Из презентации НИИМАШ (http://www.lpre.de/resources/articles/RDIME_products.pdf) с сайта Гостя 22 :
(http://s52.radikal.ru/i138/0809/a9/888829484259.jpg)
Кстати тяги в 265 кгс ПМСМ достаточно для основной ДУ ПКК на НЗО.
В чём преимущества такой топливной пары?
1. Нетоксчность компонентов.
2.Возможность длительного хранения, в том числе и при низкой температуре.
3. Возможность использования кислорода в СЖО (при необходимости и спирта тоже :wink: ).
4. Отсутствие сажи и токсичных компонентов в выхлопе.
Недостаток это конечно низкий УИ.
ЦитироватьНедостаток это конечно низкий УИ.
И относительно тяжелые баллоны высокого давления для О2.
Это частично компенсируется тем, что всё равно обычно используется вытеснительная система подачи и наддув азотом. А здесь просто кислород под давлением.
Ндаа! Боюсь, что при таком двигателе ситуации будут возникать не по причине пироболтов :D
Закуски нужно грузить побольше. Лучше всего Сала. :lol:
ЦитироватьЭто частично компенсируется тем, что всё равно обычно используется вытеснительная система подачи и наддув азотом. А здесь просто кислород под давлением.
Кстати, а можно бак со спиртом наддувать тем же кислородом? Или возможно самовоспламенение?
ЦитироватьЗакуски нужно грузить побольше. Лучше всего Сала. :lol:
Ага, как говорит неназванный источник в ESA:
Цитироватьпосадочные двмгатели нового ПКК представляют собой цилиндрический шмат сала с центральным каналом по которому подается кислород. Этот же канал служит камерой сгорания.
ЦитироватьЦитироватьНедостаток это конечно низкий УИ.
И относительно тяжелые баллоны высокого давления для О2.
Да, интересно, сколько они будут весить?
И потом, называть спирт нетоксичным компонентом - это большая натяжка ;)
Тогда уж керосин. Такое же долгое хранение, зато не летучий.
Могёт замёрзнуть. :roll:
Проблемы с зажиганием. При сгорании образуется сажа.
Поэтому спирт не случаен.
А при сгорании НДМГ сажа не образуется?
Да и УИ тут всё же немаловажен, если конечно для лунного варианта с ХС в 1400 м/с (или еще больше? :roll: ) не делать совершенно новый другой ПАО.
А если такие двигатели использовать вместо перекисных? Какой УИ у двигателей на перекиси?
Пониже, т.к. там кроме кислорода еще некоторое количество относительно инертной воды. Но не критично. Ну, может будет 255 против 265...
Если так важны цифры - могу посчитать.
Достаточно просто оценки. Т.е. УИ примерно тот же? Но хранить спирт и сжатый кислород можно дольше, без принятия специальных мер. Кроме того они дешевле и проще в обращении.
ЦитироватьЦитироватьЭто частично компенсируется тем, что всё равно обычно используется вытеснительная система подачи и наддув азотом. А здесь просто кислород под давлением.
Кстати, а можно бак со спиртом наддувать тем же кислородом? Или возможно самовоспламенение?
Я вот подумал: газ наддува при вытеснительной подаче отделён от топлива мембраной. Прямого контакта с топливом нет, а значит бак со спиртом можно наддувать тем же кислородом, а не таскать азот в качестве балласта. :roll:
В качестве балласта там все же будет гелий. Но судя по давлению подачи, система подачи может быть сделана по мотивам РСУ Бурана, т.е. газификация жидкого кислорода с подачей спирта в ГГ элекронасосом, использование полученного газа для привода ТНА кислорода и расходование его в двигателе через ресивер. При этом спирт в КС подается вытеснительной подачей, хотя в принципе возможна и подача тем же ТНА.
Если использовать данный двигатель в КТДУ и ПАО, то наверное да.
Хотя там и НДМГ с АТ неплохо работают.
А если эту топливную пару использовать в управляющих двигателях СА? ЖК, газогенератора и ТНА там точно не будет. Да и в ПАО ЖК вряд ли можно использовать учитывая срок пребывания Союза на орбите в полгода - год.
Потребная ХС СА столь мала, что УИ там не имеет сколько-нибудь существенного значения. Если же нужен большой САС, лучше взять гидразин, чем возиться с несамовоспламеняющимися компонентами.
