наддувть газифицированным азотом. Но это еще один компонент с сопутствующими агрегатами и системами. Какие будут мысли?
А ЖК при газификации разве не увеличивается в объёме и не увеличивает давление? :oops:
Dude, 50 атмосфер там только в маленьком бачке для наддува. В больших баках - 30 атмосфер или даже 25 (если 25 хватит, чтобы работали двигатели с давлением 20 атмосфер).
Смысл возвращаться к УИ ниже плинтуса в том, что этот УИ достигается без сложных и дорогих ТНА.
По поводу прогресса, колес и полозьев. Каждое техническое устройство применяется в тех условиях, где оно оптимально. Большинство наземного транспорта использует колеса, кое-кто гусеницы. Но и полозья не забыты. Например шагающие экскаваторы ходят на огромных "лыжах" - это оказалось проще, дешевле и надежней, чем перемещать на колесах или гусеницах массу в тысячи тонн со скоростью пару км/ч.
Кстати Вы не в курсе, какое наземное транспортное средство держит рекорд скорости? Ракетная тележка, которая разогналась по рельсам до 4972 км/ч. Ехала по рельсам она именно на полозьях - колеса не выдержали бы такой скорости.
Если для минимизации стоимости вывода ПН окажется более выгодным суперсовременный одноступенчатый АКС с ядерным двигателем (обсуждается в соседней теме) - я только порадуюсь.
Но у меня есть серьёзные сомнения в достижимости ЯРД и теплообменником ресурса, достаточного для реальной многоразовости (а не 2-3 полета).
На современном уровне развития техники скорее всего дешевле, чем создавать тягу водородным ЯРД с теплообенником (сделанным на приделе технологий), окажется создать в 6 раз большую тягу вытеснительным ЖРД (в три раза меньше мю ПН, и вдвое выше тяговооруженность, чем в АКС).
ЦитироватьА ЖК при газификации разве не увеличивается в объёме и не увеличивает давление? :oops:
При газификации он резко расширяется и заполняет большой объем основных баков. Но давление в основном баке должно быть не выше, чем в газогенераторе. А в газогенераторе - не выше чем в маленьком бачке. Иначе газ просто не пойдет. На практике между ними нужно иметь перепад давлениий в несколько атмосфер, чтобы газ шел достаточно интенсивно.
Цитировать...Кстати Вы не в курсе, какое наземное транспортное средство держит рекорд скорости? Ракетная тележка, которая разогналась по рельсам до 4972 км/ч. Ехала по рельсам она именно на полозьях - колеса не выдержали бы такой скорости....
Кстати: "Максимальную скорость на рельсовом пути -9851 км/ч - развила автоматически управляемая платформа с ракетным двигателем на отрезке длиной 15, 2 км на ракетном испытательном полигоне в Уайт-Сандсе, шт.Нью-Мексико, США, 5 октября 1982 г." - Книга рекордов Гинесса. :)
ЦитироватьДержать жидкий кислород для наддува в отдельном маленьком бачке под давлением 40 атмосфер. По сравнению с азотом - плюс то, что газифицировать можно, добавив чуть водорода и поджечь. У азота для интенсивной газификации для подогрева нужно добавлять и горючее, и окислитель.
Маленький бачок - это минимум 10 т ЖК.
Итого, имеем:
основные баки ЖК и керосина из нержавеющей стали,
бак жидкого водорода (для наддува бака керосина) со своей системой наддува, теплоизоляцией и узлами подвески,
отдельный бачок ЖК со своей системой наддува и, возможно, ТИ.
В общем, ПГС существенно сложнее и дороже, чем на "классике" с насосной подачей. Не, не будет такая ступень дешевле :cry:
Два сферических бачка для ЖВ и ЖК и баллоны с газом высокого давления - это так сложно?
Гидравлическая система может и будет посложнее, чем в обычной ступени (хотя система наддува и там есть).
Но гидравлическая система двигателей будет намного проще. А главное - нигде на ступени, кроме трубопроводов газа высокого давления, не будет давлений в сотни атмосфер.
ЦитироватьДва сферических бачка для ЖВ и ЖК и баллоны с газом высокого давления - это так сложно?
Гидравлическая система может и будет посложнее, чем в обычной ступени (хотя система наддува и там есть).
Но гидравлическая система двигателей будет намного проще. А главное - нигде на ступени, кроме трубопроводов газа высокого давления, не будет давлений в сотни атмосфер.
В качестве газа наддува придется применить гелий (он не конденсируется ни на ЖК, ни на ЖВ), но совсем мало. В целом, имеем на РН следжующие компоненты: ЖК, ЖВ, водород, керосин, гелий - не больше, чем на обычных РН. Однако, кроме собственной системы наддува, в дополнительных бачках есть еще и система забора, клапаны и прочая арматура. Что касается давлений в ПГС, то сотни атмосфер достигаются в очень коротких трубопроводах, размещенных непосредственно на двигателях. Остальные же трубопроводы (довольно длинные) нагружены давлением примерно на порядок меньшим, чем в рассматриваемом варианте.
А если попытаться упростить. Основные компоненты ЖК и ЖМ. В баки помещаем бачки с теми же компонентами, но под давлением 50 атм, тогда как в основных баках 30 атм. На стенки бачков действует разность давлений 20 атм. Вытеснение из бачков гелием высокого давления, шарбаллоны с которым можно разместить внутри бачков. ЖМ подогревается в рубашках двигателей, испаряется и подогрев попутно в теплообменнике ЖК до испарения служит для наддува баков соответственно ЖМ и ЖК. Запаса давления должно хватить. Гелия нужно немного. Компонентов всего три. Рост сухой массы из-за увеличения объёма бака ЖМ по сравнению с керосином, частично скомпенсируется большим соотношением компонентов, переохлаждением криогенных компонентов, и криоупрочнением баков. Высокое давление (30атм) должно немного повысить температуру кипения. Правда для снижения эксплуатационных затрат появится теплоизоляция баков.
Кстати размещение шарбаллонов с гелием в бачках с давлением 50 атм позволит поднять внутреннее давление до 350 атм и увеличить запас гелия процентов на 15, снизив таким образом общую массу системы наддува.
Граждане, вы меня несколько удивляете :)
Сами же пошли на упрощение конструкции, уменьшение массовых и удельных характеристик...
А теперь начинаете городить монструознейшую ПГС ради экономии нескольких тонн газов наддува. При сухой массе ступени под сотню тонн, ага.
Три компонента: керосин, кислород, гелий. Для гелия - тупо два баллона ВД. Каждый баллон - полный запас газа для одного бака.
Баллон ВД - редуктор - газовый клапан - бак - главный клапан - камера. Всё!
Кстати, а кислород азотом вытеснять разве нельзя?
ЦитироватьКстати, а кислород азотом вытеснять разве нельзя?
Можно.
Тогда фтопку гелий.
Кислород, керосин, азот.
ЦитироватьТогда фтопку гелий.
Кислород, керосин, азот.
Потеряем еще тонну ПГ.
Да. Потеряем 2,5% пн.
А сколько выиграем в стоимости РН?
ЦитироватьДа. Потеряем 2,5% пн.
А сколько выиграем в стоимости РН?
Нисколько, думаю. Двигатели от такой замены не подешевеют, баки тоже. ПГС в целом сильно не укпроститься из-за перехода. Стоимость газов в общей стоимости пуска - мизер. Поэтому, ракета может и станет чуть-чуть дешевле, но удельная стоимость выведения КА может и увеличиться.
ладно, пусть будет гелий. Но усложнять ПГС не надо.
Давайте в конце концов вообще сделаем вытеснение гелием в баках ЖК и ЖМ. Явный выигрыш в невыработанных массах топлива и газов наддува. И ПГС проще. И лишних баков не надо. :wink:
ЦитироватьЦитироватьПоследняя попытка извратиться. Ставим небольшой бачок с ЖВ внутрь бака ЖМ. Гелием выдавливаем ЖВ в теплообменник, где он газифицируется при температуре ЖМ и используется для наддува бака ЖМ. Бак с термоизоляцией весит меньше чем шар -баллоны. Давление внутри и снружи примерно одинаковое. Запас ЖВ в четыре раза меньше чем гелия. Масса газов наддува тоже.
Водородная инфраструктура на старте по-любому есть. :wink:
Можно ещё проще - никакого гелия, никаких теплообменников.
Помещаем бак с ЖВ внутрь бака с ЖМ. Засчет теплопотока через стенку ЖВ испаряется и создаёт давление, которое вытесняет ЖВ наружу. Там при контакте с ЖМ водород испаряется и создаёт давление в баке ЖМ. Всего один клапан на фиксированное внешнее давление (ну и ещё один для выпуска излишков газа из бака с ЖВ)
Насчёт объёмов ЖВ - нужно ещё учесть его растворимость в ЖМ (но для УИ это только на пользу пойдёт)
А в бак ЖК помещаем бак с жидким гелием с тем же самым эффектом. :wink:
Хочу предложить метод существенного (на десятки процентов) снижения сухой массы ступени с ВСП.
