ЦитатаSpaceX's Raptor engine is designed to generate more than 661,000 pounds of thrust in a vacuum, Shanklin said. SpaceX founder and Chief Executive Elon Musk has mentioned Raptor before, sometimes in connection with notional plans to colonize Mars. The Raptor name has been applied to multiple SpaceX concept engines, including one that would have been fueled by hydrogen.Имеем два двигателя с практически одинаковыми тягой, топливом и назначением. Так сказать битва кита со слоном. Интересно будет посмотреть на конечный результат, но и сам процесс думаю будет выглядеть занимательно.
The current Raptor concept "is a highly reusable methane staged-combustion engine that will power the next generation of SpaceX launch vehicles designed for the exploration and colonization of Mars," Shanklin said. "The Raptor engine currently in development is the first in what we expect to be a family of engines."
Staged combustion, also called closed-loop combustion, will be a new trick for SpaceX. The company's Merlin family of kerosene-fueled rocket engines, currently in use on its Falcon 9 rocket, use an open-cycle, gas-generator configuration. Given identical fuel-oxidizer mixtures and propellant flow volumes, a closed-loop engine is more efficient than one with an open loop configuration.
ЦитатаSalo пишет:Очевидно что кроме 300 тонного понадобится еще двигатель поменьше для верхних ступеней, Или 300 тонн это и есть двигатель верхней ступени а внизу их будет много... ;)
"The Raptor engine currently in development is the first in what we expect to be a family of engines."
ЦитатаLanista пишет:У Старого в запасе давно хорошо промаринованная лежит. :D
Главное шляпу от шока не съесть. ;)
ЦитатаСтарый пишет:Маск объявит новую парадигму - покупать у русских а не делать самому, потому что так дешевле и надежнее. :)
Если Маск купит воронежский двигатель я опешу. :)
ЦитатаApollo13 пишет:И тутже будет забросан тухлыми яйцами и гнилыми помидорами
Маск объявит новую парадигму - покупать у русских а не делать самому, потому что так дешевле и надежнее. :)
ЦитатаSFN пишет:Нет потому что он скажет что это инновационно и раньше никто так не делал :)ЦитатаApollo13 пишет:И тутже будет забросан тухлыми яйцами и гнилыми помидорами
Маск объявит новую парадигму - покупать у русских а не делать самому, потому что так дешевле и надежнее. :)
ЦитатаApollo13 пишет:
Нет потому что он скажет что это инновационно и раньше никто так не делал :)
ЦитатаApollo13 пишет:Уже сказал. "we might hire a few"ЦитатаSFN пишет:Нет потому что он скажет что это инновационно и раньше никто так не делал :)ЦитатаApollo13 пишет:И тутже будет забросан тухлыми яйцами и гнилыми помидорами
Маск объявит новую парадигму - покупать у русских а не делать самому, потому что так дешевле и надежнее. :)
ЦитатаSFN пишет:Это он в любом случае тут получит :) .ЦитатаApollo13 пишет:И тутже будет забросан тухлыми яйцами и гнилыми помидорами
Маск объявит новую парадигму - покупать у русских а не делать самому, потому что так дешевле и надежнее. :)
ЦитатаДмитрий В. пишет:Всё никак никому не удаётся мне её скормить. :DЦитатаLanista пишет:У Старого в запасе давно хорошо промаринованная лежит. :D
Главное шляпу от шока не съесть. ;)
ЦитатаСтарый пишет:Это нужно делать на арене стадиона и в прямом эфире хорошего канала. На лаже вас публично ловили много раз.
Всё никак никому не удаётся мне её скормить.
ЦитатаValerij пишет:Много чего нужно. Но увы...ЦитатаСтарый пишет:Это нужно делать на арене стадиона и в прямом эфире хорошего канала.
Всё никак никому не удаётся мне её скормить.
ЦитатаНа лаже вас публично ловили много раз.А шляпа всё маринуется...
ЦитатаСтарый пишет:Естественно, вы не выполняете своих обязательств, а заставлять вас съесть шляпу без зрителей никому не интересно.
А шляпа всё маринуется...
ЦитатаValerij пишет:А кто говорил что он деревянный? ;)
Вот у вас уже и Маск "не совсем деревянный" (это я своими словами) потому, что выбрал для своей ракеты относительно простой двигатель...
ЦитатаСтарый пишет:Вы, Старый Ламер, только другими словами. Там же есть предупреждение, цитата по памяти, суть...
А кто говорил что он деревянный? ;)
ЦитатаСтарый пишет:А вот здесь неплохо дать точную ссылку и точную цитату.
А вот ктото говорил что мелкая фирма лучше крупной... Не помните - кто?
ЦитатаValerij пишет:Зачем? Достаточно чтоб вы сказали что вы такого не говорили.ЦитатаСтарый пишет:А вот здесь неплохо дать точную ссылку и точную цитату.
А вот ктото говорил что мелкая фирма лучше крупной... Не помните - кто?
ЦитатаValerij пишет:А с чего вы решили что я говорил о вас? ;)
Так я этого и не говорил, это ваше ламерское представление о том, что я сказал. И ко мне оно отношения не имеет.
ЦитатаСтарый пишет:Вот с этого самого. Старый Ламер.
Достаточно чтоб вы сказали что вы такого не говорил
ЦитатаValerij пишет:Странно. Я вас спросил кто это такое говорил. Вы сказали что вы это не говорили.ЦитатаСтарый пишет:Вот с этого самого. Старый Ламер.
Достаточно чтоб вы сказали что вы такого не говорил
Цитатаkp пишет:Возможно изменение размерности определяется желанием сделать вертикальную посадку а-ля F9R.
Я не путаю, раптор хотели делать по схеме РД-270 но на метане, тягой 600 с лишним. Про водород ничего не слышал. Видимо мандраж взял
ЦитатаSalo пишет:Раптор где-то здесь, вроде летом был, тему точно не помню, вы сами должны были помнить
Ссылочкой не поделитесь? 8)
Цитатаkp пишет:Как хорошо, что Rocketdyne (http://ru.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne) ни в 1955 ни сейчас не в курсе насчет этого :D
Стандартные проблемы - колебания в камере сгорания. Есть предельная мощность для керосина 200 т
ЦитатаАлександр Ч. пишет:А вы поинтересуйтесь откуда кр узнал. :)Цитатаkp пишет:Как хорошо, что Rocketdyne (http://ru.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne) ни в 1955 ни сейчас не в курсе насчет этого :D
Стандартные проблемы - колебания в камере сгорания. Есть предельная мощность для керосина 200 т
ЦитатаСтарый пишет:Каминг-аут здесь :)ЦитатаАлександр Ч. пишет:А вы поинтересуйтесь откуда кр узнал. :)Цитатаkp пишет:Как хорошо, что Rocketdyne (http://ru.wikipedia.org/wiki/Rocketdyne) ни в 1955 ни сейчас не в курсе насчет этого :D
Стандартные проблемы - колебания в камере сгорания. Есть предельная мощность для керосина 200 т
И спросите его а как же F-1? Тут то мы его и потеряем. :)
ЦитатаSalo пишет:Где-то в недрах форума (нет смысла искать) была "прикидка" возможной мощности метанового Раптора тягой «в несколько раз большей», чем Мерлин1D, это где-то после первого упоминания о нём Маском. Кто-то там придумал цифирь в ~600 тc. Для kp это теоретизирование очевидно стало чуть ли ни ТЗ на ОКР.
В статье в википедии есть все ссылки. Нигде нет упоминания о метановом движке по схеме газ-газ тягой 600 тс.
Я не собираюсь искать то, чего не было.
И что Вы понимаете под стандартными проблемами? А под предельной мощностью для метана? Есть предельная мощность для керосина? А для водорода?
ЦитатаSalo пишет:Вот как раз то - "чего не было"
Я не собираюсь искать то, чего не было.
Цитатаоктоген пишет:Ага, сделайте, жаль Глушко не знал, что Вы такой способный! С яслей бы к себе забрал бы
ПМСМ метановый горшок вполне можно и 800 т сделать. Но это не значит, что маск
именно в эту размерность попрется, там знаний его команды не хватит, да и
долгострой выйдет типа РД-171.
Цитатаkp пишет:Кроме Вашего поста о РД-270 я ничего там не нахожу. Ссылкой на первоисточник не поделитесь? ;)ЦитатаSalo пишет:Вот как раз то - "чего не было"
Я не собираюсь искать то, чего не было.
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic13302/?PAGEN_1=3
Блинн, большие спецы с девичьей памятью! Правда ссылки там возможно что поменялись
Про Ф-1 - особый разговор.
Цитатаkp пишет:Да ну?
схема газ-газ принципиально не реализуема!
ЦитатаSalo пишет:http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic13302/?PAGEN_1=2 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic13302/?PAGEN_1=2)
А где про использование схемы газ-газ можно услышать, или увидеть? ;)
Цитатаkp пишет:Да, только америкосы на керосине 690 т горшок смогли, а учитывая то что метан одно соединение, а не набор молекул разных углеводородов в керосине, то 800 т ПМСМ вполне вероятны. Ну и внутрикамерные перегородки, пусть даже из фетра :) никто не отменял. Так что сидите в своих яслях.Цитатаоктоген пишет:Ага, сделайте, жаль Глушко не знал, что Вы такой способный! С яслей бы к себе забрал бы
ПМСМ метановый горшок вполне можно и 800 т сделать. Но это не значит, что маск
именно в эту размерность попрется, там знаний его команды не хватит, да и
долгострой выйдет типа РД-171.
Цитатаоктоген пишет:Если они смогли, пусть сделают движок хотя бы тонн на 300, а мы и посмотрим....
Да, только америкосы на керосине 690 т горшок смогли, а учитывая то что метан
одно соединение, а не набор молекул разных углеводородов в керосине, то
800 т ПМСМ вполне вероятны. Ну и внутрикамерные перегородки, пусть даже из фетра
никто не отменял.
Так что сидите в своих яслях.
Цитатаkp пишет:Ну так в чём проблема? Сделайте.
Итак что касается движка Ф-1, есть реальная возможность сцапать американов за одно место, и проверить, тянул ли Ф-1 заявленную тягу или не тянул, надо достать из архивов фотки желательно самые качественные и не урезанные, летящих Н-1 и Сатурна 5, их надо привести к одному масштабу, а затем сравнить мощность газовой струи одного и другого, так по теории мощность струи у Сатурна должна быть больше, а на практике должно быть все наоборот, итак, кто достанет фотки? Желательно с длинной струей и несколько, для надежности.
Цитатаkp пишет:Это каких же спецов? Фамилии можно?
Напомню слова спецов по РД-270 - схема газ-газ принципиально не реализуема!
Цитатаkp пишет:Так гляньте и нам покажите.
Там же есть и ссылки на источники, откуда все и взято, неужто так трудно глянуть? Конкретных мелких подробностей нет, ибо Маск рассказал лишь самое общее.
Цитатаkp пишет:И что ж по вашему в ней сложного? Сразу предупреждаю: почему не получилось у Глушко я знаю а вы - нет.
Все правильно, я перепутал цифры, про копирование параметров РД-270 речи не было, было только об использовании схемы газ газ. Такая схема слишком сложная и имеет подводные камни,
Цитатаkp пишет:Однако не отвлекайтесь. Оказывается вы знаете как опровергнуть американцев на луне но не хотите. А они тем временем остаются неопровергнутыми... ;)
Итак что касается движка Ф-1, есть реальная возможность сцапать американов за одно место, и проверить, тянул ли Ф-1 заявленную тягу или не тянул, надо достать из архивов фотки желательно самые качественные и не урезанные, летящих Н-1 и Сатурна 5, их надо привести к одному масштабу, а затем сравнить мощность газовой струи одного и другого, так по теории мощность струи у Сатурна должна быть больше, а на практике должно быть все наоборот, итак, кто достанет фотки? Желательно с длинной струей и несколько, для надежности.
Цитатаkp пишет:Как же, как же:
Думаю, что Ф-1 с фетра не додумались делать, и металлические перегородки не могли сделать, ибо не умели их охлаждать.
Цитатаkp пишет:Не, нету. Кто ж вам в архив даст настоящую фотку? Так и останется Сатурн-5 неразоблачённым... :(
Ну че народ, ни у кого в архивах нет фоток летящих сатурна и Н-1???
ЦитатаСтарый пишет:Че похвастаться охота?
И что ж по вашему в ней сложного? Сразу предупреждаю: почему не получилось у
Глушко я знаю а вы - нет.
Цитатаkp пишет:Эти тоже налажали?
Энто не перегородки, а просто ребра, если перегородить всю камеру, энто ужо совсем другой движок будет
Цитатаkp пишет:Нет, поглумиться над вами охота.ЦитатаСтарый пишет:Че похвастаться охота?
И что ж по вашему в ней сложного? Сразу предупреждаю: почему не получилось у
Глушко я знаю а вы - нет.