Так никто с этим и не спорит.
Речь о том, что перекись ограничивает время пребывания ПКК на орбите. А топливная пара спирт газообразный кислород, будучи нетоксичной (разве что для печени при употреблении внутрь :wink: ) позволит решить проблему продления пребывания на орбите. Падения УИ не бдет, да и запас топлива нужен небольшой. А баллоны с кислородом всё равно в СЖО СА должны быть.
Проблема любых ЖРД - относительно низкая тяговооруженность. ДМП должны быстро выдать тормозной импульс, а для этого нужна большая тяга. Фактически тяга при посадке лимитируется сверху только перегрузками порядка 3-3,5 g. Однако, одновременно необходима возможность глубокого дросселирования ДМП - до 1-0,9 g.
Если использовать только ЖРД, то это потребует не менее 500 кг только на сами двигатели. А чисто на РДТТ очень сложно обеспечить глубокое изменение тяги.
Так что задачка нетривиальная...
Возможно, оптимальным будет комбинированная ДУ - а) пакет РДТТ для выдачи главного тормозного испульса, тягой 15-20 т и б) группа ЖРД МП тягой ~8 т, питающихся от общих баков с СОИЗ ВА.
ЦитироватьТак никто с этим и не спорит.
Речь о том, что перекись ограничивает время пребывания ПКК на орбите. А топливная пара спирт газообразный кислород, будучи нетоксичной (разве что для печени при употреблении внутрь :wink: ) позволит решить проблему продления пребывания на орбите. Падения УИ не бдет, да и запас топлива нужен небольшой. А баллоны с кислородом всё равно в СЖО СА должны быть.
Блин, баллоны высокого давления меня напрягают...
При жесткой посадке рванут :(
Перекись можно хранить пол-года - см. Союзы.
Они там всё равно уже есть. Да и бак с перекисью при жёсткой посадке тоже может рвануть. :roll:
ЦитироватьБлин, баллоны высокого давления меня напрягают...
При жесткой посадке рванут :(
Если баллоны армировать композитом (напрмер, органопластиком), то разрушение может быть безопасным, без разлета осколклв и т.п.
Скажите, а почему спирт? почему не традиционные нефтепродукты (выше плотность, выше УИ)?
Чем спирт лучше?
ЦитироватьСкажите, а почему спирт? почему не традиционные нефтепродукты (выше плотность, выше УИ)?
Чем спирт лучше?
Так вроде, на предыдущей странице об этом писали :roll: Нетоксичность исходных компонентов и продуктов сгорания, длительные сроки хранения, дешевизна, отсутствие сажи, меньше проблем с охлаждением камеры и т.п.
А вот и баллоны (http://www.lpre.de/resources/articles/RDIME_products.pdf) (1,34 Мб):
(http://s60.radikal.ru/i168/0809/f7/c2630f486569t.jpg) (http://radikal.ru/F/s60.radikal.ru/i168/0809/f7/c2630f486569.jpg.html)(http://s50.radikal.ru/i130/0809/3d/d4236bad418at.jpg) (http://radikal.ru/F/s50.radikal.ru/i130/0809/3d/d4236bad418a.jpg.html)(http://s48.radikal.ru/i122/0809/35/27afdf23bdb8t.jpg) (http://radikal.ru/F/s48.radikal.ru/i122/0809/35/27afdf23bdb8.jpg.html)
ЦитироватьЦитироватьСкажите, а почему спирт? почему не традиционные нефтепродукты (выше плотность, выше УИ)?
Чем спирт лучше?
Так вроде, на предыдущей странице об этом писали :roll: Нетоксичность исходных компонентов и продуктов сгорания, длительные сроки хранения, дешевизна, отсутствие сажи, меньше проблем с охлаждением камеры и т.п.
Нет, вот это как раз осталось за кадром. Токсичность: что спирт, что бензин лучше не пить, а так - ОК. Срок хранения у бензина ничуть не меньше, бензин дешевле спирта, а за меньшую температуру камеры жёсткая расплата в виде сильно заниженого УИ. Что остаётся? Отсутсвие сажи?
При том, что УИ меньше и меньше плотность.
Непонятно.
Сложности с зажиганием.
ЦитироватьСложности с зажиганием.
Отговорки.