Самый тяжелый элемент ступени - прочные баки.
Вначале я хотел применить компоновку Н-1 - два подвесных сферических бака для горючего и окислителя.
При равном давлении и радиусе стенка сферического бакая может быть в 2 раза тоньше, чем цилиндрического.
Если заправка ступени - 740 тонн, то сферические баки для кислорода и керосина под давление 30 атмосфер вместе будут весить только 36 тонн.
Однако в этом случае ещё требуется несущий каркас.
Если первая ступень Н-1 с подвесными сферическими баками немного уступала по массовому совершенство первой ступени Сатурн-5, то в случае ракет с ВСП всё может быть наоборот - каркас нужен не более мощный, чем для ракет в насосными ЖРД, ведь тяга двигателей и стартовая масса ракеты изменилась незначительно. А вот внутрибаковое давление увеличилось на порядок - поэтому важно облегчить в первую очередь именно баки, даже если сделать их подвесными и понадобится несущий каркас и внешняя обшивка.
Но у меня идея ещё лучше - сделать сферические баки несущими. Это ведь тонкостенные подвесные баки для ракет с насосными ЖРД - очень "нежные" конструкции, выдерживающие только вес залитого топлива.
Баки, расчитанные на наддув 30 атмосфер, имеют намного более толстые стенки (для сферического бака диаметром 10 метров - толщина стальной стенки 10 мм), к тому же подкрепленные внутренним давлением.
Такие баки вполне можно нагрузить на сжатие - они выдержат его, как надутый футбольный мяч.
Поэтому сферические баки горючего и окислителя можно соединить решетчатой фермой (по типу несущего корпуса Н-1), но относительно короткой и небольшого диаметра (порядка 0,7 от диаметра баков). Она будет охватывать баки не по "экватору", как на Н-1, а примерно по "60-ой параллели".
Такие же ферма снизу будет приварена к баку окислителя (к ней будут крепится двигатели), а сверху - к баку горючего (на неё будет устанавливаться вторая ступень.
Таким образом сферические баки будут несущими, а общая длина каркасных ферм по сравнению с Н-1 будет сокращена минимум вдвое - их масса будет сопоставима с массой двигательного отсека, межбакового отсека и переходника между ступениями на обычных ракетах. Каждая ферма с двух сторон будет заканчиваться мощным кольцевым шпангоутом - именно за него ферма будет крепится к баку.
Снаружи ступень будет прикрывать легкий аэродинамический обтекатель, наподобие головного.
ЦитироватьДавайте в конце концов вообще сделаем вытеснение гелием в баках ЖК и ЖМ. Явный выигрыш в невыработанных массах топлива и газов наддува. И ПГС проще. И лишних баков не надо. :wink:
Прочёл статью о Диаманте в НК за 2004 год. Для наддува использовался ПАД, поскольку гелиевая система наддува не справлялась с задачей. Причём пороховвые газы охлаждались водой. В нашем случае охлаждать не надо поскольку компоненты криогенные. :wink:
ЦитироватьХочу предложить метод существенного (на десятки процентов) снижения сухой массы ступени с ВСП.
Так какая у Вас ступень будет лучше, с несущими или сферическими?
Если делать первую ступень на метане, то можно обойтись сферическим совмещенным баком . Внутрь бака ввариваем перегородку. Приделываем снизу двигатель, сверху ставим водородную ступень. Вес первой ступени будет вообще минимальным :roll:
ЦитироватьТак какая у Вас ступень будет лучше, с несущими или сферическими?
С несущими сферическими. Синим цветом показан легкий обтекатель.
Сферические баки будут стабильны при продольном сжатии за счет внутреннего давления. При давлении 30 атмосфер и диаметре бака 10 метров в продольном направлении его растягивает сила более 20000 тонн (300 тонн на квадратный метр). На этом фоне тяга двигателей 40-тонника в 1600 тонн - мелочь.
Даже для сверхтяжелого носителя с тягой порядка 10000 тонн и диаметром баков ~ 20 метров внутреннее давление на порядок больше сжимающей нагрузки.
Бак будет держать нагрузку так же, как надутая автомобильная камера выдерживает самосвал.
(http://keep4u.ru/imgs/b/080218/c5/c5dfdda8d5025681f1.jpg)
ЦитироватьЕсли делать первую ступень на метане, то можно обойтись сферическим совмещенным баком . Внутрь бака ввариваем перегородку. Приделываем снизу двигатель, сверху ставим водородную ступень. Вес первой ступени будет вообще минимальным :roll:
Можно и так.
2Shestoper
Браво!
Как я сам не допер?! Позор мне :)
Спасибо :)
Возможно тут будет проблема с передачей сосредоточенного усилия от кольца фермы на оболочку бака. Но думаю при толщине стенок бака десятиметрового диаметра в 10 мм высокопрочной стали и внутреннем давлении 30 атмосфер прочность и устойчивость оболочки будет достаточной, чтобы она не "сложилась".
Возможно в месте крепления фермы толщину оболочки придется немного увеличить.
ЦитироватьПрочёл статью о Диаманте в НК за 2004 год. Для наддува использовался ПАД, поскольку гелиевая система наддува не справлялась с задачей. Причём пороховвые газы охлаждались водой. В нашем случае охлаждать не надо поскольку компоненты криогенные. :wink:
Все же ПАД использовался из экономических соображений. Ну он конечно компактнее, а по сравнению с неподогретым гелием и полегче будет, но никаких принципиальных препятствий к использованию балонной системы нет.
ЦитироватьПрочёл статью о Диаманте в НК за 2004 год. Для наддува использовался ПАД, поскольку гелиевая система наддува не справлялась с задачей. Причём пороховвые газы охлаждались водой. В нашем случае охлаждать не надо поскольку компоненты криогенные. :wink:
Отличная система. Простая и без дефицитного гелия.
Не будет ли так любезен высокоуважаемый джинн, объяснить, зачем наддувать основной бак?
Вроде, известна система (на каждый компонент) четырехбаковая (пятибаковая):
1) бак низкого давления (1);
2) бак высокого давления, малого объема (2); заполняется из (1) за счет давления наддува, затем клапан перекрывается, и давление в баке (2) доводится до нужной величины за счет давления в баке (4)
3) идентичный (2) бак (3)
4) бак наддува (высокое давление больше чем в 2, 3)
Двигатель питается по очереди от (2) и (3). Они, соответственно, поочередно наддуваются и поочередно (в противофазе) питают двигатель.
5) для сглаживания переключений между (2,3) можно делать расходный бак (5)
В тоге: на компонент - имеем один бак (1) под давлением 2-3 ати и бак наддува (гелием?) (4). Остальное - небольшие коммутируемые бачки высокого давления.
ЦитироватьНе будет ли так любезен высокоуважаемый джинн, объяснить, зачем наддувать основной бак?
Будет, будет.
У нас двигатель без ТНА, с вытеснительной подачей.
Без ТНА двигатель дешовый и надежный, зато давление в баках нужно выше на порядок.
При давлении в КС 20-25 атм. достижим УИ у земли 235-240 с, что для первой ступени терпимо.
Низкое массовое соврешенство баков с высоким давлением для первой ступени тоже приемлимо.
Зато двигательная установка первой ступени (самая мощная и дорогая) радикально упрощается.
Я и говорю о вытеснительной подаче, если заметили.
Просто наддувается не основной бак, а два малых, расходных, в противофазе.
ЦитироватьЯ и говорю о вытеснительной подаче, если заметили.
Просто наддувается не основной бак, а два малых, расходных, в противофазе.
БТНА - безтурбонасосный агрегат однако :D
Да идея старая, где-то я ее встречал...
Просто для нее неожиданно придумался дисковый клапан ;) Тоже, наверное, было, профи всегда в таких вещах выигрывают :))
ЦитироватьЯ и говорю о вытеснительной подаче, если заметили.
Просто наддувается не основной бак, а два малых, расходных, в противофазе.
Интересная идея. Почему же не реализована до сих пор? Так можно в КС получить и 100 атмосфер - тиогда ТНА даже на верхней ступени не нужен.
Почему же до сих пор используют насосы?
Сложно реализовать непрерывное горение в КС при переключении с бака на бак?
Недостаточно давление наддува 3-5 атмосфер, чтобы подавать достаточно топлива для двигателя?
Помнится на заре развития ЖРД пробовали обычные клапанные насосы вместо ТНА, они оказались слишком тяжелыми и маломощными.
Но тут-то давление создается не насосом с внешним приводом, а газификацией компонент. По сути два газогенератора с клапанами, работающие поочередно.
Конечно такой двигатель будет тяжелее обычного - в такие газогенераторы под большим давлением должно помещаться много топлива.