ЦитатаЯ уж забыл, не особо интересно было.А всё туда же: "Не читал но осуждаю!"
ЦитатаВо-первых там колебания все равно в камерах были, и даже без сопла.Да ну? :o И откуда вы об этом "узнали"?
Цитата Потом взрывались газогенераторы,Да ну? И откуда вы об этом "узнали"?
Цитата и сложности с их согласованной работой.И в чём же сложность?
Цитатаkp пишет:Про фетр это ваш единственный аргумент против 800 т камеры на метане? Вы вообще в курсе, что многоразовость-это шиза и баблопопил?Цитатаоктоген пишет:Если они смогли, пусть сделают движок хотя бы тонн на 300, а мы и посмотрим....
Да, только америкосы на керосине 690 т горшок смогли, а учитывая то что метан
одно соединение, а не набор молекул разных углеводородов в керосине, то
800 т ПМСМ вполне вероятны. Ну и внутрикамерные перегородки, пусть даже из фетра
никто не отменял.
Так что сидите в своих яслях.
Долго фетровые перегородки не протянут! На многоразовый точно не потянут. Проще сделать просто многокамерные движки, или с металлическими охлаждаемыми перегородками.
Цитатаоктоген пишет:Скажите это Маску! Потом, большой ресурс нужен для пилотируемых ракет, иначе вероятны аварии по вине движков. именно потому движки с фетром и не используют на пилотируемых ракетах. А кто делает 800 т на метане? Я первый раз это слышу.
Про фетр это ваш единственный аргумент против 800 т камеры на метане? Вы вообще
в курсе, что многоразовость-это шиза и баблопопил?
ЦитатаСтарый пишет:От верблюда, точнее из резюме испытаний движков. Дольше секунды они не работали, или взрывались, или их выключали. Писали, что газогенератор взрывался,
Во-первых там колебания все равно в камерах были, и даже без сопла.
Да ну? [IMG] И откуда вы об этом
"узнали"?ЦитатаПотом взрывались газогенераторы,Да ну?
И откуда вы об этом "узнали"?Цитатаи сложности с их согласованной работой.И в чём же сложность?
Цитатаkp пишет:давно сделали. RS-68, 300 тс у земли
Если они смогли, пусть сделают движок хотя бы тонн на 300, а мы и посмотрим...
Цитатаkp пишет:И хде ж вы увидели то резюме? Во сне поле вчерашнего?
От верблюда, точнее из резюме испытаний движков.
ЦитатаДольше секунды они не работали, или взрывались, или их выключали. Писали, что газогенератор взрывался,И хде ж это такое писали?
ЦитатаВроде оба газогенератора питали турбины на одном валу, впрочем точно не помню.Да уж, это заметно. А всё тудаже: "Невозможно, невозможно!"
Цитатаkp пишет:А почему - не говорили? Расскажите, мы поржем.
Я уж говорил, что на водороде тяга существенно выше,
Цитатаkp пишет:сказали давным-давно, как Дельта-4 полетела.
раньше говорилось про 400 т для этого движка, но видимо врали, счас появилась реальная тяга.
Цитатаkp пишет:херовенький прям как F-1!
Потом двигатель херовенький, УИ чуть выше чем у керосинок, вес слишком большой и габариты!
Цитатаkp пишет:Там циклическая ссылка на нетленку Велюрова и Ко. Достоверности и смысла там не более чем любых других опрвергательских писульках.
В интернете многое есть, и в этой теме тоже кое-что
http://www.wrk.ru/forums/viewtopic.php?id=88516&p=1 (http://www.wrk.ru/forums/viewtopic.php?id=88516&p=1)
Цитатаkp пишет:Ваши сказания ничем не подтверждаются.
Я сказал мнение спецов, причастных к разработке движка,
Цитатаkp пишет:Ну то есть подтверждений вашим голословным заявлениям нам не дождаться... Какая жалость, всемирная афера всё никак не опровергнется...
об этом кое что говорилось, но детально никто ничего не скажет, ибо это производственная тайна! А может даже и гос. тайна
Цитатаkp пишет:Вообще этот ваш "специалист" таков:
В интернете многое есть, и в этой теме тоже кое-что
http://www.wrk.ru/forums/viewtopic.php?id=88516&p=1 (http://www.wrk.ru/forums/viewtopic.php?id=88516&p=1)
Я сказал мнение спецов, причастных к разработке движка,
Цитатаkp пишет:Чево, кроме опровергательских сайтов больше ничего?
В интернете многое есть, и в этой теме тоже кое-что
http://www.wrk.ru/forums/viewtopic.php?id=88516&p=1 (http://www.wrk.ru/forums/viewtopic.php?id=88516&p=1)
ЦитатаЯ сказал мнение спецов, причастных к разработке движка, об этом кое что говорилось, но детально никто ничего не скажет, ибо это производственная тайна! А может даже и гос. тайнаКаких таких спецов? Фамилии можно? Какая такая тайна? Почему эту гостайну "знают" только опровергатели? А специалисты ничего о ней не знают?
Цитатаkp пишет:То есть нету?
говорится в интернете, кому надо, тот найдет.
Цитатаkp пишет:Смотря чего. :) Если отправления обратно на Авиабазу то может и не долго.
Про аферу вы сами сказали, думаю, не долго ждать осталось то.
ЦитатаСтарый пишет:Вам все вынь да положь! Это не мне беспокоиться об этом надо, а Маску надо беспокоиться, если ему надо он найдет, и тогда скорее всего откажется от этой схемы, если нет, огромные деньги вбухает коту под хвост, и тогда поделом ему будет....Цитатаkp пишет:То есть нету?
говорится в интернете, кому надо, тот найдет.
Цитатаkp пишет:ничего не дали и дать не можете.
я итак вам слишком много дал
Цитатаkp пишет:НННШ.
Это ваши мечты, я не собираюсь выкладывать все карты перед чужими, придет время, у меня в руках одни козыри будут,
ЦитатаНи для кого не секрет, что видео о "полёте" Гагарина было снято уже после мифического полёта. Сама дочь Гагарина, Елена, это признала в документальном фильме "Звёздный отряд", показанном по ОРТ (серия "Самые первые", 29:50):Из факта, что съемку делали после исторического, некоторые сразу делают вывод о мифичности самого полета :(
Цитатаkp пишет:Только в Ваших мечтах!
Посмотрим как Маск будет выкручивать схему газ газ, если он вообще про это будет что-то рассказывать
Цитатаkp пишет:Патриотизм головного мозга заменяет человеку образование и понимание причинно-следственных связей.
Смотрю я здесь, практически ни одного патриота и в микроскоп не наблюдается, одни патриоты америки собрались! Посмотрим что они будут делать, когда америка проиграет следующую космическую гонку.
ЦитатаAlexioM пишет:Не заразите её ПГМ случайно ;)
Дам тред почитать дочке, в целях социализации в период подросткового максимализма.
Цитатаkp пишет:Цитату, kp, цитату! :{}
Ошибаетесь, именно Маск говорил про газ-газ, так что деваться ему некуда, ежели в последний момент не передумает.
ЦитатаSalo пишет:Как любой брехливый демагог-опровергатель этот экземпляр действует строго по правилам демагога:Цитатаkp пишет:Цитату, kp, цитату! :{}
Ошибаетесь, именно Маск говорил про газ-газ, так что деваться ему некуда, ежели в последний момент не передумает.
Цитатаinstml пишет:Я ж говорил, что Маск темнит и не раскрывает подробностей, зато пускает слухи, да собственно, оно специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не потянуть, других вариантов по сути не возможно, от копирования Ф-1 они отказались уже давно...
http://science.compulenta.ru/723309/ (http://science.compulenta.ru/723309/)
http://www.space.com/18596-mars-colony-spacex-elon-musk.html (http://www.space.com/18596-mars-colony-spacex-elon-musk.html)
.............................
По словам г-на Маска, SpaceX (http://www.spacex.com/)
уже ведёт разработку такого транспорта, называемого MCT (по разным данным, то ли
Mass Cargo Transport, то ли Mars Colony Transport). Использовать он будет ЖРД
Raptor (http://en.wikipedia.org/wiki/Raptor_%28rocket_engine%29) -- метановый, а главное --
закрытого цикла (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%96%D0%A0%D0%94_%D0%B7%D0%B0%D0%BA%D1%80%D1%8B%D1%82%D0%BE%D0%B3%D0%BE_%D1%86%D0%B8%D0%BA%D0%BB%D0%B0) . Вам такой цикл
известен по советским двигателям РД-170 и РД-180, хотя, по слухам, г-н Маск
хочет «Раптор» с полной газификацией компонентов (как у РД-270).
Цитатаkp пишет:Каким "специалистам", убогое?
специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не потянуть, других вариантов по сути не возможно,
ЦитатаСтарый пишет:Каким? Реальным, а не виртуальным ламерам, с дипломами двигателистов
Каким "специалистам",
Цитатаkp пишет:Каким? Где ответ? Покажите пальцем на "специалиста с дипломом".ЦитатаСтарый пишет:Каким? Реальным, а не виртуальным ламерам, с дипломами двигателистов
Каким "специалистам",
Цитатаkp пишет:Это у Сатурна-5 "хвостик жидковат"? :o
Фотка Сатурна 5
http://widepic.ru/kartinki/start_rakety_saturn_5
Если развернуть ракету, по углу зрения на снимке Н-1, хвостик получится весьма жидковатый.
Лучше фоток пока не нашлось
ЦитатаСтарый пишет:Да вот же "специалист, некто Глушко, и его "банда" Или вы совсем не зрячий???Цитатаkp пишет:Каким? Где ответ? Покажите пальцем на "специалиста с дипломом".ЦитатаСтарый пишет:Каким? Реальным, а не виртуальным ламерам, с дипломами двигателистов
Каким "специалистам",
ЦитатаДмитрий В. пишет:Ну я знаю, был случай пожара первой ступени, похоже это как раз тот снимок, во всяком случае первая ступень явно в огне, либо это отражение газов двигателей второй ступени от крышки первой ступени. Притом на большой высоте, поэтому там шлейф сильно растекается, вон снимок есть у земли, там шлейф узенький, пожиже чем у Н-1 будет.Цитатаkp пишет:Это у Сатурна-5 "хвостик жидковат"? :o
Фотка Сатурна 5
http://widepic.ru/kartinki/start_rakety_saturn_5
Если развернуть ракету, по углу зрения на снимке Н-1, хвостик получится весьма жидковатый.
Лучше фоток пока не нашлось
Цитатаkp пишет:Не вижу Глушко. А вы его ясно видите? На мониторе? Или прямо перед собой?
Да вот же "специалист, некто Глушко, и его "банда" Или вы совсем не зрячий???
Цитатаkp пишет:Убогое, знать вы этого не можете.
Ну я знаю, был случай пожара первой ступени,
Цитатаkp пишет:Тупое думает, что Н-1 это ракета Н1 :)
Фотки Н-1
http://static.astronomija.co.rs/astronautika/rusi/raketaN1/raketa_N1_files/image010.jpg
ЦитатаСтарый пишет:Разуйте глаза, кто первый применил схему газ-газ???Цитатаkp пишет:Не вижу Глушко. А вы его ясно видите? На мониторе? Или прямо перед собой?
Да вот же "специалист, некто Глушко, и его "банда" Или вы совсем не зрячий???
Цитатаkp пишет:Исаев конечно. А Вы на кого подумали? :{}
Разуйте глаза, кто первый применил схему газ-газ???
Цитатаkp пишет:Дебилушка, вы чего, не понимаете текста? Я вас не спрашиваю кто первым применил схему "газ-газ".
Разуйте глаза, кто первый применил схему газ-газ???
Цитатаkp пишет:?
специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не потянуть, других вариантов по сути не возможно,
Цитатаkp пишет:Если бы вы хоть немного знали конструкцию Сатурна-5, то поняли бы, что только до середины первой. Но поскольку вы безграмотный, дремуче невежественный опровергатель, то вы этого никогда не узнаете и не поймете.
Ага, перетекание газов с первой ступени, аж до второй!!
Цитатаkp пишет:При выем своем опровергательском опыте вы остались настолько невежествены, что даже не знаете, что этот "любопытный случай" давно обозрен народом со всех сторон.
оказывается весьма любопытный случай, надо будет его вытащить на обозрение народа
Цитатаkp пишет:Наукой установлено, что если опровергателям что-то кажется "очевидным", значит это совсем наоборот. Если сдуру опровергателям что-то кажется "очевидно не так", при ближайшем рассмотрении с привлечением реальных технических факторов оказывается "именно так и должно быть".