Возможно, это просто КС для экспериментальных работ. :roll:
Нет, при необходимости глубокого дросселирования (плавного управления тягой) спирт, действительно, гораздо предпочтительнее керосина и других углеводородов. Теоретическое же снижение УИ для 96% спирта, по сравнению с керосином, не превышает 5%
Поправьте меня если ошибаюсь, но метиловый спирт более "энергоёмок" чем этиловый ...
ЦитироватьПоправьте меня если ошибаюсь, но метиловый спирт более "энергоёмок" чем этиловый ...
Метиловый спирт эквивалентен этиловому, сильно разбавленному водой (речь, конечно, о его свойствах, как топлива). Поэтому этиловый спирт гораздо лучше и даёт больше энергии при сгорании.
Понятно, метиловый просто дает больше водорода при реакции в топливных элементах.
В НК №4 за 2006 год из статьи А.Борисова "Оседлав «зеленого змия»...":
(http://s50.radikal.ru/i128/0809/49/bc3cbbcbaca5.jpg)
(http://i039.radikal.ru/0809/96/f96c74dbd868.jpg)
В Армадилоаэроспейс
http://armadilloaerospace.com/n.x/Armadillo/Home/News?news_id=360
что то по баловались с LOx и спиртом и решили перейти на LOx и жидкий метан.
А вот интересно, если такая ДУ планировалась на Клипере, то какая будет на новом ПКК?
Можно предположить, что на трансформере точно такая же как на Клипере, поскольку ДУ фактически в гермообъёме.
ЦитироватьВ НК №4 за 2006 год из статьи А.Борисова "Оседлав «зеленого змия»...":
(http://s50.radikal.ru/i128/0809/49/bc3cbbcbaca5.jpg)
(http://i039.radikal.ru/0809/96/f96c74dbd868.jpg)
И всё-таки... Что мы видим? Видим всего-лишь видимость создания двигателя, хотя на самом деле создана камера сгорания с соплом, что, как видно из сообщения, несложно. Никакого ТНА, никаких проблем с сажеобразованием, которые должен был решить этиловый спирт. И главное - пропиловый/изопропиловый ненамного хуже по охлаждающим свойствам, вполне приемлемым, учитывая меньший тепловой поток. И лучше по УИ. Отсюда относительно простая штуковина, предполагающая спиртовую инфраструктуру, вызывает обоснованные подозрения.
ЦитироватьТоксичность: что спирт, что бензин лучше не пить, а так - ОК.
Подозреваю, пары спирта менее опасны, чем пары бензина. Дальше, спирт организму проще метаболизировать, если он как-то попал внутрь. И ещё - на бензине ЖРД не делают и не предлагают; сделать можно, но там своих проблем - по сравнению с керосином (ракетным керосином) хватает.
ЦитироватьСрок хранения у бензина ничуть не меньше, бензин дешевле спирта,
Ракетный керосин - который РГ-1 - вполне может быть дороже чистого этанола.
Цитироватьа за меньшую температуру камеры жёсткая расплата в виде сильно заниженого УИ.
Несильно. Спирт-кислородный двигатель довольно легко в вакууме даёт 300 с УИ.
ЦитироватьЧто остаётся? Отсутсвие сажи?
Это достаточно немаловажно, если нужны многоразовые ЖРД на многоразовом корабле.
ЦитироватьПри том, что УИ меньше и меньше плотность.
Непонятно.
Плотность меньше - но это не так важно, количества невелики. УИ меньше незначительно. Проще с инициированием горения, нет сажи, экологичнее (если, скажем, разлив при заправке) и дешевле. Думаю, примерно такие соображения. Те критерии, которые тут применяются, отличаются от таковых для маршевиков первых ступеней.
Спирть может использоваться и абсолютный. Он конечно дороже, но цена УИ в конечном итоге выше.
ЦитироватьЭто достаточно немаловажно, если нужны многоразовые ЖРД на многоразовом корабле.
А как образование сажи связано с многоразовостью?
Я не спорю. :)
Я не понимаю. :)
ЦитироватьЦитироватьЭто достаточно немаловажно, если нужны многоразовые ЖРД на многоразовом корабле.
А как образование сажи связано с многоразовостью?
Я не спорю. :)
Я не понимаю. :)
Сажа повышает тепловое сопротивление, что вызывает рост температуры нагрева стенки и риск прогара. В любом случае сниджается ресурс и надежность ЖРД.