Но зато схема кардинально проще ТНА. А по массовому совершенству и УИ ступень будет выигрывать у классической схемы вытеснительной подачи - основные баки легче.
Мне кажется, все равно тяжелее, чем ТНА.
К тому же, тут будут проблемы с охлаждением - непонятно, чем его производить. Из переключаемых баков высокого давления?
В общем, нужно мнение профи.
Может дело в надежности клапанов? За время работы ступени им придется совершить множество рабочих циклов. Может ТНА будет надежнее?
Однако пульсируюшие воздушно-реактивные двигатели вроде нормально работали. Правда вибрации они создавали сильные при работе.
Собственно, о чем сказал выше - клапан переключения можно сделать дисковым. Равномерно вращающимся - со стоком через ось диска. Переток (потери давления) - не слишком существенен. Обороты очень небольшие - один оборот на цикл перекачки.
Нужно искать - такие системы, если и не существовали в железе (не знаю), то уж точно рассчитывались.
ЦитироватьЦитироватьЕсли делать первую ступень на метане, то можно обойтись сферическим совмещенным баком . Внутрь бака ввариваем перегородку. Приделываем снизу двигатель, сверху ставим водородную ступень. Вес первой ступени будет вообще минимальным :roll:
Можно и так.
Не двигатель, а двигатели. :wink:
Как на Н-1 ставим по кольцу двигатели. Управление разнотягом. Проблем с дросселированием на таких ЖРД не будет. Для устойчивости на начальном этапе полёта используем решётчатые стабилизаторы. Первичный наддув испарением криогенных компонентов. После старта запускаем ПАДы и наддуваем смесью пороховых газов и испаряющихся основных компонентов.
Чтобы несущие баки такой ракеты не "сложились" под нагрузкой, её сразу в момент заправки придется наддувать до 30 атмосфер - закачивать газ со стартового комплекса.
А в момент пуска двигателей запускать ПАД.
Наддувать придётся ещё перед сборкой ракеты, ну а перед вертикализацией однозначно. :wink:
Я имел ввиду, что после заправки и до старта давление наддува может поддерживаться за счёт испарения криогенных компонентов.
Ссылка на тему того, что я предлагал:
http://www.flometrics.com/rockets/rocket_pump/rocketpump.htm
Около сотни атмосфер они получают (рисунок с объяснением "как это работает" - в середине страницы).
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59823.gif)
Ага, по крайней мере есть работающий образец...
Очень интересная щтука.
Получается по сложности и массовому совершенству нечто среднее между ТНА и классической вытеснительной подачей. Наверное потому и не применяют. :)
Скорее всего да.
И наверное сложно организовать стабильное непрерывное горение в КС при цикличности системы наддува.
ЦитироватьИ наверное сложно организовать стабильное непрерывное горение в КС при цикличности системы наддува.
Для этого нужен и достаточен (если все нормально сделать, конечно) еще один ма-ахонький расходный бак.
Есть ряд проблем.
Во-первых большой расход газов наддува высокого давления, поскольку при каждом заполнении бачка газ стравливается за борт.
Во-вторых попеременное заполнение бачков, при таком их расположении, приводит к поперечным колебаниям. А поскольку компонентов топлива два, то и системы две, и колебания возможны в двух плоскостях. :wink:
Суммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Поперечные колебания (точнее - поперечные смещения ц.м.) - да, есть. Но, имхо, это не является проблемой совершенно. Достаточно расположить их друг над другом, или 4 и задействовать попарно противоположные.
Переходной режим гладеньким организовать тоже несложно - соответствующей синхронное задействие главных клапанов.
Такшта...
ЦитироватьЕсть ряд проблем.
Во-первых большой расход газов наддува высокого давления, поскольку при каждом заполнении бачка газ стравливается за борт.
Во-вторых попеременное заполнение бачков, при таком их расположении, приводит к поперечным колебаниям. А поскольку компонентов топлива два, то и системы две, и колебания возможны в двух плоскостях. :wink:
А если наддувать не газом высокого давления, а просто поднимая температуру? Превратить эти бачки высокого давления в нечто вроде газогенераторов? Добавлять в каждый по чуть-чуть другого компонента, и сжигать.
Правда гидравлическая система получается очень сложной.
ЦитироватьСуммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Такшта...
А подсчитай-ка массу газа, необходимую для ВСП с давлением 100 атм.
Другое дело если поднимать давлением неплоным сгоранием компонент.
ЦитироватьЦитироватьСуммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Такшта...
А подсчитай-ка массу газа, необходимую для ВСП с давлением 100 атм.
Другое дело если поднимать давлением неплоным сгоранием компонент.
А подскажите ка, как газа больше понадобится - если подавать одним куском, или по частям? ;)
А уж как этот газ ВД образуется - дело десятое.
Вот баланс массы - это уже вопрос вопросов. Тут уже без счета точно не обойтись.
ЦитироватьСуммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Поперечные колебания (точнее - поперечные смещения ц.м.) - да, есть. Но, имхо, это не является проблемой совершенно. Достаточно расположить их друг над другом, или 4 и задействовать попарно противоположные.
Переходной режим гладеньким организовать тоже несложно - соответствующей синхронное задействие главных клапанов.
Такшта...
Компоненты разной плотности, да и соотношение не 1:1. :(
Значит нужно увеличивать количество бачков в два раза и ещё более усложнять ПГС.
ЦитироватьСуммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Нет, в два с небольшим раза больше. подумайте сами.
ЦитироватьПереходной режим гладеньким организовать тоже несложно - соответствующей синхронное задействие главных клапанов.
Нет, обязательно нужен демпфер - причём, обязательно газожидкостный и обязательно двухступенчатый. Впрочем, часто он уже есть - хотя и одноступенчатый - для противодействия колебаниям типа "pogo"
Обычные системы с ВСП не расчитаны на давления 100 атмосфер, так что газов для наддува там требуется в несколько раз меньше.
Одно дело, если надувать горячими компонентами топлива.
Другое - если держать на ракете баки со сжатым гелием. В количестве достаточном, чтобы все топливо пропустить через маленькие бачки, сжимая там до 100 атм.
ЦитироватьЦитироватьСуммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Нет, в два с небольшим раза больше. подумайте сами.
Э?
Вытесняющий газ - тот же. Давление подачи - то же. Суммарный вытесняемый объем - тот же.
Так почему масса газа другой должна быть?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСуммарный объем газа - такой же как для обычной ВСП.
Нет, в два с небольшим раза больше. подумайте сами.
Э?
Вытесняющий газ - тот же. Давление подачи - то же. Суммарный вытесняемый объем - тот же.
Так почему масса газа другой должна быть?
Не только масса, и объём тоже. Ну подумайте сами головой!
Не, не понимаю. Объясните, пожалуйста.
Вдвое больше объем, но не масса, давление-то в основном и дополнительных баках отличается на порядок. К тому же здесь газ не тащится до конца работы ступени, а постепенно выбрасывается, улучшая массовое совершенство. Но в общем эта система теряет основное преимущество ВСП - простоту и в то же время не дотягивает по удельных параметрам до ТНА.
Когда мы из большого бака в маленький заправляем, давление в большом баке должно быть больше, чем в маленьком, а, когда из маленького - в двигатель, давление в маленьком баке должно быть равно давлению подачи. Наблюдается противоречие :) Т.е. между фазами нужно быстро стравливать газ из этого бачка. Пятьдесят атмосфер мгновенно не стравятся, даже через большую дырку, значит, будет задержка, значит, для заполнения маленького бачка нужно, чтобы давление в большом баке составляло заметную долю от давления подачи, а вовсе не то, что желательно по конструктивным соображениям. Причём, мы не сможем из маленького бачка газ использовать для наддува большого бака, ну или сможем, но лишь небольшую его часть. Стравливать придётся наружу. А, значит, каждый литр топлива придётся вытеснить два раза - сначала из большого бака (пусть и под меньшим давлением), потом из маленького.
Сразу соглашусь, что если цилиндров не два, а больше, то разница в потреблении газа между пневмонасосом и вытесниловкой уменьшается.
Тем не менее, пневмонасосы собираются применить на верхней ступени "Веги", т.е. РД-868П, так, по-моему, этот украинский движок называется, будет с такой подачей.
Все это частности и они учтены разработчиками, но ни о какой двухкратной разнице в массе газов наддува не может быть и речи.
Имеется в виду разница в массе газов наддува по сравнению с обычной вытеснительной системой, с небольшим давлением.
Если сделать ВСП с давлением в баках 100 атм - тогда разницы не будет.
Но в классической ВСП такие давления не применяют, слишком тяжелыми будут баки.
А по сравнению с ВСП с 20-30 атмосферами в баках у такой системы будет выше УИ (при 100 атмосферах в КС), но и выше масса газов наддува. Правда они почти все будут стравливаться из бачков при работе ступени, их массу не надо до конца тащить с собой.