Если уж такие очевидные вещи передергиваются
Цитатаkp пишет:Другие ракеты просто запускают и не отслеживают весь их полет, снимая с самолетов. А все запуски Сатурна-5 были засняты в подробностях на всем протяжении, где это только было возможно. Поэтому для него такие снимки есть, а для других ракет практически нет. Но это не мешает опровергателям сомневаться именно в полетах Сатурна-5, а не всех остальных ракет. Потому что чем абсурднее их бредни, тем сильнее они в них верят.
покажите аналогичные снимки для других ракет.
ЦитатаСтарый пишет:Вот Глушко и "ляпнул", он чего то на газ газ делал РД-270, наверно сдуру, ибо старому не объяснил, зачем от классических схем ушел....
Я вас спрашиваю кто из "специалистов" ляпнул вам эту ахинею:Цитатаkp пишет:
специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не
потянуть, других вариантов по сути не возможно,
ЦитатаBell пишет:Любую ракету можно снять в приличный телескоп, съемки с самолета весьма сложное дело, тем более разницы почти никакой для большой высоты. Вон снимок Н-1 я приводил, явно снят где-то на большой высоте, порядка 30-50 км. Никакого перетекания газа быть не может, из-за высокого напора набегающего потока.Цитатаkp пишет:Другие ракеты просто запускают и не отслеживают
покажите аналогичные снимки для других
ракет.
весь их полет, снимая с самолетов. А все запуски Сатурна-5 были засняты в
подробностях на всем протяжении, где это только было возможно. Поэтому для него
такие снимки есть, а для других ракет практически нет. Но это не мешает
опровергателям сомневаться именно в полетах Сатурна-5, а не всех остальных
ракет. Потому что чем абсурднее их бредни, тем сильнее они в них верят.
Цитатаkp пишет:Нет конечно! Не может она работать вне атмосферы! Глохнет зараза :D
Надо еще разобраться, может ли первая ступень еще работать на высотах вне атмосферы, где перетекание газов возможно.
Цитатаkp пишет:
Вот Глушко и "ляпнул", он чего то на газ газ делал РД-270, наверно сдуру, ибо старому не объяснил, зачем от классических схем ушел...
Цитатаkp пишет:?
специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не
потянуть, других вариантов по сути не возможно,
Цитатаkp пишет:?
специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не
потянуть, других вариантов по сути не возможно,
ЦитатаBell пишет:Это Сергееф с Балансера.
Почему так получилось, что на форуме НК оказался самый тупой опровергатель? Где аФон? Где Велюров? Где Гош, хотя бы?
Кто вообще это - сидорова или ссык? Не, они про горящую задницу знают. А это что ж за недоделок?
ЦитатаBell пишет:Зато троллить не интересно ;)
Почему так получилось, что на форуме НК оказался самый тупой опровергатель? Где аФон? Где Велюров? Где Гош, хотя бы?
Кто вообще это - сидорова или ссык? Не, они про горящую задницу знают. А это что ж за недоделок?
ЦитатаBell пишет:Не просто керосиновая открытой схемы а со вдувом генераторного газа в сопло.
Чтоб получить такую же картину двигатели должны быть керосиновые (чтоб был яркий видимый выхлоп), причем желательно открытой схемы, чтоб в выхлопе оставался коптящий недогоревший керосин. Таких ракет в природе всего 3 - Р-7, Сатурн-5 и Фалькон. У семерки форма нижней половины коническая и не располагает к подъему газов обратно, между корпусом и ударной волной не остается места. Так что для сравнения остается только Фалькон. Ни для одного его запуска нет съемок сбоку для необходимой высоты. Есть только камеры на самой ракете, снимающая сверху вниз. Поэтому аналогичной картинки, как с Сатурнами - нету. Но и на Фальконе видно, как к концу работы первой ступени у нее снаружи и сверху коптятся обтекатели двигателей. Видео есть на ютубе.
ЦитатаСтарый пишет:Старый объясни, каким образом возникает разряжение за фронтом ударной волны, за которой по определению давление растет ;)
А у Сатурна-5 не просто затягивание газа в зону разрежения но и конденсационные явления в зоне разрежения за фронтом ударной волны. И вот туда ещё и газы двигателя засасываются.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Во фронте растёт а за фронтом падает. Не просто падает до исходного значения а возникает зона разрежения. Спроси у Яндекса.ЦитатаСтарый пишет:Старый объясни, каким образом возникает разряжение за фронтом ударной волны, за которой по определению давление растет ;)
А у Сатурна-5 не просто затягивание газа в зону разрежения но и конденсационные явления в зоне разрежения за фронтом ударной волны. И вот туда ещё и газы двигателя засасываются.
ЦитатаСтарый пишет:По-твоему выходит, к примеру, что при торможении на клине воздухозаборника ВРД давление должно падать? :D Думаю, там зона разряжения возникает после поворота потока за коническим переходником между S-II и S-IV. Там по логике должны волны разряжения возникать. Ну, и обтекание донной части - достаточно сложный процесс, на который накладывается течение Прандтля-Майера выхлопных газов.ЦитатаДмитрий В. пишет:Во фронте растёт а за фронтом падает. Не просто падает до исходного значения а возникает зона разрежения. Спроси у Яндекса.ЦитатаСтарый пишет:Старый объясни, каким образом возникает разряжение за фронтом ударной волны, за которой по определению давление растет ;)
А у Сатурна-5 не просто затягивание газа в зону разрежения но и конденсационные явления в зоне разрежения за фронтом ударной волны. И вот туда ещё и газы двигателя засасываются.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Какое такое торможение? :o Где торможение? :o На хвосте Сатурна-5? :o
По-твоему выходит, к примеру, что при торможении на клине воздухозаборника ВРД давление должно падать? :D Думаю, там зона разряжения возникает после поворота потока за коническим переходником между S-II и S-IV. Там по логике должны волны разряжения возникать. Ну, и обтекание донной части - достаточно сложный процесс, на который накладывается течение Прандтля-Майера выхлопных газов.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Она там и возникает - образуется облако конденсации.
Думаю, там зона разряжения возникает после поворота потока за коническим переходником между S-II и S-IV.
ЦитатаСтарый пишет:А вы уверены что не говорил? Вы все читали по поводу РД-270? А даже если не говорил, его дела говорят сами за себя, как и то, что Маск тоже избрал эту схему для сверхмощного двигателя, кто разбирается в теории колебаний ЖРД, про впрыск жидкого топлива в камеру сверхмощных двигателей даже и не пикнет! Жаль Роскосмос вам не поручил постройку сверхмощных движков, а иначе мы бы все обхохотались бы!
Глушко нигде никогда такого не говорил и не писал.
Так каким же
"специалистам" "ясен" этот бред:Цитатаkp пишет:
специалистам ясно, что без газ-газ, такой тяги не
потянуть, других вариантов по сути не возможно,
Цитатаkp пишет:А чего, РД-170 мало?
Жаль Роскосмос вам не поручил постройку сверхмощных движков, а иначе мы бы все обхохотались бы!
ЦитатаДмитрий В. пишет:А давайте ещё одного коллегу позовём, который на букву Г, уж больно красивый туман на С-5 оседал. Она что, медленно к сверхзвуку подбиралась?
на который накладывается течение Прандтля-Майера
ЦитатаДмитрий В. пишет:Зона разряжения весьма локальна, и находится сразу за конусом, далее давление атмосферное и высокий напор воздуха, избыток давления в выхлопной струе не может серьезно влиять на течение газов, подобный избыток на большой высоте есть практически у всех двигателей, этот избыток единственно несколько расширяет струю, но не более того. На снимке ясно видны мощные потоки газа вбок от ракеты, почти как при взрыве.ЦитатаСтарый пишет:По-твоемуЦитатаДмитрий В. пишет:ВоЦитатаСтарый пишет:Старый объясни, каким образом возникает разряжение за
А у Сатурна-5 не просто затягивание газа в зону
разрежения но и конденсационные явления в зоне разрежения за фронтом ударной
волны. И вот туда ещё и газы двигателя засасываются.
фронтом ударной волны, за которой по определению давление растет ;)
фронте растёт а за фронтом падает. Не просто падает до исходного значения а
возникает зона разрежения. Спроси у Яндекса.
выходит, к примеру, что при торможении на клине воздухозаборника ВРД давление
должно падать? Думаю, там зона
разряжения возникает после поворота потока за коническим переходником между S-II
и S-IV. Там по логике должны волны разряжения возникать. Ну, и обтекание донной
части - достаточно сложный процесс, на который накладывается течение
Прандтля-Майера выхлопных газов.
Цитатаkp пишет:Уверен.
А вы уверены что не говорил?
Цитатаkp пишет:WTF? Какие фотки?
В прошлом году, когда был аварийный пуск семерки, давали фотки в том числе и верхних частей орбиты, видимо ракеты снимают специально, на случай аварии, чтоб иметь возможность анализа аварийных случаев.
ЦитатаG.K. пишет:Не тупите! Речь про однокамерные шла.
.11.2013 00:48:36Цитатаkp пишет:А чего, РД-170
Жаль Роскосмос вам не поручил постройку сверхмощных движков, а
иначе мы бы все обхохотались бы!
мало?
Цитатаkp пишет:А вам надо только однокамерные? Фетиш типа?
Не тупите! Речь про однокамерные шла.
ЦитатаG.K. пишет:Здесь были на разборках полетов, там еще красивые следовые спиральки видно было.Цитатаkp пишет:WTF? Какие фотки?
В прошлом году, когда был аварийный пуск семерки, давали фотки в том числе и верхних частей орбиты, видимо ракеты снимают специально, на случай аварии, чтоб иметь возможность анализа аварийных случаев.
ЦитатаG.K. пишет:Не мне надо, а разработчикам, тому же Маску. Опять тупите!Цитатаkp пишет:А вам надо только однокамерные? Фетиш типа?
Не тупите! Речь про однокамерные шла.
ЦитатаСтарый пишет:ПовторюсьЦитатаkp пишет:Уверен.
А вы уверены что не говорил?
Однако вы так и не ответили какой же "специалист" сообщил вам этот бред.
Цитатаkp пишет:Может он письменно и не оставил ничего, но со своими коллегами безусловно это обсуждали, и безусловно, что аргументы по этому поводу были вовсе не печатными, ибо нормальный спец вполне секретными сведениями не делится со всем миром. Даже и сейчас спецы подобными сведениями ни с кем не делятся, как и сам Маск в том числе...
А даже если не говорил, его дела говорят сами за себя, как и то, что Маск тоже
избрал эту схему для сверхмощного двигателя, кто разбирается в теории колебаний
ЖРД, про впрыск жидкого топлива в камеру сверхмощных двигателей даже и не
пикнет! Жаль Роскосмос вам не поручил постройку сверхмощных движков, а иначе мы
бы все обхохотались бы!
Цитатаkp пишет:Итого никакой специалист ничего подобного нигде не говорил.
Может... безусловно ... и безусловно, что аргументы по этому поводу были вовсе не печатными, ибо нормальный спец вполне секретными сведениями не делится со всем миром. Даже и сейчас спецы подобными сведениями ни с кем не делятся, как и сам Маск в том числе...
Цитатаkp пишет:Ага. И каким "специалистом" написан этот сайт?
Вот вам красивые фотки и детальные разборки полетов Сатурна-5
http://www.manonmoon.ru/book/22.htm
ЦитатаКстати полет Апполон 6 был аварийный, а после него, сразу же запуляли людей вокруг Луны.... Мишин просто отказывался верить в подобное! И не только он.
ЦитатаSalo пишет:А где он её применил?Цитатаkp пишет:Исаев конечно. А Вы на кого подумали? :{}
Разуйте глаза, кто первый применил схему газ-газ???
ЦитатаG.K. пишет:Какой сверхзвук? Я на крайнем авиашоу наблюдал образование "больно красивый туман" от передней кромки крыла, когда Сушка свечку делала, при переходе из горизонтали в вертикаль. Поскольку это было над публикой и низко, керосином воняло знатно, то сверхзвуком там и не "пахло" ;)
уж больно красивый туман на С-5 оседал. Она что, медленно к сверхзвуку подбиралась?
ЦитатаДмитрий В. пишет:ЦитатаСтарый пишет:По-твоему выходит, к примеру, что при торможении на клине воздухозаборника ВРД давление должно падать? Думаю, там зона разряжения возникает после поворота потока за коническим переходником между S-II и S-IV. Там по логике должны волны разряжения возникать. Ну, и обтекание донной части - достаточно сложный процесс, на который накладывается течение Прандтля-Майера выхлопных газов.ЦитатаДмитрий В. пишет:Во фронте растёт а за фронтом падает. Не просто падает до исходного значения а возникает зона разрежения. Спроси у Яндекса.ЦитатаСтарый пишет:Старый объясни, каким образом возникает разряжение за фронтом ударной волны, за которой по определению давление растет ;)
А у Сатурна-5 не просто затягивание газа в зону разрежения но и конденсационные явления в зоне разрежения за фронтом ударной волны. И вот туда ещё и газы двигателя засасываются.