ЦитироватьСажа повышает тепловое сопротивление, что вызывает рост температуры нагрева стенки и риск прогара. В любом случае сниджается ресурс и надежность ЖРД.
Но она же образуется с
внутренней стороны сопла?
Большой градиент температуры в слое сажи вызовет только понижение температуры стенок КС и сопла, никак не наоборот.
Наоборот было бы, если бы сажа мешала не притоку энергии на стенки от нагревателя, а оттоку со стенки на холодильник. А это здесь не так.
ЦитироватьЦитироватьСажа повышает тепловое сопротивление, что вызывает рост температуры нагрева стенки и риск прогара. В любом случае сниджается ресурс и надежность ЖРД.
Но она же образуется с внутренней стороны сопла?
Большой градиент температуры в слое сажи вызовет только понижение температуры стенок КС и сопла, никак не наоборот.
Наоборот было бы, если бы сажа мешала не притоку энергии на стенки от нагревателя, а оттоку со стенки на холодильник. А это здесь не так.
Беда в том, что "сажа" (углерод) может выделяться в тракте охлаждения при разложении керосина.
Статья "На чем будут летать космонавты? Перспективы создания нового корабля" в журнале "Новости космонавтики" №9, 2008 г., с.8-12 (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8266&postdays=0&postorder=asc&start=685)
ЦитироватьДля обеспечения безопасности, в том числе и при послеполетном и межполетном обслуживании, в двигательной установке корабля должны использоваться экологически безопасные компоненты топлива.
.....
Внутри служебного модуля размещаются сферические баки двигательной установки (низкого и высокого давления), разделенные на две секции. Дополнительно к двигателям причаливания и ориентации устанавливается маршевый двигатель, обеспечивающий увод корабля с орбиты Луны.
Снаружи отсека в дополнение к имеющимся антеннам и датчиковой аппаратуре размещаются антенны дальней связи и звездные датчики.
Поскольку есть ограничения по массе корабля для полета к Луне, а масса лунного ППК, по расчетам, увеличивается почти в два раза при использовании в двигательной установке нетоксичных компонентов топлива типа спирта и газообразного кислорода, предлагается в модификации корабля для полетов к Луне использовать в двигательной установке компоненты топлива АТ и НДМГ (о чем упоминалось в таблице массовой сводки ППК).
Вообще забавно наблюдать - сколько всего перетащили с Клипера на новый ПТК :)
ЗЫ. 2Сало по поводу ПАО к Луне. Посмотрите- там же натурально Фрегат засунули в ПАО - шарообразные баки и двигатель 2 тс.
А что ещё можно засунуть? Бриз КМ? :roll:
ИМХО ПАО к Луне на только вонючке.
Кстати в околоземном СМ и СИОС согласно статье используются кислородно-спиртовые двигатели тягой 25, 50 и 60 кгс:
(http://s51.radikal.ru/i131/0809/a8/84b3fec1e60c.jpg)
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/PPTS/PPTS-2.gif)
ЦитироватьИМХО ПАО к Луне на только вонючке.
Да в ПАО вообще только вонючку надо ставить. Никто от нее не умирал на Союзе и тут не помрет.
ЦитироватьИМХО ПАО к Луне на только вонючке.
Так и пишут:
ЦитироватьПоскольку есть ограничения по массе корабля для полета к Луне, а масса лунного ППК, по расчетам, увеличивается почти в два раза при использовании в двигательной установке нетоксичных компонентов топлива типа спирта и газообразного кислорода, предлагается в модификации корабля для полетов к Луне использовать в двигательной установке компоненты топлива АТ и НДМГ
Подозреваю что наиболее экстравагантные решения отомрут очень быстро. И все к середине 2009 выродится в нормальную капсулу с парашютом и ПАО на вонючке. Без изысков.
Спирт с кислородом можно оставить в СИОС. Остальное изыски.
И в тогда в 2015 эту штуку точно запустят.
т.е. в мягкую посадку на жрд тут никто не верит, ввиду технической сложности и малой надежности?
В мягкую посадку ВА на ЖРД не верит даже РККЭ. :roll:
ЦитироватьПодозреваю что наиболее экстравагантные решения отомрут очень быстро. И все к середине 2009 выродится в нормальную капсулу с парашютом и ПАО на вонючке. Без изысков.
И будут катать парашютную систему массой так в пару тонн на Луну и обратно.Класс.Да кстати,о многоразовости можно будет и не вспоминать.