ЦитироватьИмеется в виду разница в массе газов наддува по сравнению с обычной вытеснительной системой, с небольшим давлением.
Насколько я понял, шло сравнение обычной и многобачной систем с одинаковым давлением подачи.
Система подачи должна выполнить определенную работу: объем перекачанного топлива помноженный на давление. Вытеснительная система представляет собой циллиндр-поршень, причем с двумя проблемами: рабочее тело сильно охлаждается стенками; и рабочий цикл выполняется при постоянном давлении, изобарический, наихудший из возможных. Кажется, такие же проблемы были у паровых машин до Уатта. Можно предположить, что подав тот же вытеснительный газ на турбинку, нам его потребуется в разы меньше. Неприятие турбонасосов вызвано высоконапряженной турбиной, а здесь турбина будет работать на почти холодном газе! А если заправить не гелием, а водородом, то потребуется еще в два раза меньше рабочего тела.
А порционная вытеснительная подача топлива приближает конструкцию к импульсным двигателям. Представьте - залили камеру смесью, подожгли, выстрелили. Конечно, проблем не перечесть, но налицо отсутствие системы подачи и любое желаемое давление в камере сгорания.
Гы.
Есть концептуальное предложение по увеличению массового совершенства первой ступени (а для первой как правило массовое совершенство важнее УИ).
Делаем первую ступень - однокомпонентной :)
Гидразин при разложении, говорят, может обеспечить УИ 2000-2200 м/с...
Шведы вроде на Призме собираются пробовать новую однокомпонентную горючку на основе аммиака и чего-то еще.
NOVA Booster от PlanetSpace
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59840.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59841.jpg)
Вытеснительная система подачи с наддувом гелием. Двигатели Alchemy на базе двигателей V-2. Давление в КС видимо 15 атм. Тяга у Земли 27 тс, в вакууме 31,8 тс. В каждой боковушке только один бак с одним компонентом топлива. Баки с одним и тем же компонентом топлива связаны между собой топливными магистралями. Окислитель жидкий кислород, горючее видимо раствор спирта.
Управление качанием четырёх двигателей второй ступени в карданах. Управление по крену качанием двух противостоящих двигателей на боковушках в противоположных направлениях.
Схема работы ступеней как у Союза:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59842.jpg)
ЦитироватьВытеснительная система подачи с наддувом гелием. Двигатели Alchemy на базе двигателей V-2. Давление в КС видимо 15 атм. Тяга у Земли 27 тс, в вакууме 31,8 тс. В каждой боковушке только один бак с одним компонентом топлива. Баки с одним и тем же компонентом топлива связаны между собой топливными магистралями. Окислитель жидкий кислород, горючее видимо раствор спирта.
Управление качанием четырёх двигателей второй ступени в карданах. Управление по крену качанием двух противостоящих двигателей на боковушках в противоположных направлениях.
Между прочим, у меня на эту схему есть российский патент (речь не о вытеснительной подаче, а об однобаковых блоках).
Интересно а как блоки могут быть однобаковыми в варианте с двумя боковушками? Особенно учитывая разную плотность компонентов и соотношение компонентов от 1,4 до 1,7 для спирта-ЖК.
Как-то все не понятно, зачем все это? Толи "вперёд-через прошлое", толи "назад-через будущее".
ЦитироватьКак-то все не понятно, зачем все это? Толи "вперёд-через прошлое", толи "назад-через будущее".
"Вперед-назад" через задницу :twisted:
ЦитироватьЦитироватьКак-то все не понятно, зачем все это? Толи "вперёд-через прошлое", толи "назад-через будущее".
"Вперед-назад" через задницу :twisted:
Да. наверное это ближе к истине.
Верхний узел крепления боковушек на третьей ступени, а в варианте с двумя боковушками даже на ГО. Значит продольные усилия передаются через нижний пояс связей как на Титане-2?
ЦитироватьВерхний узел крепления боковушек на третьей ступени, а в варианте с двумя боковушками даже на ГО. Значит продольные усилия передаются через нижний пояс связей как на Титане-2?
Возможно, хотя и не факт.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59841.jpg)
Есть одна странность в этом рисунке. Судя по всему боковушки с разными компонентами окрашены в разные цвета. Тогда почему на носителе с четырьмя боковушками они расположены несимметрично?
Ведь и плотность компонентов разная и соотношение компонентов 1,4-1,7. :(
А вариант с двумя боковушками по этой причине вообще вызывает большие сомнения. Можно конечно скомпенсировать отклонением вектора тяги, но управляются только двигатели на ЦБ. Или они просто поставят двигатели на боковушках под нужным углом.
Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59841.jpg)
Есть одна странность в этом рисунке. Судя по всему боковушки с разными компонентами окрашены в разные цвета. Тогда почему на носителе с четырьмя боковушками они расположены несимметрично?
Ведь и плотность компонентов разная и соотношение компонентов 1,4-1,7. :(
Ой. красиво! Хочу-у-у!
Мне их пепелац очень глянулся. Интересно, что у него за ТЗП?
А почему двигатели от V-2?
Они что, нашли старый склад?
Или в целях привлечения внимания к истории ракетостроения? :)
Да ещё и спирт сохранили как горючее - УИ недоделаный... ВСП на всех ступенях - это какая же мю ПН будет?
28 двигателей тягой по 27 тонн... сон разума.
Не-е-ет, тут конструкторская мысль шла прихотливым путем, явно через анус... Хочешь дискредитировать идею - доведи её до абсурда.
Я-то предлагал максимально простую первую ступень с ВСП с минимумом двигателей, а на верхней - не просто ТНА, а даже водород - чтобы мю ПН удержать в разумных рамках.
Спирт это моё предположение, но 27тс тяги его косвенно подтверждают.
Судя по размеру второй ступени схема работы не Союзовская. Первая и вторая ступень это явно последовательный пакет.
Что то мне эта схема напоминает. По моему Технократ может требовать возмещения убытка за плагиат. Или он им этот проект продал? :D
Когда я вижу такие "дивные" проекты, то я начинаю понимать, что мысль о воссоздании Р-56 или Н1, не так уж и алогична...
А RadioactiveRainbow понравилось! :wink:
ЦитироватьА RadioactiveRainbow понравилось! :wink:
Ага.
Но я не отрицаю, что в-общем это
ужоснах. ;)
Но все равно нравится. Несмотря даже на врожденную антипатию к пакетам.
ЦитироватьНесмотря даже на врожденную антипатию к пакетам.
Ничего Вы не понимаете в извращениях! :lol:
ЦитироватьМне их пепелац очень глянулся. Интересно, что у него за ТЗП?
Судя по тексту в последней колонке активная система охлаждения на основе тепловых труб для законцовок крыла и других максимально теплонапряженных участков. Поддерживает температуру на уровне менее теплонапряженных участков. Теплозащита металлическая.
ЦитироватьМне их пепелац очень глянулся. Интересно, что у него за ТЗП?
Судя по тексту в последней колонке активная система охлаждения на основе тепловых труб для законцовок крыла и других максимально теплонапряженных участков. Поддерживает температуру на уровне менее теплонапряженных участков. Теплозащита металлическая.
ЦитироватьМне их пепелац очень глянулся. Интересно, что у него за ТЗП?
Судя по тексту в последней колонке активная система охлаждения на основе тепловых труб для законцовок крыла и других максимально теплонапряженных участков. Поддерживает температуру на уровне менее теплонапряженных участков. Теплозащита металлическая.
ЦитироватьКогда я вижу такие "дивные" проекты, то я начинаю понимать, что мысль о воссоздании Р-56 или Н1, не так уж и алогична...
Как раз схема первой ступени Н-1 для первой ступени сверхтяжелого носителя с ВСП хорошо подходит.
Cферические баки с высоким давлением имеют относительно тонкие стенки (толщина стальной стенки при давлении 30 атм - порядка 0,001 диаметра бака).
Для управления разнотягом дросслирование двигателей с ВСП проблем не составляет - регулировка подачи простым поворотом вентиля, как в водопроводном кране.
Поскольку управление разнотягом, не нужно качать двигатели - выбрасываем рулевые машины, двигатель дополнительно облегчается и упрощается.
При разнотяге нужна высокая тяговооруженность - это не проблема при ВСП: за счет простоты конструкции двигателя тонна тяги "стоит" немного. Заодно высокая тяговооруженность (около 1,5) повышает мю ПН и обеспечивает увод ракеты со старта при аварии.
При большой тяге двигателей сверхтяжелого носителя акустические нагрузки остаются терпимыми из-за низкого УИ ЖРД с ВСП на первой ступени.
ЦитироватьЦитироватьЕсли делать первую ступень на метане, то можно обойтись сферическим совмещенным баком . Внутрь бака ввариваем перегородку. Приделываем снизу двигатель, сверху ставим водородную ступень. Вес первой ступени будет вообще минимальным :roll:
Можно и так.