ЦитатаBell пишет:
Угу. Как обычно, если опровергателям что-то кажется "очевидно не так", значит на самом деле "именно так и должно быть".
ЦитатаN.A. пишет:Ваша аннимация херовенькая, гляньте в приведенную мной ссылку, там этот момент крупным планом снят, и видны мощные горящие струи, выбрасываемые перпендикулярно ракете
Эт точно. Кстати, "конус Маха-Покровского-Попова":
- из той же оперы. Только отрывное течение начинается аж от головного
обтекателя, а затем точка отрыва сползает ниже по мере уменьшения поперечника
струи...
Цитатаkp пишет:Как смеешь, презренный неофит, критиковать шедевр рук Попова-Покровского?!!! Пади ниц пред творением настоящих мастеров опровергательства! :D
Ваша аннимация херовенькая
Цитатаkp пишет:Нет там никаких перпендикулярных струй. И не было никогда. Но вам этого не понять.
видны мощные горящие струи, выбрасываемые перпендикулярно ракете
ЦитатаСтарый пишет:Не надо выдирать цитаты, как вам заблагорассудится! Я вообще не говорил, что кто-то про это говорил, я говорил, что специалистам понятно, что можно сделать, а что НЕЛЬЗЯ! Это только старому не известно.Цитатаkp пишет:Итого никакой специалист ничего подобного нигде не говорил.
Может... безусловно ... и безусловно, что аргументы по этому поводу были вовсе не печатными, ибо нормальный спец вполне секретными сведениями не делится со всем миром. Даже и сейчас спецы подобными сведениями ни с кем не делятся, как и сам Маск в том числе...
И весь этот тупой ламерский бред вы придумали?
ЦитатаBell пишет:Для кого нет, а для кого есть, все зависит от профессионализма, зрительных способностей, и честности, впрочем, кому как его совесть позволяет, пусть каждый остается при своем мнении, время ВСЕ рассудит, и спорить как об стенку горохом нет ни малейшего желания, у меня есть гораздо более важные дела.
Нет там никаких перпендикулярных струй. И не было никогда
Цитатаkp пишет:Давно уже все рассудило. См. любую энциклопедию, справочник, учебник.
время ВСЕ рассудит
Цитатаkp пишет:с вами никто не спорит. вас макают мордашкой в ваш безграмотный бред
и спорить как об стенку горохом нет ни малейшего желания,
Цитатаkp пишет:вы скушны и предсказуемы. так что без вас мы ничего не потеряем.
у меня есть гораздо более важные дела.
ЦитатаСтарый пишет:
А с застойной зоной чтото не так. За скачком уплотнения нет "застойных зон".
Цитатаkp пишет:Чем тупее, невежественнее и лживее опровергатель тем сильнее он любит бормотать о честности и профессионализме.
Для кого нет, а для кого есть, все зависит от профессионализма, зрительных способностей, и честности, впрочем, кому как его совесть позволяет,
Цитатапусть каждый остается при своем мнении, время ВСЕ рассудит, и спорить как об стенку горохом нет ни малейшего желания, у меня есть гораздо более важные дела.Нет, тупой. Время всё уже давно расставило по своим местам, сколько бы ни пытались тупые и убогие опровергатели повернуть время вспять. И невежествественный лживый опровергун, такой как вы, никогда не станет честным и профессиональным, как бы ни тужился себя за такого выдать.
ЦитатаСтарый пишет:Автор книги, доктор физико-математических наук, выпускник МИФИ, Попов Александр Иванович при поддержке многочисленных добровольных помощников, чьи имена перечислены во введении, провёл сопоставление различных точек зрения и дополнил их своими собственными исследованиями.Цитатаkp пишет:Ага. И каким "специалистом" написан этот
Вот вам красивые фотки и детальные разборки полетов Сатурна-5
http://www.manonmoon.ru/book/22.htm (http://www.manonmoon.ru/book/22.htm)
сайт?ЦитатаКстати полет Апполон 6 был аварийный, а после него, сразу же запуляли
людей вокруг Луны.... Мишин просто отказывался верить в подобное! И не только
он.
Что значит "аварийным"? Корабль упал,
взорвался? Или таки вышел на орбиту и благополучно вернулся на Землю?
И что в этом полёте было с F-1? Они отказали?
Цитатаkp пишет:Вы видили у этого чмошника диплом МИФИ? А, дебилушка?
Автор книги, доктор физико-математических наук, выпускник МИФИ, Попов Александр Иванович...
Цитатаkp пишет:На самом деле - несколько горе-политтехнологов карамурзистской школы "брехни во имя добра" под ширмой свадебного генерала дфмн пОпова, который сам ничего не писал и ничего не говорил на эту тему.
Автор книги, доктор физико-математических наук, выпускник МИФИ, Попов Александр Иванович при поддержке многочисленных добровольных помощников, чьи имена перечислены во введении,
Цитатаkp пишет:Тупое и убогое, а ссылочки на этот "репортаж известного корреспондента" у вас случайно нет?
Согласно репортажу известного корреспондента Голованова, на первой ступени отказали ДВА(!) двигателя Ф-1,
Цитатаkp пишет:А как же вы узнали что им понятно раз они нигде ничего не говорили?
Не надо выдирать цитаты, как вам заблагорассудится! Я вообще не говорил, что кто-то про это говорил, я говорил, что специалистам понятно, что можно сделать, а что НЕЛЬЗЯ! Это только старому не известно.
Цитатаkp пишет: посему ПН вместо круговой траектории улетела по эллипсу.Это вообще пипец. Объясните мне - как можно такому тупому жить на свете? Почему вас не убило током? Как вы переходите улицу, там же машины! Как вас удалось научить пользоваться компьютером?
ЦитатаАмеры вначале тоже писали про неполадки, но позднее у них везде писалось про нормальный полет.Это вообще пипец. Объясните мне - как можно такому тупому жить на свете? Почему вас не убило током? Как вы переходите улицу, там же машины! Как вас удалось научить пользоваться компьютером?
ЦитатаСтарый пишет:ссылка должна быть в книге Попова,
kp пишет:
Согласно репортажу известного корреспондента Голованова, на
первой ступени отказали ДВА(!) двигателя Ф-1,
а ссылочки на этот "репортаж известного корреспондента" у вас случайно
нет?
Эту ахинею вы тоже только что придумали, как и "мнение
дипломированных специалистов". Придумали и выдаёте за правду потому что
опровергатель лжив по определению.
мне вот
интересно: как можно не знать какие двигатели и какой ступени на самом
деле отказали на втором Сатурне-5? Как можно этого не знать?
ЦитатаСтарый пишет:Вам уже сто раз говорили, что они взялись именно за эту схему, а не за стандартную... Все больше вам отвечать не буду, а за оскорбления будете иметь дело с моими адвокатами.
А как же вы узнали что им понятно раз они нигде ничего не говорили?
Уж
не попытались ли вы выдать своё имхо за мнение специалистов?
Цитатаkp пишет:То ли дело ваши методы! Из ракеты бъёт в стороны пламя а она летит себе, летит.
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20110004015_2011002396.pdf
Притянуто за уши, таким макаром, можно из мухи слона вылепить.
ЦитатаВопрос только в том, почему этот "слон" не бывает в полетах обычных ракет, а исключительно у Сатурнов, и исключительно в один момент перед расстыковкой ступеней....Тупое и убогое так и не смогло понять в какой момент этот слон был у Сатурна. Ну да ладно. Это потому что какраз в момент разделения хвост ракеты и начинал полыхать в разные стороны.
Цитатаkp пишет:Я вас не спрашиваю за какую схему они взялись. Я вас спрашиваю как вы узнали что им "было ясно"?ЦитатаСтарый пишет:Вам уже сто раз говорили, что они взялись именно за эту схему, а не за стандартную...
А как же вы узнали что им понятно раз они нигде ничего не говорили?
Уж
не попытались ли вы выдать своё имхо за мнение специалистов?
Цитата Все больше вам отвечать не буду, а за оскорбления будете иметь дело с моими адвокатами.Тупое, посмотрите на себя в зеркало и ответьтье самому себе: Откуда, ну откуда у вас деньги на адвоката?
Цитатаkp пишет:Все больше вам отвечать не буду,Это вас не спасёт.
ЦитатаАлександр Ч. пишет:Локально скорость обтекания вполне может превысить звуковуюЦитатаG.K. пишет:Какой сверхзвук? Я на крайнем авиашоу наблюдал образование "больно красивый туман" от передней кромки крыла, когда Сушка свечку делала, при переходе из горизонтали в вертикаль. Поскольку это было над публикой и низко, керосином воняло знатно, то сверхзвуком там и не "пахло" ;)
уж больно красивый туман на С-5 оседал. Она что, медленно к сверхзвуку подбиралась?
ЦитатаАнтикосмит пишет:Достаточно чтоб просто была зона разрежения.
Локально скорость обтекания вполне может превысить звуковую
ЦитатаСтарый пишет:Этот эффект красиво смотрится на пассажирском самолёте, когда на улице сыро ( чем ближе к 100%, тем веселее) и прохладно. В момент отрыва от полосы на крыльях образовывались эти облачка имени двух граждан с непроизносимыми фамилиями. Весь народ, смотрящий в окно громко ойкал и пытался понять, "что это было".
Достаточно чтоб просто была зона разрежения.
ЦитатаG.K. пишет:Особо красиво смотрится когда образуется на лопастях винтов турбовинтовых самолётов. Такие спирали!ЦитатаСтарый пишет:Этот эффект красиво смотрится на пассажирском самолёте, когда на улице сыро ( чем ближе к 100%, тем веселее) и прохладно. В момент отрыва от полосы на крыльях образовывались эти облачка имени двух граждан с непроизносимыми фамилиями. Весь народ, смотрящий в окно громко ойкал и пытался понять, "что это было".
Достаточно чтоб просто была зона разрежения.
ЦитатаСтарый пишет:Точно. Иногда очень похожие эффекты наблюдаются на скоростой автодороге при высокой влажности (в дождь) - за машинами тянутся белые хвосты из тумана образующегося в зоне разрежения.ЦитатаАнтикосмит пишет:Достаточно чтоб просто была зона разрежения.
Локально скорость обтекания вполне может превысить звуковую
Точнее даже скорость звука тут вообще не при чём.
ЦитатаNot пишет:Я тут смотрел как в дождь по шоссе несутся фуры и у них от кабин расходится "ударная волна" из тумана и мелких брызг.
Точно. Иногда очень похожие эффекты наблюдаются на скоростой автодороге при высокой влажности (в дождь) - за машинами тянутся белые хвосты из тумана образующегося в зоне разрежения.
ЦитатаSalo пишет:Молодец! Это он сделает почти наверняка, в отличие от 300 т. Возможно читает и этот форум. Речь я так понял о Маске, а что Рачук то?
Тему можно закрывать: наши
креативные гении вместо метанового двигателя на 300 тс нацелились на 83 тонную
керосинку открытой схемы.
Писец - "бег на месте общеукрепляющий".
ЦитатаSalo пишет:Мне кажется рано посыпать голову пеплом. Это всего лишь разговоры. Или нет?
Тему можно закрывать: наши креативные гении вместо метанового двигателя на 300 тс нацелились на 83 тонную керосинку открытой схемы.
Писец - "бег на месте общеукрепляющий". :evil:
ЦитатаSalo пишет:И купят её у Маска! :)
Тему можно закрывать: наши креативные гении вместо метанового двигателя на 300 тс нацелились на 83 тонную керосинку открытой схемы.
ЦитатаSalo пишет:А можно ссылку на первоисточник? Добросовестно читал посты на предыдущих страницах, но кроме флуда kp ничего не нашел :(
Тему можно закрывать: наши креативные гении вместо метанового двигателя на 300 тс нацелились на 83 тонную керосинку открытой схемы.
Писец - "бег на месте общеукрепляющий". :evil:
Цитатаоктоген пишет:Гениально! Сами додумались? ;)
Интересно, а что если к РД-171 таскать бочку с переохлажденным антифризом и вспрыскивать в ТНА, дабы сбить температуру и газовый состав смеси до "невозгораемости"?
Цитатаоктоген пишет:Скорее 30-40.
Интересно, а что если к РД-171 таскать бочку с переохлажденным антифризом и вспрыскивать в ТНА, дабы сбить температуру и газовый состав смеси до "невозгораемости"? ПУсть там и уи упадет и лишних 3-4 тонны веса появится,
Цитатаоктоген пишет:Потому что их можно разрабатывать на основе существующего задела можно сравнительно малой кровью. Серьёзных денег и единой программы сейчас в космонавтике нет, вот и происходит эта мышиная возня производителей, каждый сам за себя на свой страх и риск ваяет двигатли.
Ведь ныне количество производимых, разрабатываемых и реанимируемых движков в классе 200 т просто дебильное:
Цитатаоктоген пишет:Открытой схемы под низкое давление в КС - позволяет. Но и керосин позволяет, хоть с кислым ТНА, хоть со сладким.