Братушка писал(а):ЦитироватьИ будут катать парашютную систему массой так в пару тонн на Луну и обратно.Класс. Да кстати,о многоразовости можно будет и не вспоминать.
Что-то массой пару тонн или более для посадки на Землю к Луне и обратно придется катать в любом случае.
А многоразовая капсула - это вообще химера. Легче сразу забыть.
Пару тонн не надо. Максимум 1,5. Одинаково что РДТТ, что паршют.
ЦитироватьБратушка писал(а):ЦитироватьИ будут катать парашютную систему массой так в пару тонн на Луну и обратно.Класс. Да кстати,о многоразовости можно будет и не вспоминать.
Что-то массой пару тонн или более для посадки на Землю к Луне и обратно придется катать в любом случае.
А многоразовая капсула - это вообще химера. Легче сразу забыть.
С таким оптимизьмом впору сразу в простыню завернуться и на кладбище ползти ;)
Тогда пусть на "Союзах" летают,-нечего выеживаться. :wink:
ЦитироватьПару тонн не надо. Максимум 1,5. Одинаково что РДТТ, что паршют.
А там точно одни РДТТ и нет ни одного парашюта? А вдруг РДТТ откажут? :roll:
ЦитироватьПоскольку есть ограничения по массе корабля для полета к Луне, а масса лунного ППК, по расчетам, увеличивается почти в два раза при использовании в двигательной установке нетоксичных компонентов топлива типа спирта и газообразного кислорода, предлагается в модификации корабля для полетов к Луне использовать в двигательной установке компоненты топлива АТ и НДМГ (о чем упоминалось в таблице массовой сводки ППК).
Интересно, почему не рассматривается вариант перекись-этанол. По УИ если и проигрывает АТ/НДМГ, то немного, хранится хорошо, массовое совершенство больше кислород-спирта, экологична... Что-то тут не так :) .
Сам задавался этим вопросом. Если срок пребывания в составе МКС остаётся 200 суток, то проблем с хранением перекиси быть не должно.
ЦитироватьЦитироватьПару тонн не надо. Максимум 1,5. Одинаково что РДТТ, что паршют.
А там точно одни РДТТ и нет ни одного парашюта? А вдруг РДТТ откажут? :roll:
А вдруг парашют откажет? Что тогда делать?
На самом деле надежность РДТТ ничуть не меньше надежности парашюта. Непривычно просто.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПару тонн не надо. Максимум 1,5. Одинаково что РДТТ, что паршют.
А там точно одни РДТТ и нет ни одного парашюта? А вдруг РДТТ откажут? :roll:
А вдруг парашют откажет? Что тогда делать?
На самом деле надежность РДТТ ничуть не меньше надежности парашюта. Непривычно просто.
В результате, поставят и парашюты и посадочные РДТТ :D
Вот и я о том же. :wink:
Что может быть проще пироболта.
Только нераскрытие парашюта в результате турбулентности.
У Бродяги ещё один никнейм появился? :lol:
Баки для газообразного кислорода - болезненный бред. А испарять жидкий - в чём пафос?
Спирт - тоже бред, хоть и не настолько болезненный :). Ну не нравится керосин - летайте на лёгких фракциях. Спирт менее стабилен, менее энергоёмок, более токсичен, более дорог... Нафига-с?
Многоразовость, люди...
ЦитироватьЦитироватьПоскольку есть ограничения по массе корабля для полета к Луне, а масса лунного ППК, по расчетам, увеличивается почти в два раза при использовании в двигательной установке нетоксичных компонентов топлива типа спирта и газообразного кислорода, предлагается в модификации корабля для полетов к Луне использовать в двигательной установке компоненты топлива АТ и НДМГ (о чем упоминалось в таблице массовой сводки ППК).
Интересно, почему не рассматривается вариант перекись-этанол. По УИ если и проигрывает АТ/НДМГ, то немного, хранится хорошо, массовое совершенство больше кислород-спирта, экологична... Что-то тут не так :) .
Единственный существенный плюс такой пары - экологичность.
Ей ради высших идеалов можно (и нужно) пожертвовать. Летает же Шаттл - и ничего, все счастливы.
Перекись-этанол тоже экологичная пара. Но в отличии от газообразного кислорода-этанола не приведёт к увеличению массы лунного корабля в два раза. Да и у Земли около тонны сэкономить можно. Этой паре место только внутри ВА для двигателей СИОС (СУС).