Причём сферу можно варить из титанового листа (получаем выигрыш в массе за счёт криоупрочнения) на судостроительном заводе в Комсомольске-на-Амуре , а затем по Амуру на Восточный. :roll:
ЦитироватьПричём сферу можно варить из титанового листа (получаем выигрыш в массе за счёт криоупрочнения) на судостроительном заводе в Комсомольске-на-Амуре , а затем по Амуру на Восточный. :roll:
Своим ходом...
Шутки шутками, а схема интересная.
Восточный будет иметь очень удобное расположение. На российской территории, первые ступени падают в океан.
При желании первые ступени с ВСП с их прочными баками можно спасать с минимальными усилиями - на воду их можно сажать с относительно большой скоростью, тормозиться только парашютом, не нужна система мягкой посадки.
Причем в отличии от ТТУ ступень с ЖРД не затонет - вода затопит только сопло и КС, трубопроводы в баки легко перекрыть. Так что не нужны водолазы, которые герметизируют и продувают затонувшие ТТУ Шаттла. Специальное судно может сразу брать на буксир плавающую ступень, без сложных и опасных водолазных работ. Операция спасения существенно упрощается и удешевляется, становится более безопасной.
А водная транспортировка готовой ступени по Амуру отменяет геморрой с её трансортировкой из Европейской части России, дает возможность создавать моноблочные ступени любых мыслимых габаритов.
Действительно очень привлекательная схема.
Между прочим если ступень будет расчитана на многоразовое использование с буксировкой по океану, то по Амуру её действительно можно сплавлять своим ходом (точнее на буксире). :)
ЦитироватьПри желании первые ступени с ВСП с их прочными баками можно спасать с минимальными усилиями...
Спасать-то зачем? :roll:
ЦитироватьЦитироватьПри желании первые ступени с ВСП с их прочными баками можно спасать с минимальными усилиями...
Спасать-то зачем? :roll:
Это может сократить расходы.
Ресурс у предельно простых и ненапряженных ЖРД с ВСП изначально большой. Это вам не сверхдорогой напряженный SSME, на котором многоразовость куплена высокой ценой двигателя.
ЖРД с ВСП можно сделать многоразовыми с минимальными изменениями конструкции, за небольшие деньги.
Если ступень с прочными баками роняем в океан - масса системы спасения будет минимальна, а сама система очень проста и дешева. Никаких раскрывающихся крыльев, турбореактивных двигателей и автопилота, как на "Байкале".
Доставка приводнившейся ступени с помощью буксировки по морю (без её подъема водолазами) тоже относительно проста.
Если американцы на спасении ТТУ экономят половину их стоимости, то при спасении ступени с ВСП экономия будет ещё заметнее (проще процедура спасения).
Кроме того, ТТУ нужно для повторной заливки топлива снова везти на завод (отдельными сегментами). А потом эти сегменты везти на космодром и собирать.
А ступень с ВСП можно продиагностировать перед повторным использованием прямо на космодроме, подготовить к старту и заправить.
При такой схеме, намного более простой, чем многоразовое использование ТТУ, многоразовость первой ступени может быть выгодна на "вчерашнем" технологическом уровне, без всяких супер-пупер-навороченных технологий.
По такой схеме с Восточного можно тяжелые и сверхтяжелые носители пускать потоком, с высокой частотой пусков и очень низкой стоимостью кг ПН.
Были бы только нагрузки, а обеспечить колоссальный грузопоток таким образом не проблема.
Реальный инструмент например для создания и поддержания постоянной лунной базы.
Первая ступень до моря может и не долететь, по крайней мере при оптимальном соотношении ступеней вашей РН.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьА такой вопрос: что будет с ЖРД с ВСП если закончится топливо в баках и пойдут в КС газы наддува в виде газифицированных основных компонентов?
Будет импульс последействия, только выиграть на нем ничего не удастся.
Речь не о том, чтобы выиграть на импульсе последействия. :wink:
Речь о том , что можно вырабатывать компоненты до полного исчерпания одного из них.
Вот только интересно будет продолжать работать двигатель если один компонент жидкий, а второй газообразный?
Одно из двух: или камера взорвется, или ничего не будет :D
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1995/23/23-1995-3.html#30
ЦитироватьВо время третьего испытания 30 октября была проверена возможность работы НК-33 на американском ракетном топливе, отличающимся от российского повышенной температурой окислителя — кислорода. Программа испытаний имитировала работу ЖРД на РН Атлас в конечной стадии перед отключением первой ступени.
В ходе испытаний ЖРД был включен и проработал 25,3 с, использую "горячий" кислород с температурой -173,5°С. Двигатель развил тягу 70%. Таких испытаний у нас не проводилось, но возможность работы ЖРД с "горячим" кислородом — одно из основных требований фирмы Aerojet. Это необходимо для дожигания остатков топлива.
Наверно проверяли, не будет ли кавитировать ТНА.
ЦитироватьПервая ступень до моря может и не долететь, по крайней мере при оптимальном соотношении ступеней вашей РН.
А зачем космодром именно в Амурской области? Почему бы не сделать возле Комсомольска-на-Амуре, в Хабаровском крае, недалеко от океана?
ЦитироватьНаверно проверяли, не будет ли кавитировать ТНА.
Я к тому, что даже у НК-33 проблем не было, и даже 70% тяги удалось получить. А в случае с ВСП видимо просто прервётся горение и будет вытекать топливо.
ЦитироватьА зачем космодром именно в Амурской области? Почему бы не сделать возле Комсомольска-на-Амуре, в Хабаровском крае, недалеко от океана?
Ну вы же говорили про Восточный, а его место уже определено.
ЦитироватьЯ к тому, что даже у НК-33 проблем не было, и даже 70% тяги удалось получить. А в случае с ВСП видимо просто прервётся горение и будет вытекать топливо.
Насколько я понял, там был несколько перегретый кислород, но вполне себе жидкий при давлении наддува, и двигатель работал на нем обычным образом. А чтобы насосы не закавитировали, двигатель работал не на полной тяге.Что же касается полной выработки одного из компонентов, то и без НК-33 известно, что ничего страшного с двигателем при этом не происходит.
Мда, гладко было на бумаге... Про лед-то я зыбыл!
Зимой море возле устья Амура замерзает. Мягко сажать ступени на лед - что-то мало желания.
И северная часть Каспия (примерно до уровня Мангышлака) зимой замерзает. А в южной части (если например сделать космодров в Дагестане) Каспий слишком узкий - ступень будет падать в Казахстане. Впрочем восточная часть Каспия в любом случае не российская, нужно было бы соглашение для вылавливания ступеней.
Тогда варианты - космодром на южной оконечности Крыма (сначала нужно устроить на Украине антиоранжевую революцию), ронять первые ступени в море в районе Сочи, там льда не бывает. Ступени изготавливаются в Самаре, везутся водой по Волге, через Волго-Дон, в Аральское и море и в Черное.
Или же завод по производству ракет в Комсомоьске-на-Амуре, по Амуру и морем везти на космодром возле Владивостока. Там зимой море тоже замерзает, но только у берегов - за 300 км от берега открытая вода. Правда чтобы судам выйти из бухты за упавшей ступенью, всё равно ледокол понадобится.
И наконец можно арендовать территорию для космодрома у Вьетнама например - и к экватору близко, и многоразовые ступени можно ронять в незамерзающее море. Политически конечно вариант скользкий, но чем вьетнамцы хуже казахов? Отношение к России во Вьетнаме традиционно хорошее. Думаю арендовать кусочек побережья на 50-100 лет возможно.
От блин...
Тоже мне проблема - не могут посадить ступень на землю.
Значит так. Первая ступень делается в "кубических" пропорциях. Удлинение не более 2. ПО бокам - 4..6 выдвигающихся опор.
От момента разделения до высоты 50..300м опускается на парашютах. У земли включаются тормозные ЖРД (чтобы можно было тягу регулировать как надо) и пла-авненько, аккуратненько.
Можно ступень вообще пилотируемой сделать - чтоб не сесть на кочку.
Сажать ступень - вертикально!
И не надо мне про массовое совершенство! Для первой ступени не особо актуально.
Вылавливание ступени с ЖРД - заведомая чушь. Дешевле новую сделать. Тем более в Тихом океане, где полгода - шторм.
Цитировать.
И не надо мне про массовое совершенство! Для первой ступени не особо актуально.
Да тут проблема не столько в массовом совершенстве. И даже не в стоимости системы мягкой посадке.
Проблема в другом - как тяжелую ступень массой минимум десятки, а то и сотни тонн, севшую где-нибудь в степи, возвращать за 400 км на космодром?
На воде проблема решается элементарно - маленький кораблик и буксир. А на суше - нужен монструозный перевозчик типа Целины-2, плюс ещё мощный кран для погрузки ступени.
Стоимость транспортировки резко взлетает вверх по сравнению с "водным" вариантом.