Ну а разрабатывать метановый 300-тонник, при том что метан позволяет 2-3 килотонник сделать-это полный дебилизм.
ЦитатаShestoper пишет:Вечно прийдёт этот Шестопёр и всё испортит. :( А как всё хорошо начиналось: -Бочка антифриза... :(
И зачем такие извращения, если достаточно просто изменить соотношение комопнент в газогенераторе - температура и давление упадут, если в кислород подмешивать меньше керосина.
Цитатаоктоген пишет:При отце Нaродов мы бы дaвно нa производных от Н1 летaли бы.
Эх, был бы Берия или Сталин, то от хруников взяли бы 6 штУРМ-1, а энергетики разработали бы новый ЦБ, хоть на керосине, хоть на ацетаме. 3-ю ступень еще кому-то. И были бы все сыты... А на данный момент такое сотрудничество невозможно...
ЦитатаСтарый пишет:Ну при желaнии можно и керосин в руль кaмеры 107/108-ых добaвлять... .ЦитатаShestoper пишет:Вечно прийдёт этот Шестопёр и всё испортит. :( А как всё хорошо начиналось: -Бочка антифриза... :(
И зачем такие извращения, если достаточно просто изменить соотношение комопнент в газогенераторе - температура и давление упадут, если в кислород подмешивать меньше керосина.
ЦитатаСтарый пишет:A много нaдо?
Керосин это банально. Вот антифриз...
Цитатаm-s Gelezniak пишет:Даже и не знаю... :)ЦитатаСтарый пишет:A много нaдо?
Керосин это банально. Вот антифриз...
ЦитатаСтарый пишет:Водa в пристеночный слой... .Цитатаm-s Gelezniak пишет:Даже и не знаю...ЦитатаСтарый пишет:A много нaдо?
Керосин это банально. Вот антифриз...
Цитатаm-s Gelezniak пишет:Были такие идеи - двигатель замкнутого цикла с охлаждением водой. Ею же привод турбины.
Водa в пристеночный слой... .
Блин. Дaже бредить некоструктивно немогу :oops: .
:D
ЦитатаСтарый пишет:Тaм помоему не всё зaвязывaлось.Цитатаm-s Gelezniak пишет:Были такие идеи - двигатель замкнутого цикла с охлаждением водой. Ею же привод турбины.
Водa в пристеночный слой... .
Блин. Дaже бредить некоструктивно немогу :oops: .
Цитатаm-s Gelezniak пишет:Завязывалось... и развязывалось... :)
Тaм помоему не всё зaвязывaлось.
ЦитатаСтарый пишет:О том и речь :) . Но есть но. Многокaмернось, увеличивaющaя площaдь теплообменникa.Цитатаm-s Gelezniak пишет:Завязывалось... и развязывалось...
Тaм помоему не всё зaвязывaлось.
Принципиальный недостаток как и у всех двигателей нагревной схемы - мощность ТНА ограничена теплопотоком в стенки камеры сгорания.
ЦитатаСтарый пишет:"Рыбины" нету... .
Зато на воде - абсолютная пожаробезопасность. Удивительно - как счас про ту схему не вспомнили?
Цитатаm-s Gelezniak пишет:Там столько вариантов... Вплоть до сделать по огневой стенке рёбра для лучшего отбора тепла от газов. :)
О том и речь :) . Но есть но. Многокaмернось, увеличивaющaя площaдь теплообменникa.
ЦитатаСтарый пишет:Тут огрaничение скорее в "скорости" теплопередaчи. Когдa стенкa охлождения "ледянaя", огневaя уже потеклa. Впрочем, дaже мои пaльцы имеют погрешность.Цитатаm-s Gelezniak пишет:Там столько вариантов... Вплоть до сделать по огневой стенке рёбра для лучшего отбора тепла от газов.
О том и речь . Но есть но. Многокaмернось, увеличивaющaя площaдь теплообменникa.
Цитатаm-s Gelezniak пишет:Кстaти, "о птичкaх" :) .ЦитатаСтарый пишет:О том и речь . Но есть но. Многокaмернось, увеличивaющaя площaдь теплообменникa.Цитатаm-s Gelezniak пишет:Завязывалось... и развязывалось...
Тaм помоему не всё зaвязывaлось.
Принципиальный недостаток как и у всех двигателей нагревной схемы - мощность ТНА ограничена теплопотоком в стенки камеры сгорания.
ЦитатаАлександр Ч. пишет:Спасибо!
Все началось с упоминания Каскада, российского ответа на флакон Маска. Вот только не помню, тут или в другой теме.
ЦитатаСтарый пишет:Старый... Убейся... Есть патенты где в ГГ напряженного движка предлагают жидкий гелий впрыскивать, но это слишком заморочено. И впрыск мною предлагается только в ГГ, чтобы сбить в нем температуру+газовый состав до невозгораемости железяк. Вместо холодного антифриза в принципе подойдет и жидкий азот. Да, роста УИ, как с гелием не будет, но это всяко дешевле фейерверков при пусках.Цитатаоктоген пишет:Гениально! Сами додумались? ;)
Интересно, а что если к РД-171 таскать бочку с переохлажденным антифризом и вспрыскивать в ТНА, дабы сбить температуру и газовый состав смеси до "невозгораемости"?
Цитатаоктоген пишет:Ключевое слово понрaвившееся Стaрому.ЦитатаСтарый пишет:Старый... Убейся... Есть патенты где в ГГ напряженного движка предлагают жидкий гелий впрыскивать, но это слишком заморочено. И впрыск мною предлагается только в ГГ, чтобы сбить в нем температуру+газовый состав до невозгораемости железяк. Вместо холодного антифриза в принципе подойдет и жидкий азот. Да, роста УИ, как с гелием не будет, но это всяко дешевле фейерверков при пусках.Цитатаоктоген пишет:Гениально! Сами додумались? ;)
Интересно, а что если к РД-171 таскать бочку с переохлажденным антифризом и вспрыскивать в ТНА, дабы сбить температуру и газовый состав смеси до "невозгораемости"?
Цитатаоктоген пишет:Нормальные люди просто подбирают такое соотношение компонентов, чтоб выделившаяся при их сгорании энергия не разогревала продукты сгорания выше определенной температуры. А патенты есть и на вечный двигатель, что с того?
Старый... Убейся... Есть патенты где в ГГ напряженного движка предлагают жидкий гелий впрыскивать, но это слишком заморочено. И впрыск мною предлагается только в ГГ, чтобы сбить в нем температуру+газовый состав до невозгораемости железяк. Вместо холодного антифриза в принципе подойдет и жидкий азот. Да, роста УИ, как с гелием не будет, но это всяко дешевле фейерверков при пусках.
ЦитатаApollo13 пишет:Это всего лишь один из вариантов, рассматривающихся в ЦиХ.ЦитатаSalo пишет:Мне кажется рано посыпать голову пеплом. Это всего лишь разговоры. Или нет?
Тему можно закрывать: наши креативные гении вместо метанового двигателя на 300 тс нацелились на 83 тонную керосинку открытой схемы.
Писец - "бег на месте общеукрепляющий". :evil:
ЦитатаСтарый пишет:А зимой, в мороз?
Зато на воде - абсолютная пожаробезопасность. :) Удивительно - как счас про ту схему не вспомнили?
ЦитатаДмитрий В. пишет:А там фича в том что перед включением двигателя воду надо нагревать. И наче двигатель даже без зимы слишком медленно выходит на режим.ЦитатаСтарый пишет:А зимой, в мороз?
Зато на воде - абсолютная пожаробезопасность. :) Удивительно - как счас про ту схему не вспомнили?
Цитатаоктоген пишет:Счаззз!
Старый... Убейся... , .
ЦитатаЕсть патенты где в ГГ напряженного движка предлагают жидкий гелий впрыскиватьЧто ещё предлагают в патентах?
ЦитатаВместо холодного антифриза в принципе подойдет и жидкий азотА сколько можно набрать патентов на разные составы охлаждающих жидкостей!
Цитата Да, роста УИ, как с гелием не будет, но это всяко дешевле фейерверков при пусках.Дешевле всего НЕ НАГРЕВАТЬ смесь до температуры возгораемости. А нагревать а потом охлаждать это для изобретателей типа вас.
ЦитатаДмитрий В. пишет:A-aa... .ЦитатаApollo13 пишет:Это всего лишь один из вариантов, рассматривающихся в ЦиХ.ЦитатаSalo пишет:Мне кажется рано посыпать голову пеплом. Это всего лишь разговоры. Или нет?
Тему можно закрывать: наши креативные гении вместо метанового двигателя на 300 тс нацелились на 83 тонную керосинку открытой схемы.
Писец - "бег на месте общеукрепляющий".
Цитатаm-s Gelezniak пишет:Что самое доставляющее в этой ситуации :)
в ЦиХ.
ЦитатаСтарый пишет:Не, Старый, ты из-за своей наглости не вкуриваешь, что предлагается доработка УЖЕ ИМЕЮЩЕГОСЯ двигателя. Без новых эпопей на миллиарды.Цитатаоктоген пишет:Счаззз!
Старый... Убейся... , .ЦитатаЕсть патенты где в ГГ напряженного движка предлагают жидкий гелий впрыскиватьЧто ещё предлагают в патентах?ЦитатаВместо холодного антифриза в принципе подойдет и жидкий азотА сколько можно набрать патентов на разные составы охлаждающих жидкостей!ЦитатаДа, роста УИ, как с гелием не будет, но это всяко дешевле фейерверков при пусках.Дешевле всего НЕ НАГРЕВАТЬ смесь до температуры возгораемости. А нагревать а потом охлаждать это для изобретателей типа вас.
Причём что примечательно: вся тупость предлагаемой вами идеи до вас так и не дошла.
Цитатаоктоген пишет:Это точно. Я не курю. Тем более такое.
Не, Старый, ты из-за своей наглости не вкуриваешь, что предлагается доработка УЖЕ ИМЕЮЩЕГОСЯ двигателя. Без новых эпопей на миллиарды.
ЦитатаShestoper пишет:Подсказали бы Маску! А то он бедный бегает мучается, не знает, на чем марсианскую ракету строить, дал обратный ход от 300-тонника!Цитатаоктоген пишет:Открытой схемы под низкое давление в КС -
Ну а разрабатывать метановый 300-тонник, при том что
метан позволяет 2-3 килотонник сделать-это полный
дебилизм.
позволяет. Но и керосин позволяет, хоть с кислым ТНА, хоть со сладким.
Четыре камеры от F-1 и ТНА с мощностью как у РД-170.
Но такой
двигатель будет узко заточен - под первую ступень супертяжа. И для его создания
нужны немалые инвенстиции, ввиду его размерности. Например сейчас просто нет
стендов для его прожига. А стенд понадобится циклопический, масштабов УКСС.
В условиях вышеупомянутой мышиной возни такие дела не делаются.
Цитатаоктоген пишет:Это кому позволяет? Пойдите расскажите это НАСА, или Маску, думаю они от вас не отстанут, с предложением денюшек, в обмен на (сту..) движки.
Ну а разрабатывать метановый 300-тонник, при том что метан позволяет 2-3
килотонник сделать-это полный дебилизм.
Цитатаkp пишет: Пойдите расскажите это НАСА, или Маску, думаю они от вас не отстанут, с предложением денюшек, в обмен на (сту..) движки.Вот ведь что может получиться если опровергатель вдруг попытается подумать... :(
ЦитатаSpaceX officially revealed a R&D test program for the Raptor would begin at the Stennis Space Center (http://www.nasaspaceflight.com/2013/10/spacex-press-abort-test-raptor-engine/), with company already working to upgrade the E-2 test stand with methane capability.
(http://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2013/10/Z565.jpg)
SpaceX engineers are understood to be close to completing the methane upgrades to the stand, although it is not currently known when Raptor hardware will be tested at the famous facility.
However, information on the Raptor was updated on February 19, when VP of Propulsion Development Tom Mueller - speaking at the "Exploring the Next Frontier: The Commercialization of Space is Lifting Off" event (http://www.nasaspaceflight.com/2014/02/crs-3-falcon-9-first-stage-sport-legs-attempt-soft-splashdown/) in Santa Barbara, California - revealed the Raptor had mutated to a 1Mlbf (4,500kN) gas-gas (full flow) liquid methane and oxygen engine, with an isp of 321s at sea level 363s at vacuum (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=33488.msg1162065#msg1162065).
(http://www.nasaspaceflight.com/wp-content/uploads/2014/03/Z121.jpg)
Mr. Mueller confirmed nine of these engines would power each 10 meter diameter core of the notional MCT. "I'm quite proud to have my name attached to this engine," said the SpaceX Co-Founder at the event.
The implications of this revelation are numerous - the most important being SpaceX are now fully treading into uncharted territory.