Там потери будут незначительными.
http://www.kerc.msk.ru/
ЦитироватьМай,2007 г.
Проведены стендовые экспериментальные исследования лазерного зажигания ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) тягой 50Н, использующего в качестве компонентов топлива газообразный кислород и этиловый спирт. Эксперименты проводились в атмосферных условиях, коэффициент избытка окислителя варьировался в диапазоне 0,29...0,34. Для лазерного зажигания использовался волоконный иттербиевый (Yb) лазер, работающий в импульсно-периодическом режиме, с энергией лазерных импульсов на уровне 0,5мДж при средней мощности излучения 10Вт. Излучение от лазера передавалось к РДМТ через оптическое волокно и специальную лазерную свечу, вворачиваемую в смесительную головку РДМТ. Отработаны режимы короткоимпульсных включений РДМТ, при этом его надежное зажигание происходит с сохранением работоспособности лазерной свечи, смесительной головки, камеры сгорания и сопла после многократных включений. Работы проводятся в рамках проекта МНТЦ №3236 совместно с КБХА г.Воронеж.
ЦитироватьПерекись-этанол тоже экологичная пара. Но в отличии от газообразного кислорода-этанола не приведёт к увеличению массы лунного корабля в два раза. Да и у Земли около тонны сэкономить можно. Этой паре место только внутри ВА для двигателей СИОС (СУС).
Там потери будут незначительными.
http://www.energia.ru/ru/news/news-2010/public_10.html
Цитирую:
ЦитироватьВ двигательной установке возвращаемого аппарата будут использованы экологически безопасные компоненты топлива - газообразный кислород и этиловый спирт.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49481.jpg)
ЦитироватьИнтересно, почему не рассматривается вариант перекись-этанол. По УИ если и проигрывает АТ/НДМГ, то немного, хранится хорошо, массовое совершенство больше кислород-спирта, экологична... Что-то тут не так :) .
Насколько мне известно, концентрированная перикись может взорваться сама по себе или при встрече с каким-нибудь загрязнением. Начнут после посадки стравливать, и будет кабум. В принципе такая пара используется военными на X-37B, то есть не то чтобы совсем нельзя.
кислород-колбаса
(http://s39.radikal.ru/i086/1010/af/ab765ddcf9a2.jpg) (http://www.radikal.ru)
Для СУС он великоват. :roll:
http://www.ihst.ru/~akm/35t3.htm
ЦитироватьРАСЧЁТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ
НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТЫХ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА «О2 Г – С2Н5ОН»
В.В Богданов., Р.Х Кутуев.
(ФГУП «НИИМаш», г. Нижняя Салда)
Анализ перспектив развития ракетно-космической техники показывает, что в ближайшие 20 лет, а по некоторым прогнозам специалистов РКА, EКA и НАСА в течение 40 лет текущего столетия химическим ракетным двигателям, а, следовательно, химическим ракетным двигателям малой тяги (РДМТ), не будет альтернативы.
Наиболее перспективным представляется применение ЖДУ на экологически чистых компонентах топлива «О2 ж – Н2 ж», «О2 ж – керосин», «О2 ж – СН4 ж», «О2 ж – С2Н5ОН», которые более эффективны, чем долгохранимые топлива, оказывают щадящее влияние на природу Земли, околоземное пространство и контаминационную обстановку вокруг КЛА.
ФГУП "НИИМаш" на основе опыта создания РДМТ 17Д16 для орбитального корабля "Буран" продолжает экспериментально-теоретические работы по совершенствованию РДМТ до уровня параметров современных ЖРДМТ на долгохранимых компонентах топлива "АТ – НДМГ", "АТ – ММГ".
В докладе приведены основные результаты по исследованию рабочих процессов в РДМТ тягой 235 Н (24 кГс) на экологически чистых компонентах топлива «О2 г – С2Н5ОН».
Предложен рабочий процесс РДМТ, организованный струйными форсунками горючего и центробежной форсункой окислителя смесительной головки, а также центробежной завесой окислителя в камере сгорания. Основная роль в рабочем процессе отводится центробежной форсунке окислителя. Она участвует в смесеобразовании, разрушая струи горючего и образуя газожидкостную смесь, готовую к воспламенению, организует теплозащиту огневого днища и управляет подачей продуктов смесеобразования из камеры сгорания в подсвечную полость к электроэрозионной свече во время запуска рабочего процесса и продувкой этой подсвечной полости окислителем из газового вихря в камеру сгорания через периферийные каналы после выхода двигателя на рабочий режим.