ЦитироватьВылавливание ступени с ЖРД - заведомая чушь. Дешевле новую сделать. Тем более в Тихом океане, где полгода - шторм.
Ступень у нас с вытеснительной подачей. Так что баки не менее прочны, чем у РДТТ, а в двигателе особо ломаться нечему, там только камера сгорания.
Тихий океан - он большой. В северной части возле Приморья штормы действительно не редкость (правда не думаю что при штормовом ветре пуск вообще возможен).
А вот южнее с погодой получше.
Я ведь не зря Вьетнам предложил...
Ну, ступень с вытеснительной подачей, изготовленная с учетом мореходных свойств, двигатель перед посадкой капсюлируется. Не понял только, ночему там балластные цистерны не оборудовать в баках, чтоб она своим ходом в любой шторм в порт приписки шла :D
ЦитироватьЦитировать.
И не надо мне про массовое совершенство! Для первой ступени не особо актуально.
Да тут проблема не столько в массовом совершенстве. И даже не в стоимости системы мягкой посадке.
Проблема в другом - как тяжелую ступень массой минимум десятки, а то и сотни тонн, севшую где-нибудь в степи, возвращать за 400 км на космодром?
Самоходом. Заливается в ступень (можно в спец дополнительные баки - чтоб не плескалось) порция топлива, опоры легкую недозаправленную ступень приподнимают над землей, и ступень стартует в сторону космодрома. А уж там посадить на бетонку 10*10 км и трактором оттащить - не есть проблема.
Правда, придется притащить и нацепить обтекатель, и переуложить парашюты.
Хм, может сработать.
Вызывает вопрос только возможность заправки и старта на необорудованной площадке.
Может в стороне от космодрома оборудовать 2-3 стартово-посадочные площадки? На них будет садиться ступень, с них и улетать обратно на космодром. Площадки будут расчитаны на старт легкой недозаправленной ступени (работать будут только 20-30% двигателей).
2-3 площадки - чтобы можно было сесть на них при любом наклонении орбиты при старте. Довернуть траекторию градусов на 10-20 - на это ХС понадобится махонькая. Не то что в схеме выведения "Россиянки" полностью погасить горизонтальную скорость первой ступени плюс ещё придать обратную - для возвращения сразу в точку старта.
Если ступень будеть с ВСП - обеспечить большой ресурс двигателя не проблема. ТНА вообще нет, КС работает с малой тепловой напряженностью (давление низкое).
Довести ресурс такого двигателя до 20-30 полетов особой проблемы не составит.
Cтупень со сферическими баками, типа Н-1, короткая и толстая, хорошо подойдет для вертикальной посадки. Даже парашютов не понадобится - затормозимся в атмосфере, а конечную скорость 200-300 м/с погасим двигателем.
С точки зрения надежности ступени её конечно лучше мягко посадить, чем окунать в океан и потом таскать на буксире.
Нет же, строить надо в Нижнем, по пути заходить в Самару на дооснащение, и потом, через Суэцкий канал - на Дальний Восток, на перископной глубине. Заодно будет внушающая демонстрация российского присутствия в мировом океане!
D.V.
может хватит откровенно флудить, а? :|
Shestoper
Да, с посадочно-взлетными площадками идея хорошая.
Только насчет двигателей низкого давления... тепловая нагрузка в них наоборот больше чем в двигателях высокого давления, т.к. температура в КС примерно такая же, а удельный расход охладителя на единицк площади поверхности двигателя - меньше. В таком двигателе для обеспечения нихких тепловых нагрузок и многоразовости придется жертвовать удельными характеристиками, тратя часть топлива на организацию завесы.
Еще существенный вопрос - какими возможностями бокового маневра будет обладать такая ступень? Скорость-то у неё небольшая, аэродинамическое качество никакое - если возможности горизонтального маневра будут недостаточными, а веер направлений стрельбы достаточно плотным - придется ставить много площадок, а это нехорошо...
Подумать надо.
Флудить? Ой, а вы это серъёно??? Про перелёты, ступени с вытеснительными подачами и многоразовые...
А я не понял, извините. Я не знал, больше не буду. Пойду еще чего несерьёзного почитаю. Про более реальные вещи.
Да, я это вполне серьезно про перелеты многоразовых ступеней с ВСП.
Ужос.
ЦитироватьСтупень у нас с вытеснительной подачей. Так что баки не менее прочны, чем у РДТТ, а в двигателе особо ломаться нечему, там только камера сгорания.
Однако перед посадкой у SRB отстреливается сопло. Хотя конечно можно уменьшить посадочную скорость.
ЦитироватьЦитироватьСтупень у нас с вытеснительной подачей. Так что баки не менее прочны, чем у РДТТ, а в двигателе особо ломаться нечему, там только камера сгорания.
Однако перед посадкой у SRB отстреливается сопло. Хотя конечно можно уменьшить посадочную скорость.
Можно сажать "головой" вниз. Тогда двигателю точно нечего бояться.
Тогда в голове надо ставить тормозные двигатели.
ЦитироватьТогда в голове надо ставить тормозные двигатели.
гениальная фраза... :mrgreen:
ЦитироватьТогда в голове надо ставить тормозные двигатели.
Ну да. А чего тут такого?
Все равно основные двигатели:
а) вряд ли предназначены для многократного запуска
б) имеют существенно избыточную тягу.
К тому же... зачем именно в голове ставить? Поставить в хвосте, рядом с основными. Только направить вперед (ну, можно под некоторым углом - чтобы ракету не запачкать).
А если переднюю часть сделать достаточно прочной - можно и без двигателей, только на парашюте.
(Это, разумеется, относится только к посадке на воду)
Я думаю фраза имела ассоциацию с другой головой: не ракетной.
А как вы забор топлива в перевёрнутом положении организуете?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПри желании первые ступени с ВСП с их прочными баками можно спасать с минимальными усилиями...
Спасать-то зачем? :roll:
Это может сократить расходы.
Да, куда уж дальше-то сокращать? :shock: Ведь, по-Вашему, ступень и так уже дешевая до предела! :D
ЦитироватьА как вы забор топлива в перевёрнутом положении организуете?
Либо с "крыши" бака, либо из спец доп баков для посадочной ДУ.
Дмитрий В.
Насчет необходимости спасения ступеней мне в голову всегда приходит один аргумент:
"Эти десятки тонн металла - это ж дофейхоа денег и человеко-часов. И все это богатство просто так выкидывать?!" (с) Жаба
Достаточно ведь до разумной величины снизить стоимость межполетного обслуживания - и вуаля! Первую ступень надо выпускать гораздо мнньшими объемами.
А для ступени с ВСП межполетное обслуживание - это промыть баки и двигатель, и прозвонить электрическую часть. Ну и тряпочкой протереть снаружи, чтоб красиво блестела на солнышке.
ЦитироватьЦитироватьА как вы забор топлива в перевёрнутом положении организуете?
Либо с "крыши" бака, либо из спец доп баков для посадочной ДУ.
Дмитрий В.
Насчет необходимости спасения ступеней мне в голову всегда приходит один аргумент:
"Эти десятки тонн металла - это ж дофейхоа денег и человеко-часов. И все это богатство просто так выкидывать?!" (с) Жаба
Достаточно ведь до разумной величины снизить стоимость межполетного обслуживания - и вуаля! Первую ступень надо выпускать гораздо мнньшими объемами.
А для ступени с ВСП межполетное обслуживание - это промыть баки и двигатель, и прозвонить электрическую часть. Ну и тряпочкой протереть снаружи, чтоб красиво блестела на солнышке.
Т.е. предлагаете вбухать в тяжеленную (хоть, может, и дешевую ступень с ВСП) еще пару десятков тонн на систему спасения и обеспечение многоразовости? :D Ну, допустим, с Восточного (а другого подходящего космодрома не будет ) удасться ступень уронить в море. Допустим, по Амуру куда-нибудь привезти. А как на сам космодром доставлять от реки? Добавим стоимость причала и всего прочего. Добавим увеличение себестоимости за счет сокращения серийности производства. И получим "благоухающий букет" всех "прелестей" многоразового использования.
ЦитироватьТ.е. предлагаете вбухать в тяжеленную (хоть, может, и дешевую ступень с ВСП) еще пару десятков тонн на систему спасения и обеспечение многоразовости? :D Ну, допустим, с Восточного (а другого подходящего космодрома не будет ) удасться ступень уронить в море. Допустим, по Амуру куда-нибудь привезти. А как на сам космодром доставлять от реки? Добавим стоимость причала и всего прочего. Добавим увеличение себестоимости за счет сокращения серийности производства. И получим "благоухающий букет" всех "прелестей" многоразового использования.
Не пару десятков тонн, а пару тонн.
Причал - железобетонный настил, уходящий в воду. Стоимость - мизерная. Можно далеко не уводить в воду, ступень легкая - осадка небольшая будет...
А далеко там от реки до космодрома?
При такой серийности уменьшение в 5 раз мало на что повлияет.