Цитата- почтенный "перегрев" в курсе, особенно последнего?! :oops:Raptor Engine Familyirst presented in 2009 by SpaceX, the Raptor engine started out as a LO F X/LH2 powered engine design for upper stages. The engine was proposed to have a vacuum impulse of 470 seconds achieving a thrust of 667 Kilonewtons (68,000kgf) with a throttle range of 50 to 100%. Optimized for operation in vacuum, Raptor would have flown with an extended nozzle with an area ratio of 250:1.
Unlike the Merlin rocket family, the Raptor was initially conceptualized to be a cryogenic staged combustion engine with a closed cycle. The majority of LH2 fuel and a portion of the oxidizer flow is fed at high pressure to the pre-burner that burns the propellants and supplies hot gas to two separate turbines that are used to power the LH2 and LOX turbopumps.
The exhausted fuel-rich gas is then injected into the combustion chamber with the rest of the oxidizer to complete the combustion. A portion of the fuel is used for engine cooling (regenerative cooling) before being injected into the engine as well.
(http://www.spaceflight101.com/uploads/6/4/0/6/6406961/3807070_orig.jpg) (http://www.spaceflight101.com/uploads/6/4/0/6/6406961/3807070_orig.jpg)
Image: Purdue University/Spaceflight101
Raptor was designed to operate at a chamber pressure of 117 bar. The Raptor engine characteristics as of 2010 are given in the table at the bottom of this page.Image: Purdue University/Spaceflight101
In 2012, the Raptor development program got underway after a change in direction as SpaceX's Elon Musk announced that Raptor would become a family of methane-fueled engines. No longer designed for exclusive use on upper stages, different versions of Raptor would be used as first stage and upper stage engines, not unlike the Merlin 1 engines that are used on Falcon 9's first stage and as a vacuum-optimized version on the second stage.
With the switch fr om LH2 to methane, Raptor's design thrust was drastically increased for it to power large launch vehicles. This re-designed version of Raptor will keep its staged-combustion design, but use a Full-Flow cycle which has not been used for the 2010 Raptor design shown above.
A Full-Flow Staged Combustion Engine is a variation of the Staged Combustion Cycle (shown above) in which all of the oxidizer and fuel pass through their respective turbopump turbines. The fuel is first directed through the nozzle heat exchanger to provide regenerative cooling before being passed to the fuel turbine; the oxidizer flows directly fr om its turbopump to the LOX turbine. To power the turbines, a small amount of fuel & oxidizer is exchanged between the lines which then is then burned in two pre-burners (one oxidizer-rich, one fuel-rich) to deliver the hot gas to power the turbines that drive the turbopumps. The propellants are then fed to the combustion chamber wh ere the combustion process is completed.
The advantage of the full-flow cycle is that the turbines operate at lower temperatures since more mass passes through them leading to increased reliability and a longer engine life which is particularly important to potential re-use of the engine. In addition, this engine design can deliver higher chamber pressures and improve the efficiency of the engine.
(http://www.spaceflight101.com/uploads/6/4/0/6/6406961/4352624_orig.jpg) (http://www.spaceflight101.com/uploads/6/4/0/6/6406961/4352624_orig.jpg)
Methane has a slight advantage over Rocket Propellant-1 in terms of specific impulse, but can not reach that of Hydrogen. However, there are other advantages over LH2 such as easier handling and storage, no concerns associated with Hydrogen embrittlement and a much lower production cost. In addition, liquid methane has a higher density than LH2 which has obvious implications for tank and vehicle dimensions. Compared to RP-1, methane does not lead to coking of the engines which is a common problem with RP-1 that requires oxygen-rich combustion to lim it coking, but creates a more corrosive environment.
In October 2013, SpaceX officially confirmed that the Raptor engine would be tested at NASA's Stennis Space Center. SpaceX personnel started working at test complex E at Stennis in mid/late 2013 to implement modifications needed to support methane engine tests. The E-2 complex can only facilitate engines up to 500kN which is sufficient for testing the individual components of the Raptor engine such as the Pre-Burner.
For testing of the complete Raptor, a bigger test stand is needed. As of late 2013, testing at Stennis was expected to commence in 2014.
Fuel Liquid Methane Oxidizer Liquid Oxygen Sea Level Thrust 3,800 kN Vacuum Thrust 4,400 kN Isp (SL) >320s Isp (Vac) >360s In February 2014, Tom Mueller, SpaceX head of rocket engine development, elaborated on the design of future SpaceX vehicles and engines at an event in Santa Barbara. He stated that the Raptor engine that is currently being worked on would have a vacuum thrust of 4,400 Kilonewtons (448,700kgf) and achieve a vacuum impulse exceeding 360 seconds. Raptor would have an estimated and Sea Level thrust of around 3,800 Kilonewtons (362,800kgf) or slightly less. With these figures, Raptor would reach a higher specific impulse than the Russian-designed RD-0162 methane-fueled engine.
ЦитатаWith these figures, Raptor would reach a higher specific impulse than the Russian-designed RD-0162 methane-fueled engine
ЦитатаБольшой пишет:
(http://f18.ifotki.info/org/fcfbc247071dbc5e39d3753eaaf80894b29b76204436986.jpg)
ЦитатаSalo пишет:Это какой январь? 2015? Ссылочку можно?
Устаревшие данные у Вас: Маск в январе заявил, что тяга будет 230т, а УИ 380с у вакуумной версии.
ЦитатаHighlights of Elon Musk's Reddit Ask Me Anything Session (http://www.parabolicarc.com/2015/01/06/highlights-elon-musks-reddit-session/)
Posted by Doug Messier
on January 6, 2015, at 12:18 pm
(http://www.parabolicarc.com/wp-content/uploads/2013/09/elon_musk_control_panel.jpg) (http://www.parabolicarc.com/2014/02/01/elon-musk-receive-edison-award/elon_musk_control_panel/)
Elon Musk (Credit: SpaceX)
SpaceX CEO Elon Musk did an interactive Ask Me Anything Q&A (http://www.parabolicarc.com/2015/01/06/highlights-elon-musks-reddit-session/%20http://www.reddit.com/r/IAmA/comments/2rgsan/i_am_elon_musk_ceocto_of_a_rocket_company_ama/) last night on Reddit. Here are some excerpts from that session.
Q. In your recent MIT talk, you mentioned that you didn't think 2nd stage recovery was possible for the Falcon 9. This is due to low fuel efficiency of kerosene fuel, and the high velocities needed for many payloads (high orbits like Geostationary orbit). However, you also said that full reusability would be possible for the Mars Colonial Transporter launch vehicle.
What have you learned fr om flights of Falcon 9 that taught you
a) that reuse of its second stage won't be possible and
b) what you'll need to do differently with MCT to reuse its second stage.
Elon Musk: Actually, we could make the 2nd stage of Falcon reusable and still have significant payload on Falcon Heavy, but I think our engineering resources are better spent moving on to the Mars system.
MCT will have meaningfully higher specific impulse engines: 380 vs 345 vac Isp. For those unfamiliar, in the rocket world, that is a super gigantic difference for stages of roughly equivalent mass ratio (mass full to mass empty).
Q. What kind of mass ratio do your upper stages have?
Elon Musk: With sub-cooled propellant, I think we can get the Falcon 9 upper stage mass ratio (excluding payload) to somewh ere between 25 and 30. Another way of saying that is the upper stage would be close to 97% propellant by mass.
Q. Has the Raptor engine changed in its target thrust since the last number we have officially heard of 1.55Mlbf SL thrust?
Elon Musk: Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them (http://www.parabolicarc.com/wp-includes/images/smilies/icon_smile.gif)
Q. Emily Shanklin indicated in late 2013 that the Raptor would be the first of a "family of engines" designed for the exploration and colonization of Mars. Could you elaborate on her wording, i.e. was she simply referring to a vacuum version and standard version, or do you plan on building multiple methane-based engines with significantly different thrust and size specifications?
Elon Musk: Default plan is to have a sea level and vacuum version of Raptor, much like Merlin. Since the booster and spaceship will both have multiple engines, we don't have to have fundamentally different designs.
This plan might change.
ЦитатаBlue Origin of Kent, Washington, has been developing the BE-4 engine for three years, thus giving it a head start against other prospective RD-180 replacements, ULA Chief Executive Tory Bruno said at a press conference here. Fueled by liquefied natural gas, the new engine will be relatively inexpensive to develop and build, and could be ready to start flying in four years, he said.
Bruno said developing a new main engine typically takes seven to 10 years and costs around $1 billion.
...
Bezos said during the press conference that the BE-4, which will generate about 550,000 pounds of thrust, is based on the BE-3 that powers Blue Origin's New Shepard, an experimental suborbital rocket that takes off and lands vertically. In addition to the Atlas 5 successor, the new engine would be used for a future reusable orbital launcher Blue Origin plans to develop, he said.
Two BE-4 engines generating a combined 1.1 million pounds of thrust at sea level would power the new rocket's first stage, Bruno said. The current Atlas 5 first stage is powered by a single RD-180 generating close to 1 million pounds of thrust.
...
In June, ULA announced that it had signed contracts with multiple unspecified companies to study alternatives to the RD-180. The company, a Boeing-Lockheed Martin joint venture, declined to identify any of the contract recipients but said a first launch of the new engine was targeted for 2019.
Bruno said the BE-4 came out as the winner in that competition.
ЦитатаSalo пишет: Маск в январе заявил, что тяга будет 230т, а УИ 380с у вакуумной версии.Мало для MCT. Получим аналог Н-1 от Маска?
ЦитатаДимитър пишет:Аналог в смысле количества двигателей? А то вряд ли во многом другом МСТ будет похож на Н-1 технически.ЦитатаSalo пишет: Маск в январе заявил, что тяга будет 230т, а УИ 380с у вакуумной версии.Мало для MCT. Получим аналог Н-1 от Маска?
ЦитатаПрикинул: ракета с 9 двигателей х 230 т на старте даст ПН порядка ПН Фалкона Хеви. Может, не случайно?ЦитатаЦитатаSalo пишет: Маск в январе заявил, что тяга будет 230т, а УИ 380с у вакуумной версии.
ЦитатаSalo пишет:Без обмороков только
Тему можно закрывать.
ЦитатаSalo пишет:Даже не касаясь темы оптимизма-пессимизма а чисто объективно и чисто по теме:
У кого обморок? Реальность нужно воспринимать таковой, как она есть.
Цитатаsilentpom пишет:- BE-4 должен полететь.
"BE-3 летает" - это нам демонстрировали :)
Цитатаsilentpom пишет:Для нелюбопытных:
и это все что о нем известно
ЦитатаHistory
In January 2013, the company announced the development of the BE-3, a new liquid hydrogen (https://en.wikipedia.org/wiki/Liquid_hydrogen)/liquid oxygen (https://en.wikipedia.org/wiki/Liquid_oxygen) (LH2/LOX) cryogenic (https://en.wikipedia.org/wiki/Cryogenic_rocket_engine) engine. The engine was originally announced to produce 440 kN (100,000 lbf) thrust, with initial thrust chamber tests planned for mid-February 2013 at NASA Stennis.[4] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-nsj20130117-4) The thrust chamber tests were run sometime in 2013.[5] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20131203vid-5)
The BE-3 was successfully tested in late 2013 on a full-duration simulated suborbital burn, with coast phases and engine relights, "demonstrating deep throttle, full power, long-duration and reliable restart (https://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine_restart) all in a single-test sequence."[6] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20131203-6) NASA has released a video of the test.[5] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20131203vid-5)
By December 2013, Blue Origin updated engine specifications following engine tests conducted on test stands at ground level, near sea level. This demonstrated that the engine could produce 490 kilonewtons (110,000 lbf) of thrust at full power, and could successfully throttle down (https://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine_throttling) to as low as 110 kilonewtons (25,000 lbf) for use in controlled vertical landings (https://en.wikipedia.org/wiki/VTVL) if needed for that purpose on particular launch vehicles.[6] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20131203-6) The final engine specifications, released in April 2015 following the full test phase (https://en.wikipedia.org/wiki/Verification_and_validation), included a minimum thrust of 89 kilonewtons (20,000 lbf), an even wider throttling capability by 20 percent than the preliminary numbers, while maintaining the previously released full power thrust spec.[7] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-sn20150407-7)
As of December 2013, the engine had "demonstrated more than 160 starts and 9,100 seconds (152 min) of operation at Blue Origin's test facility near Van Horn, Texas."[6] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20131203-6)[8] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-aw20131209-8) Additional testing of the BE-3 was completed in 2014, with the engine "simulating a sub-scale booster suborbital (https://en.wikipedia.org/wiki/Suborbital_spaceflight) mission duty cycle."[9] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20141114-9) Test stand testing of the engine was completed by April 2015, with over 450 engine firings and a cumulative engine test time of over 500 minutes. Blue Origin stated it would make the first test flight of its New Shepard vehicle later in 2015.[7] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-sn20150407-7)
In the event, Blue made the first flight test (https://en.wikipedia.org/wiki/Test_flight) of the engine on the New Shepard (https://en.wikipedia.org/wiki/Blue_Origin_New_Shepard) suborbital vehicle before the month was out, flying a boost profile to 93,500 meters (307,000 ft) altitude on 29 April 2015.[10] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-sn20150439-10)
As of April 2015, United Launch Alliance (https://en.wikipedia.org/wiki/United_Launch_Alliance) (ULA) is considering the BE-3 for use in a new second stage (https://en.wikipedia.org/wiki/Second_stage)--the Advanced Cryogenic Evolved Stage (https://en.wikipedia.org/wiki/Advanced_Cryogenic_Evolved_Stage) (ACES)--which is, as of April 2015, planned to become the primary upper stage for ULA's Vulcan (https://en.wikipedia.org/wiki/Vulcan_%28rocket%29) orbital (https://en.wikipedia.org/wiki/Orbital_spaceflight) launch vehicle in the 2020s. The Vulcan is planned to begin orbital flights in 2019 with an existing Centaur upper stage, and is considering three engines from various manufacturers for the ACES stage which would putatively begin flight in 2023, with selection expected before 2019.[3] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-sn20150413-3)
While development of a sea-level version of the engine was completed and fully qualified by early 2015, Blue has said that they intend to develop a vacuum (https://en.wikipedia.org/wiki/Space_vacuum) version of the engine to operate in space.[11] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-bo20150501-11)
Engine design
The BE-3 uses a pump-fed (https://en.wikipedia.org/wiki/Pump-fed_engine) engine design, with a "tap-off" cycle to take a small amount of combustion gases from the main combustion chamber (https://en.wikipedia.org/wiki/Combustion_chamber) in order to power the engine turbopumps (https://en.wikipedia.org/wiki/Turbopump).[9] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-pa20141114-9)[8] (https://en.wikipedia.org/wiki/BE-3#cite_note-aw20131209-8)
Цитатаsilentpom пишет:Раптор нам не демонстрировали даже в качестве макета. В отличии от BE-4. Там уже вторая итерация появилась.