Работоспособность основного варианта двигателя подтверждена результатами холодных продувок на воздухе и огневыми испытаниями на компонентах топлива «О2 г – С2Н5ОН».
На демонстрационном образце РДМТ достигнуто стабильное и надёжное зажигание, получен удельный импульс тяги на уровне 3041 м/с (310 с) при удовлетворительном тепловом состоянии камеры из жаропрочного сплава Нб5В2МЦ с теплозащитным покрытием молибдена MoSi2.[/size]
Немного из будущего:
24-27 января в МГТУ им. Н.Э.Баумана состоятся ХXXVI Академические чтения по космонавтике.
http://www.ihst.ru/~akm/36t3.htm
ЦитироватьРАСЧЕТНО-ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО СОЗДАНИЮ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ НА НЕСАМОВОСПЛАМЕНЯЮЩИХСЯ ДВУХФАЗНЫХ КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА
В.Л. Салич
(Научно-исследовательский институт машиностроения)
salich_vas@mail.ru, niimash@list.ru
Представляемая работа посвящена вопросам создания ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на экологически безопасных компонентах топлива. При этом решаются две основные задачи:
1. Создание системы, обеспечивающей надежное воспламенение несамовоспламеняющихся компонентов топлива, большой ресурс по включениям и длительности огневой работы.
2. Обеспечение высокой полноты сгорания топлива в камере с созданием низкотемпературных зон вблизи элементов конструкций.
Для решения первой задачи предложена конструкция, реализующая электроплазменный способ воспламенения за счет движения газообразного компонента топлива в межэлектродном пространстве. Особенность расположения электродов агрегата зажигания и способ подвода газообразного компонента топлива обеспечивают высокую надежность воспламенения при приемлемой электрической мощности системы, а также защиту электродов свечи зажигания от перегрева в процессе огневой работы. Предложенная система воспламенения реализована в камере РДМТ тягой ~100Н, разработанной под компоненты топлива газообразный кислород + этиловый спирт. Огневые испытания камеры показали надежный запуск (всего было проведено 18 пусков с соотношением компонентов 1,88...3,9 (коэффициент избытка окислителя 0,94...1,87)). Коэффициент расходного комплекса, определенный по результатам испытаний, составил 0,88...0,92.
Для решения второй задачи проведено численное моделирование рабочих процессов в камере сгорания по разработанной математической модели. В результате моделирования получено удовлетворительное согласование расчетно-теоретических и экспериментальных данных, выявлены направления совершенствования организации рабочего процесса и разработана новая камера, в которой прогнозируется высокая полнота сгорания (коэффициент расходного комплекса 0,94...0,97) при удовлетворительном тепловом состоянии элементов конструкции.[/size]
http://www.nasaspaceflight.com/2012/02/aerojets-confidence-next-generation-engine-green-propellants/
ЦитироватьWith experience in working with Hydroxylammonium nitrate or hydroxylamine nitrate (HAN) powered engines for uncrewed spacecraft, Aerojet noted they are also working on a nitrous-ethanol bipropellant system for Human Space Flight applications.
Цитировать"Aerojet has developed both monopropellant and bipropellant liquid rocket engines that utilize environmentally friendly propellants. Our monopropellant efforts include HAN based engines and Nitrous Oxide based engines. In the bipropellant arena, we have developed Nitrous-Ethanol, LOX/Methane, LOX/Hydrogen and LOX/Ethanol engines," added Ms Van Kleeck.
Пара N2[/size]O/спирт, а также N2[/size]O в качестве монотоплива.
Интересно, а какой УИ у пары N2[/size]O4[/size]/спирт?
ЦитироватьИнтересно, а какой УИ у пары N2[/size]O4[/size]/спирт?
Процентов на 6-7 ниже пары LOX/спирт.
(рекомендую RPA Lite Edition для быстрых оценок УИ двигателей, включая на различных высотах и режимах дросселирования)
Все никак руки не доходят с ней разобраться. :(
Цитировать..... Насколько мне известно, концентрированная перикись может взорваться сама по себе .....
При определенных аккустических колебаниях