ЦитироватьЦитироватьТ.е. предлагаете вбухать в тяжеленную (хоть, может, и дешевую ступень с ВСП) еще пару десятков тонн на систему спасения и обеспечение многоразовости? :D Ну, допустим, с Восточного (а другого подходящего космодрома не будет ) удасться ступень уронить в море. Допустим, по Амуру куда-нибудь привезти. А как на сам космодром доставлять от реки? Добавим стоимость причала и всего прочего. Добавим увеличение себестоимости за счет сокращения серийности производства. И получим "благоухающий букет" всех "прелестей" многоразового использования.
Не пару десятков тонн, а пару тонн.
Причал - железобетонный настил, уходящий в воду. Стоимость - мизерная. Можно далеко не уводить в воду, ступень легкая - осадка небольшая будет...
А далеко там от реки до космодрома?
При такой серийности уменьшение в 5 раз мало на что повлияет.
Это с чего это она легкая будет, из нержавейки-то? И с чего - рост массы всего на 2 т? Во-первых, парашютная система спасения -тонны 3-4, минимум, для 100-тонной чушки. Во-вторых - усиление конструкции для учета многоразовости - еще тонн 5-10. Ну, и по мелочи: дополнительная герметизация обтекателя (его ведь Shestoper хотел ставить на ступень со сферическими баками), всякие такелажные узлы, дополнительные лючки для доступа к системам и узлам и т.д.
Многоразовость в данном случае, по-моему, чушь!
Разве что выбрать поле падения так, чтобы было легко собирать и перерабатывать металлолом. :wink:
А расстояние от Зеи там небольшое, поэтому первую ступень с ВСП действительно можно делать в Комсомольске и везти на барже к Углегорску, с перегрузкой на транспортёр на берегу.
ЦитироватьТ.е. предлагаете вбухать в тяжеленную (хоть, может, и дешевую ступень с ВСП) еще пару десятков тонн на систему спасения и обеспечение многоразовости? :D Ну, допустим, с Восточного (а другого подходящего космодрома не будет ) удасться ступень уронить в море. Допустим, по Амуру куда-нибудь привезти. А как на сам космодром доставлять от реки? Добавим стоимость причала и всего прочего. Добавим увеличение себестоимости за счет сокращения серийности производства. И получим "благоухающий букет" всех "прелестей" многоразового использования.
Если это позволит использовать ступень хотя бы 5-10-кратно - почему бы не вбухать. Если американцы на своих спасаемых ТТУ экономию имеют, то для ступени с ЖРД экономия тем более будет - её ведь не надо везти на завод для повторной заливки топливного заряда.
Стоимость межполетного обслуживания ступени с ВСП будет намного меньше обычной ступени с ЖРД - тестить надо меньше систем.
Парашютная система спасения усложнит ступень минимально - это вам не "Байкал" с ТРД и раскладными крыльями.
До космодрома от реки ступень можно доставлять на специальном транспортере.
Причем осадка у неё будет метра полтора, не больше. Можно вырыть на берегу Амура глубокий заливчик, типа дока, метра 3-4 глубиной. По наклонному спуску загонять транспортер под воду - с таким расчетом, чтобы его платформа была на глубине 1,5 метров. Потом заводить в залив ступень, крепить её к транспортеру - и он выезжает на берег, можно обойтись без кранов.
ЦитироватьЕсли это позволит использовать ступень хотя бы 5-10-кратно - почему бы не вбухать. Если американцы на своих спасаемых ТТУ экономию имеют, то для ступени с ЖРД экономия тем более будет - её ведь не надо везти на завод для повторной заливки топливного заряда.
Парашютная система спасения усложнит ступень минимально - это вам не "Байкал" с ТРД и раскладными крыльями.
До космодрома от реки ступень можно доставлять на специальном транспортере.
Причем осадка у неё будет метра полтора, не больше. Можно вырыть на берегу Амура глубокий заливчик, типа дока, метра 3-4 глубиной. По наклонному спуску загонять транспортер под воду - с таким расчетом, чтобы его платформа была на глубине 1,5 метров. Потом заводить в залив ступень, крепить её к транспортеру - и он выезжает на берег, можно обойтись без кранов.
1)С чего Вы взяли, что американцы имеют экономию на спасении ТТУ? :roll: Если бы они применили одноразовые СТУ, стоимость пуска, вероятно, была бы меньше.
2)Повторяю вопрос: нафига делать "дешевую", хоть вдвое-втрое более тяжелую (по относительной, да и по абсолютной массе) ступень с ВСП еще и многоразовой?
3)Сколько будет стоить "вырыть заливчик" (не забудьте учесть в стоимости запуска) с причалом?
4)Надо понимать, транспортер, как трелевочный трактор, потащит 100-тонную болванку через тайгу (ладно, через специально построенную дорогу, кстати, ее стоимость на пуск тоже не забудьте отнести, заодно с транспортером), аки бревно? :shock: Ню-ню...
Оказывается, транспортировка - самое дорогое в SRB? :wink:
Углегорск на Зее стоит:
(http://i031.radikal.ru/0803/5a/70babc22f2c3.jpg)(http://i021.radikal.ru/0803/14/15e0b3ef22eb.jpg)
Цитировать1)С чего Вы взяли, что американцы имеют экономию на спасении ТТУ? :roll: Если бы они применили одноразовые СТУ, стоимость пуска, вероятно, была бы меньше.
2)Повторяю вопрос: нафига делать "дешевую", хоть вдвое-втрое более тяжелую (по относительной, да и по абсолютной массе) ступень с ВСП еще и многоразовой?
3)Сколько будет стоить "вырыть заливчик" (не забудьте учесть в стоимости запуска) с причалом?
4)Надо понимать, транспортер, как трелевочный трактор, потащит 100-тонную болванку через тайгу (ладно, через специально построенную дорогу, кстати, ее стоимость на пуск тоже не забудьте отнести, заодно с транспортером), аки бревно? :shock: Ню-ню...
1) Они сами так говорят. И тут им можно верить - если бы спасение ТТУ было бы невыгодно, что мешало бы использовать их одноразово? Система Шаттла из-за этого не изменится.
Однако десятки лет пускают и вылавливают ТТУ из моря-окиана.
А у ступени с ЖРД межполетный цикл будет дешевле - для спасения не нужны водолазные работы, для заправки не нужно снова ехать на завод.
2) Чтобы ещё больше сэкономить, для чего же ещё? :)
3) Котлован 50х20х4 метра - думаю пару процентов от стоимости ступени :)
4) Дорога всё равно понадобится. Ступень с завода доставляется к космодрому по воде, а остаток пути - естественно по дороге. Для доставки на космодром спасенной ступени используем ту же схему.
Цитировать1) Они сами так говорят. И тут им можно верить - если бы спасение ТТУ было бы невыгодно, что мешало бы использовать их одноразово? Система Шаттла из-за этого не изменится.
Однако десятки лет пускают и вылавливают ТТУ из моря-окиана.
А у ступени с ЖРД межполетный цикл будет дешевле - для спасения не нужны водолазные работы, для заправки не нужно снова ехать на завод.
2) Чтобы ещё больше сэкономить, для чего же ещё? :)
3) Котлован 50х20х4 метра - думаю пару процентов от стоимости ступени :)
4) Дорога всё равно понадобится. Ступень с завода доставляется к космодрому по воде, а остаток пути - естественно по дороге. Для доставки на космодром спасенной ступени используем ту же схему.
1)Не думаю. Скорее всего, им надо загрузить работой несколько тысяч человек. Тоже дело.
2)То есть эффект от многоразовости будет мизерный.
3)Эт чего, все-такки ступень с ВСП такая дорогущая будет?
4)А, может, лучше, по ж/д? диаметром 4,1 м?
ЦитироватьУглегорск на Зее стоит:
Река судоходная?
Вроде, судоходная.
Цитировать1)Не думаю. Скорее всего, им надо загрузить работой несколько тысяч человек. Тоже дело.
2)То есть эффект от многоразовости будет мизерный.
3)Эт чего, все-такки ступень с ВСП такая дорогущая будет?
4)А, может, лучше, по ж/д? диаметром 4,1 м?
1) Может быть. Хотя у них есть возможность занять эти тысячи людей на другой работе - изготовлении одноразовых ступеней.
Официально они заявляют, что спасение ТТУ стоит 40% от его изготовления. Если они врут, значит спасать не будем, и всего делов.
2) Может и так. Нужно считать детально. Многое факторов, точной информации по котором нет в открытом доступе для простых смертных. Я не уперся лбом в многоразовую первую ступень. Если выгоднее будет одноразовая - будем делать одноразовую. Я в своих предположениях исходил из доступной мне открытой информации.
4) Только не это! :)
Опять протаскивать тяжелые носители (да ещё с водородной второй ступенью) через 4-метровое игольное ушко...