"BE-3 летает" - это нам демонстрировали :)
ЦитатаSalo пишет:Вот не покидает чувство что с Раптором что-то не так. Хоть какие закрытые Blue Origin, но про BE-4 известно хоть что-то. Периодически появляются какие-то новости, что там ГГ испытывают, клапаны какие-то, фотки макетов, планы по времени разработки более менее известны. Про Раптор после тяги 230тс информации ноль. Не удивлюсь если завтра обьявят, что Раптор теперь будет на вонючке или твердотопливный. :)
Раптор нам не демонстрировали даже в качестве макета.
ЦитатаAn elegant tapoff cycle design- а не было ли у Клепикова подобного решения в патенте на метановый двигатель?
The BE-3 is the first tapoff engine to fly. We've designed a simple rocket engine, where hot gasses from combustion are tapped from the main combustion chambers and fed back to spin the turbopumps in flight. Having only one combustion chamber with a single ignition event enhances reliability.
ЦитатаИскандер пишет:- у вас есть его схема? Приведите, пожалуйста. Если сможете.
У Безоса открытая схема с единственным газогенератором - "тупо", просто, надежно и удобно, только вот ТТХ покрыты мраком.
Цитатаsilentpom пишет:Вполне возможно, словесное описание этой схемы могло варьироваться ;)
Salo я помню, что на форуме Be-3 обсуждался и никто не мог объяснить почему у него такая схема и какой у него УИ.
ЦитатаSalo пишет:А что стряслось-то? Ведь на Союз-5 ставят его, РД-0164? Или Союз-5 RIP ?
Техническим нокаутом победа присуждается Тому Мюллеру. :(
ЦитатаСтарый пишет:Теоретически НК-33 такой же.
Господи, чего только не придумают, лишь бы нормальных двигателей не делать... :(
РД-253/275 все видели? Объясните мне: почему нельзя такой же на кислороде-керосине сделать?
ЦитатаSeerndv пишет:их нет у меня. только слово tap-offЦитатаИскандер пишет:- у вас есть его схема? Приведите, пожалуйста. Если сможете.
У Безоса открытая схема с единственным газогенератором - "тупо", просто, надежно и удобно, только вот ТТХ покрыты мраком.
Я не видел, silentpom тоже:Цитатаsilentpom пишет:Вполне возможно, словесное описание этой схемы могло варьироваться ;)
Salo я помню, что на форуме Be-3 обсуждался и никто не мог объяснить почему у него такая схема и какой у него УИ.
Так что картиночку бы :|
ЦитатаАлександр Ч. пишет:А практически - нааамного сложнее. :(
Теоретически НК-33 такой же.
ЦитатаКопатыч пишет:По информации от перегрева в КБХА работы по РД0164 и РД0169 заморожены.ЦитатаSalo пишет:А что стряслось-то? Ведь на Союз-5 ставят его, РД-0164? Или Союз-5 RIP ?
Техническим нокаутом победа присуждается Тому Мюллеру. :(
ЦитатаSalo пишет:Пока КБХА является филиалом ЦиХа, денег не дадут или будут делать вид, что дают. Калиновский об этом недвусмысленно сказал. Он реально боится С5, потому что после того она полетит, весь комплекс работ по Ангаре будет сводится к проектированию по переоборудованию СК, строительстве домов в Филях и засевании картошки в Омске :D. А эффективный менеджер Калиновский, если не успеет сменить работу, будет списан с боевыми потерями.
По информации от перегрева в КБХА работы по РД0164 и РД0169 заморожены.
ЦитатаSalo пишет:Которые, по словам Кирилина (?!), были на стадии эскизного проектирования.ЦитатаКопатыч пишет:По информации от перегрева в КБХА работы по РД0164 и РД0169 заморожены.ЦитатаSalo пишет:А что стряслось-то? Ведь на Союз-5 ставят его, РД-0164? Или Союз-5 RIP ?
Техническим нокаутом победа присуждается Тому Мюллеру. :(
ЦитатаСтарый пишет:- а уж ваш любимый РД-170 сложней на два порядка. ;)
А практически - нааамного сложнее. :(
ЦитатаSeerndv пишет:А уж РД-170 мой НЕлюбимый. От слова "совсем".ЦитатаСтарый пишет:- а уж ваш любимый РД-170 сложней на два порядка. ;)
А практически - нааамного сложнее. :(
ЦитатаСтарый пишет:- а как жи "ТриЗенит"? :o
А уж РД-170 мой НЕлюбимый. От слова "совсем".
ЦитатаSeerndv пишет:РД-170 применяю вынужденно, в сильно дефорсированном (для надёжности) варианте. Только потому что он уже есть и нет более подходящего двигателя.ЦитатаСтарый пишет:- а как жи "ТриЗенит"? :o
А уж РД-170 мой НЕлюбимый. От слова "совсем".
ЦитатаTDMS пишет:Ммм...это фиаско! Остаётся только С5.86 или я что-то пропустил? Неужто метановую космонавтику будет двигать Лин ?ЦитатаSalo пишет:Пока КБХА является филиалом ЦиХа, денег не дадут или будут делать вид, что дают. Калиновский об этом недвусмысленно сказал. Он реально боится С5, потому что после того она полетит, весь комплекс работ по Ангаре будет сводится к проектированию по переоборудованию СК, строительстве домов в Филях и засевании картошки в Омске :D . А эффективный менеджер Калиновский, если не успеет сменить работу, будет списан с боевыми потерями.
По информации от перегрева в КБХА работы по РД0164 и РД0169 заморожены.
ЦитатаСтарый пишет:Элементарно: компоненты не самовоспламеняемые, а один из них криогенный.
Господи, чего только не придумают, лишь бы нормальных двигателей не делать...
РД-253/275 все видели? Объясните мне: почему нельзя такой же на кислороде-керосине сделать?
ЦитатаДмитрий В. пишет:Кстати а каков перечень трудностей (затрат) при переходе от некриогенного компонента к криогенному? На примере перекиси и кислорода можно ;)
Элементарно: компоненты не самовоспламеняемые, а один из них криогенный.
Цитатаfreinir пишет:Да самое первое, что приходит в голову: необходимость организации захолаживания + система зажигания.ЦитатаДмитрий В. пишет:Кстати а каков перечень трудностей (затрат) при переходе от некриогенного компонента к криогенному? На примере перекиси и кислорода можно
Элементарно: компоненты не самовоспламеняемые, а один из них криогенный.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Ну вроде как и то и то не шибко сложное. А дальше? Почему криогенный двигатель сильно дороже? А ракета?
Да самое первое, что приходит в голову: необходимость организации захолаживания + система зажигания.
Цитатаfreinir пишет:Материалы? Сложнее отработка фазовых переходов? И я бы еще одну вещь предположил. Двигатель не только становится "криогенным". Он становится предельным. Выше давления, обороты, температуры. Как следствие - это реально сложно и спроектировать, и отработать, и сделать
Ну вроде как и то и то не шибко сложное. А дальше? Почему криогенный двигатель сильно дороже? А ракета?
Цитатаfreinir пишет:Для криогенных жидкостей как правило приходится прокачать больший объем, соответственно ТНА больше и дороже.ЦитатаДмитрий В. пишет:Ну вроде как и то и то не шибко сложное. А дальше? Почему криогенный двигатель сильно дороже? А ракета?
Да самое первое, что приходит в голову: необходимость организации захолаживания + система зажигания.
Цитатаоктоген пишет:А я, вот, рискну повторить свой вопрос. Итак, почему у двигателей на "вонючке" такая высокая тяговооруженность? Дмитрий отвечал что, мол, плотность выше. Но она ведь выше совсем незначительно! У АТ/НДМГ плотность около 1,15, а у О2/РГ-1 около 1,05.Цитатаfreinir пишет:Для криогенных жидкостей как правило приходится прокачать больший объем, соответственно ТНА больше и дороже.ЦитатаДмитрий В. пишет:Ну вроде как и то и то не шибко сложное. А дальше? Почему криогенный двигатель сильно дороже? А ракета?
Да самое первое, что приходит в голову: необходимость организации захолаживания + система зажигания.
Криогенная инфраструктура сама по себе дороже и требует постоянного использования. Циклопические сооружения для отвода дренажа и заправки как у Энергии дорогого стоят.
ЦитатаАлександр Ч. пишет:дык таки да
Копатыч , молярная масса продуктов сгорания какая?
Черт, Вы ж про тяговооруженность, а я с чего-то решил, что про импульс :oops:
ЦитатаАлександр Ч. пишет:Да, давайте докопаемся до истины ;) . Тем более и Старый уже спрашивал: как нам сделать РД-275 на кекросине, чтоб такой же простой был и лёгкий. Так что надо разобраться, ящитаю :D
vlad7308, с импульсом проще, там зависимость более явная. Если сравнить РД-253 с НК-33, то тяговооруженность первого 138,89/124,12 больше на 12%, а масса второго больше на 14%. Эти двигатели близки друг к другу. Если сравним с линейкой РД-170, то у родоначальника тяговооруженность 75,86, РД-180 - 73,21, РД-191 - 85,59, а у РД-270 могло выйти 189,91. Разница явно не исключительно за счет молярной массы.
ЦитатаАлександр Ч. пишет:А кто Вам сказал, что он простой и лёгкий?
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
ЦитатаАлександр Ч. пишет:НК-33 лёгкий без УВТ. Пара AJ-26-62 с УВТ и подмоторной рамой весит 4,55 т, против 2,29 у одиночного РД-191.
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/540630290201595906/o09C6W9Q_bigger.jpeg) Tory Bruno @torybruno (https://twitter.com/torybruno)По ссылке видео.
Tory Bruno ретвитнул(а) Blue Origin
Love the smell of Lox/Methane in the morning...;)
https://vine.co/v/eDg1r0urIwmЦитата Blue Origin (https://vine.co/BlueOrigin)
16h ago (https://vine.co/v/eDg1r0urIwm)
Our BE-4 engine technology makes smoke & fire in West Tx. More than 3 years into development, the BE-4 will be qualified for flight in 2017.
ЦитатаSalo пишет:На заднем плане прямоугольный предмет. Это испаритель для криогенных жидкостей. Атмосферный испаритель: берёт тепло из атмосферы и передаёт его жидкости. Интересно, зачем он им нужен? Может быть двигатель пока что работает на газе? Демонстратор ведь ещё.
По ссылке видео.
ЦитатаSalo пишет:а мерлин?ЦитатаАлександр Ч. пишет:НК-33 лёгкий без УВТ. Пара AJ-26-62 с УВТ и подмоторной рамой весит 4,55 т, против 2,29 у одиночного РД-191.
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
РД-253 впрочем тоже почти без подмоторной рамы и с качанием в одной плоскости.