Расположение космодрома у воды дает возможность транспортировки ступеней любых размеров, и при необходимости - относительно простой системы спасения первой ступени.
Цитировать4) Только не это! :)
Опять протаскивать тяжелые носители (да ещё с водородной второй ступенью) через 4-метровое игольное ушко...
Расположение космодрома у воды дает возможность транспортировки ступеней любых размеров, и при необходимости - относительно простой системы спасения первой ступени.
А ну как лед зимой на реке, да еще 6-ть месяцев. Тогда как?
Вообще Свободный плохо подходит для роняния первой ступени в океан - до оекана в восточном направлении 900 км.
Больше плодошел бы космодром в Хабаровском или в Приморском крае.
Если разобраться, то выяснится, что многоразовость - некая хитрая уловка, выгодная разработчику и производителю ракетной техники, но не выгодная обществу (налогоплательщикам).
ЦитироватьВообще Свободный плохо подходит для роняния первой ступени в океан - до оекана в восточном направлении 900 км.
Больше плодошел бы космодром в Хабаровском или в Приморском крае.
Ну ребята вы даете. Вас бы с Rainbow на места Путина с Медведевым.
ЦитироватьВообще Свободный плохо подходит для роняния первой ступени в океан - до оекана в восточном направлении 900 км.
Больше плодошел бы космодром в Хабаровском или в Приморском крае.
Да, ладно, чего уж там! Увеличим ХС 1-й ступени. Хрен с ней, с оптимальностью, зато многоразовость обеспечим :wink:
ЦитироватьЕсли разобраться, то выяснится, что многоразовость - некая хитрая уловка, выгодная разработчику и производителю ракетной техники, но не выгодная обществу (налогоплательщикам).
:shock: Че-его?!?!?!
Как это многоразовость производителю выгоднее?!
ЦитироватьЦитироватьВообще Свободный плохо подходит для роняния первой ступени в океан - до оекана в восточном направлении 900 км.
Больше плодошел бы космодром в Хабаровском или в Приморском крае.
Да, ладно, чего уж там! Увеличим ХС 1-й ступени. Хрен с ней, с оптимальностью, зато многоразовость обеспечим :wink:
Не, только не это! От увеличения ХС первой ступени все беды!
На Ангару хотя бы взгляните, вы чего?
Ну в пень. Лучше уж на землю мягко сажать, чем так извращаться.
ЦитироватьНу в пень. Лучше уж на землю мягко сажать, чем так извращаться.
Только в тайге уж точно придется площадки готовить. Тайга не степь, на ёлку мягко не сядешь.
А можно и плюнуть на многоразовость при пусках с территории России.
Всё равно у меня для пусков на ГСО другой вариант имеется - аренда земли под космодром у Вьетнама. От экватора близко, местная власть стабильна и к России неплохо относится, под боком незамерзающий океан. Там ронять в воду многоразовую ступень удобно.
ЦитироватьЕсли разобраться, то выяснится, что многоразовость - некая хитрая уловка, выгодная разработчику и производителю ракетной техники, но не выгодная обществу (налогоплательщикам).
Разработчику может и выгодная, а вот серийному производителю - наоборот.
ЦитироватьЦитироватьЕсли разобраться, то выяснится, что многоразовость - некая хитрая уловка, выгодная разработчику и производителю ракетной техники, но не выгодная обществу (налогоплательщикам).
:shock: Че-его?!?!?!
Как это многоразовость производителю выгоднее?!
Если вкратце. Как разрабатывается современный пассажирский самолет? Фирма-разработчик/производитель совместно с авиаперевозчиками проводит маркетинг , формулирует требования. Потом проектирует самолет, строит, испытывает, запускает в производство. Заметим, за свои деньги (собственные, кредитные и авансы заказчиков). Потом продает, окупая затраты на разработку и производство. Аналогично в остальных областях, но не в ракетостроении. Нет и не было ни одной коммерчески успешной (да и просто успешной) РН, разработанной и производимой исключительно на средства разработчика. Разработку целиком оплачивает государство (общество), а потом государство покупает изготовленные носители. В чем интерес государства? Правильно: чтобы совокупные затраты на создание и производство РН были минимальными. Разработчику РН нет нужды "отбивать" затраты на НИОКР - они ему изначально оплачены государством! В чем интерес разработчика? В том, чтобы затраты на разработку РН были максимальными, а себестоимость производства, пересчитанная на пуск, минимальна. Этому требованию идеально отвечают многоразовые РН. Поэтому с завидным постоянством разработчики пытаются впарить государству многоразовые системы. Иногда им это удается :cry: Нам, налогоплатенльщикам, многоразовость нахрен не нужна (по крайне мере, до тех пор, пока потребность в пусках не превысит 100-200 в год).
И что, для разработки парашютной системы спасения первой ступени нужны мега-дорогие НИОКР? :wink:
Это ведь не АКС всякие - первая ступень с ВСП строится и спасается на "пещерных" технологиях.
Вот вам:
Цитироватьпадумаешь! вот вам УРМ стандартизированный с жд цистерной. Силовая обвязка позволяет как угодно компоновать блоки. Дросселирование и перелив - конечно! :)
(http://img01.picoodle.com/img/img01/4/3/4/f_raym_ec26ba3.jpg)
Можно даже прямо с завода заправленными привозить. Только за гастарбайтерами следить, чтобы гайки правильно затягивали. А спец проверит коммуникации. И - усё! :wink:
реинкарнация из ЧД
ЦитироватьВот вам:
Цитироватьпадумаешь! вот вам УРМ стандартизированный с жд цистерной. Силовая обвязка позволяет как угодно компоновать блоки. Дросселирование и перелив - конечно! :)
Можно даже прямо с завода заправленными привозить. Только за гастарбайтерами следить, чтобы гайки правильно затягивали. А спец проверит коммуникации. И - усё! :wink:
реинкарнация из ЧД
Колеса даже оставить можно: в многоразовом исполнении на них садиться будем :lol:
(http://img03.picoodle.com/img/img03/4/3/4/f_ray1m_edb437e.jpg)
ЦитироватьИ что, для разработки парашютной системы спасения первой ступени нужны мега-дорогие НИОКР? :wink:
Это ведь не АКС всякие - первая ступень с ВСП строится и спасается на "пещерных" технологиях.
Пожалейте производителей РН, у них дети тоже хотят кушать конфетки!
Так уже обсуждали - железнолорожный старт! :wink:
ЦитироватьВроде, судоходная.
doc писал, что да! :wink:
ЦитироватьЦитироватьИ что, для разработки парашютной системы спасения первой ступени нужны мега-дорогие НИОКР? :wink:
Это ведь не АКС всякие - первая ступень с ВСП строится и спасается на "пещерных" технологиях.
Пожалейте производителей РН, у них дети тоже хотят кушать конфетки!
Хрен им, а не конфетки!
Будут жить на прибыль от мелкосерийного производства дешевых многоразовых ступеней! :)
ЦитироватьХрен им, а не конфетки!
Будут жить на прибыль от мелкосерийного производства дешевых многоразовых ступеней! :)
За что ж деток так?
Пусть государство им специальное пособие на конфетки выплачивает - как членам семьи инженеров космической отрасли :twisted:
ЦитироватьПусть государство им специальное пособие на конфетки выплачивает - как членам семьи инженеров космической отрасли :twisted:
Ну, Вы и садист :twisted:
Нагрузки на конструкцию при перевозки по ЖД и так не есть хорошо.
На стыках рельс – тынс тынс тынс ;)
А тут ступень заправленная...
Тяжеленькая конструкция УРМа будет.
Если кислород уже в баке – нужен вагон холодильник и теплоизоляция...
А еще льда намерзнет на цистерны.
Ничего ты не понимаешь в идеальных первых ступенях. Не романтик ты. :D
ЦитироватьНичего ты не понимаешь в идеальных первых ступенях. Не романтик ты. :D
А главное - заправить на стартовом комплексе ведь гораздо сложнее, тем таскать через пол страны а потом еще и собирать в МИКе заправленные ступени массой тонн по 200 :twisted:
И, ты - не романтик! То ли дело летать на УРМах с завода на космодром! :twisted:
ЦитироватьЦитироватьВроде, судоходная.
doc писал, что да! :wink:
А против замерзания зимой ступень должна быть ледокольной! :wink: :lol:
Завозим первую ступень в тёплое время года. :wink:
Делов-то? Тащим ступень буксиром-ледоколом.
Чтобы лед ступень не покрамсал - надуть по бокам "сосиски", или просто какие-нибудь бочки навесить...
Да уж намного проще применить корабль с затопляемым отсеком, как у десантных и ряда других. :wink:
Ступень на борт - и без сосисок обойдемся. :lol:
А так перевозить можно прямо от места приводнения.
Ещё один вариает оптимальной ступени с ВСП. :P
ЦитироватьВоплощаем фантазии в жизнь!
(http://v.foto.radikal.ru/0706/a5/b791e0da1133.jpg)