Цитатаvlad7308 пишет:Кто делал РД-253 ? Глушко. А какой керосиновый двигатель сделал Глушко? РД-170. Думаю лучше их и сравнивать по тяговооруженности. Как так вышло, что производитель - один, а разница в тяговооруженности колоссальная? Значит, что-то здесь есть...ЦитатаSalo пишет:а мерлин?ЦитатаАлександр Ч. пишет:НК-33 лёгкий без УВТ. Пара AJ-26-62 с УВТ и подмоторной рамой весит 4,55 т, против 2,29 у одиночного РД-191.
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
РД-253 впрочем тоже почти без подмоторной рамы и с качанием в одной плоскости.
ЦитатаКопатыч пишет:Может какой-то из них делал НЕ Глушко? :)
Кто делал РД-253 ? Глушко. А какой керосиновый двигатель сделал Глушко? РД-170. Думаю лучше их и сравнивать по тяговооруженности. Как так вышло, что производитель - один, а разница в тяговооруженности колоссальная? Значит, что-то здесь есть...
Цитатаvlad7308 пишет:Те же яйца, только в профиль.ЦитатаSalo пишет:а мерлин?ЦитатаАлександр Ч. пишет:НК-33 лёгкий без УВТ. Пара AJ-26-62 с УВТ и подмоторной рамой весит 4,55 т, против 2,29 у одиночного РД-191.
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
РД-253 впрочем тоже почти без подмоторной рамы и с качанием в одной плоскости.
Цитатаfreinir пишет:Не только Старому байки на выставках травят ;)ЦитатаАлександр Ч. пишет:А кто Вам сказал, что он простой и лёгкий?
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
ЦитатаАлександр Ч. пишет:По стоимости НК-33 близок к РД-191, по вопросам безопасности тоже.Цитатаfreinir пишет:Не только Старому байки на выставках травятЦитатаАлександр Ч. пишет:А кто Вам сказал, что он простой и лёгкий?
Простой и лёгкий, с учётом разных условий эксплуатации ввиду разного топлива, уже есть - НК-33. Тяговооруженность которого близка к РД-253. Будете выжимать рекордные параметры, получите сложный и тяжёлый РД-191.
Это ж сравнительные степени. Какой расклад по ним в ряду РД-253, НК-33, РД-191 по Вашему мнению?
ЦитатаПлейшнер пишет:170-й, что ли? :DЦитатаКопатыч пишет:Может какой-то из них делал НЕ Глушко? :)
Кто делал РД-253 ? Глушко. А какой керосиновый двигатель сделал Глушко? РД-170. Думаю лучше их и сравнивать по тяговооруженности. Как так вышло, что производитель - один, а разница в тяговооруженности колоссальная? Значит, что-то здесь есть...
ЦитатаSalo пишет:- сравнивать надо РД-191 тогда уж с НК-33-1.
НК-33 лёгкий без УВТ.Пара AJ-26-62 с УВТ и подмоторной рамой весит 4,55 т, против 2,29 у одиночного РД-191.
РД-253 впрочем тоже почти без подмоторной рамы и с качанием в одной плоскости.
ЦитатаSeerndv пишет:Но в реале то летал. И цифры по нему известны.
AJ-26-62 в России тоже как-бы нет.
ЦитатаSalo пишет:- но это не доработка СНТК или ОАО "Кузнецов".ЦитатаSeerndv пишет:Но в реале то летал. И цифры по нему известны.
AJ-26-62 в России тоже как-бы нет.
ЦитатаSpaceX is working on a larger rocket engine called Raptor, but Rosen said there is no plan to replace the Merlin engines in the Falcon Heavy with Raptors. "The plan for Falcon Heavy is to fly 27 Merlins," he said, adding that Raptor "can be integrated on our next-generation vehicles."
Цитатаsilentpom пишет:С того, что Маску нужен многоразовый движок. На керосинках с этим большие сложности.
А с чего взяли, что Маск отстал. Ему ставить его на вполне хорошо работающий фалкон, который только начал деньги отбивать, нет большого смысла.
Цитатаsilentpom пишет:- речь в теме про создание ВЕ-4, РД-0164, Раптора.
А с чего взяли, что Маск отстал. Ему ставить его на вполне хорошо работающий фалкон, который только начал деньги отбивать, нет большого смысла.
Цитатаsilentpom пишет:Мак всё время был весьма публичен. Любой успех - и он трубит о нём. А про Раптор ничего не слышно вообще.
А с чего взяли, что Маск отстал. Ему ставить его на вполне хорошо работающий фалкон, который только начал деньги отбивать, нет большого смысла.
ЦитатаКопатыч пишет:- ещё раз, тема об успехах освоения метана.
Ну сделают Вулкана, а толку? Фалкон хеви всё равно будет дешевле. Так что за Маска можно не волноваться пока. Пускай он отстал, не беда. Лишь бы движок смогли сделать.
ЦитатаКопатыч пишет:Маск публичен ТОЛЬКО в успехах. Когда у Маска проблемы, он цедит информацию по чайной ложке. Если же ничего не слышно вообще, то проблемы очень большие.Цитатаsilentpom пишет:Мак всё время был весьма публичен. Любой успех - и он трубит о нём. А про Раптор ничего не слышно вообще.
А с чего взяли, что Маск отстал. Ему ставить его на вполне хорошо работающий фалкон, который только начал деньги отбивать, нет большого смысла.
ЦитатаЗавьялов Владимир Семенович. Метановый двигатель 3
охоже в проекте «Космической программы РФ» на 2016-2025гг. найден компромисс между «ГКНПЦ им. М.В.Хруничева» и РКЦ «Прогресс», соответственно между «Ангарой» и «Союзом-5». Из семейства РН «Союз-5» выделили только РН среднего класса «Союз-5.1» под названием «Феникс», как замену в будущем РН «Союз-2», уйдя от конкуренции с «Ангарой-5». Вероятно в настоящее время это оптимальное решение. Разумно и то, что разработка двигателя 1-й ступени РН «Союз-5.1» («Феникс») поручена ОАО «Энергомаш», которое обладает уникальной в РФ производственной и экспериментальной базой, на которой можно создавать двигатели тягой свыше 300 тс. Разумно и то, что разработка двигателя 2-й ступени метановой РН поручено КБХА, где имеется соответствующая производственная и экспериментальная база и ВМЗ для серийного изготовления двигателя.
Следует сказать об ошибках КБХМ в разработке ЭП двигателя С5.867 2-й ступени РН «Союз-5», хотя КБХМ имело наибольший практический опыт в освоении метана в РКТ. Эти ошибки следующие:
1. Метановый двигатель должен быть всегда пригодным для многоразовых включений. Это иногда нужно для двигателя 2-й ступени, и всегда нужно перед поставкой для проверки качества изготовления и соответствия параметров настройки требованиям ТЗ. Иногда могут проводиться огневые испытания в составе ДУ или ступени РН. Двигатель С5.867 был нарисован с одноразовым включением.
По опыту успешной отработки двигателей «Сатурн-5» в СССР для «Н-1» было введено обязательное требование проведения огневого испытания (КТИ) двигателя перед поставкой. Первыми многоразовыми двигателями ступеней РН стали двигатели НК-33, которые проходили огневые испытания перед поставкой. Эти двигатели были поставлены на Н-1 № 8Л, которая готовилась к пуску в августе 1964 г., но в мае тема Н-1 была закрыта. Для Н-1М были разработаны многоразовые кислородно-водородные двигатели 11Д56 и 11Д57 А.М.Исаева и А.М.Люлька, но до них дело не дошло. КБ А.М.Исаева совместно с М.В.Мельниковым (разработчик блока «Д») определяли режимы огневых испытаний двигателей перед поставкой. Двигатели С5.62 на компонентах АТ и НДМГ для блока «И» Н-1, и в варианте 11Д442 для ФГБ ТКС «Алмаз», проходили перед поставкой КТИ с последующей химической нейтрализацией, но без переборки. Один из таких двигателей еще существует до сих пор в составе МКС.
Итог. Для большей надежности двигатели РН перед поставкой должны проходить КТИ без последующей переборки.
2. КБХМ представило в ЭП разработку двигателя С5.867 без детальной проработки обеспечения производственной и экспериментальной базой, а, соответственно, без ТЭО и реальных сроков отработки. В КБХМ нет ни производственной, ни экспериментальной базы для отработки двигателя таких тяг. Был единственный проверенный способ решить эту задачу: начать изготовление и испытания первых отработочных двигателей сразу на серийном заводе. И такой опыт был. В 1964 г. вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР о разработке первой межконтинентальной баллистической ракеты подводных лодок. Появление такой ракеты позволяло из произвольного района территориальных вод СССР держать под прицелом любого потенциального противника. Двигателя 1-й ступени тягой 70 тонн КБХМ до того не создавало, а этот замкнутый двигатель еще нужно «утопить» в баке горючего. Работы проводились на Красноярском механическом заводе (КМЗ), где постоянно находились конструктора КБХМ. В итоге менее чем за 5 лет в марте 1969 г. вышли на ЛКИ. Сейчас это кажется невероятным. Господствует общая тенденция превратить бюджетные деньги максимально в «собственные». Отсюда стремление вести работы на собственной производственной и экспериментальной базе, и чем дольше этот процесс, тем выгодней разработчику. Хорошо если КБХА начнет изготовление двигателя 2-й ступени «Феникса» сразу на ВМЗ, а в своем опытном производстве сосредоточится на изготовлении водородного двигателя 2-й ступени «Ангары-5В». Этому может помочь объединение КБХА и ВМЗ в единое целое.
3. Двигатель С5.867 представлен в ЭП с восстановительным ГГ, но ничего не говорится об особенностях системы управления. В замкнутой «сладкой» схеме, при изменении режима тяги, регулирование массового расхода ГГ на турбину должно идти по двум линиям для обеспечения постоянного соотношения компонентов и, соответственно, температуры газа. Об этом в ЭП ничего не сказано.
4. Благодаря хорошей охлаждающей способности метана для двигателя тягой 70 тс. можно пропускать через рубашку КС только часть горючего и этим снизить потребное давление на выходе насоса горючего и суммарную мощность ТНА. Этот вопрос в ЭП не проработан.
5. Для КБХМ, как организации свыше 20 лет (с 1993 г.) занимающейся практическим освоением метана следовало в ЭП провести анализ выбора оптимальных решений, таких как управление вектором тяги, способа зажигания и др. Все это говорит о неспособности или нежелании заниматься метаном.
...
ЦитатаSalo пишет:
Т.е. холивар скорее всего намечается между Чвановым и Безосом (РД-180МС/BE-4).
Цитата Разумно и то, что разработка двигателя 1-й ступени РН «Союз-5.1» («Феникс») поручена ОАО «Энергомаш», которое обладает уникальной в РФ производственной и экспериментальной базой, на которой можно создавать двигатели тягой свыше 300 тс.
ЦитатаИскандер пишет:Один горшок на 400 тс сколько делать будут? А тут уже есть задел.ЦитатаSalo пишет:
Т.е. холивар скорее всего намечается между Чвановым и Безосом (РД-180МС/BE-4).ЦитатаРазумно и то, что разработка двигателя 1-й ступени РН «Союз-5.1» («Феникс») поручена ОАО «Энергомаш», которое обладает уникальной в РФ производственной и экспериментальной базой, на которой можно создавать двигатели тягой свыше 300 тс.И что там останется от РД-180? ТНА другие. Два горшка для метана... Зачем?
Разумного сдесь - выбор подрядчика. Клепать серии двигателей по отработанным технологиям не романтично.
Энергомашу давно пора встряхнуться и сделать что нибудь правильное.
Если бы ещё прикрыли РД-191М/195.
ЦитатаSalo пишет:Это явно проще, чем изнасиловать ТНА 191-го
Один горшок на 400 тс сколько делать будут? А тут уже есть задел.
ЦитатаSeerndv пишет:никто еще не говорил.
Хм, а кто-то говорил про то, что в итоге будет "Энергомаш" ;)
ЦитатаSalo пишет:Если Энергомаш не желает или не в состоянии делать метановый движок со сладким газом, одним горшком( 400-500-600 т) и умеренными параметрами, то разработку и деньги на нее нужно отдать другим.
У КБХА есть опыт насилования ТНА 191-го?
Цитатаоктоген пишет:
Таки легкость дросселирование "кислых" движков рулит.
ЦитатаПлейшнер пишет:Это кто это и где это?
Кстати, в теме Союз-5 намекали что сейчас, после отказа от РД-0164озаботились надежностью и открытая схема в этом опять вне конкуренции
Цитатаfreinir пишет:хм. несмотря на то что в ситуации разобрался но ссылку предоставить не могу :|
Это кто это и где это?
ЦитатаSeerndv пишет:Кого "его"?
А что там вообще может быть если его самого быть уже не может?
ЦитатаSeerndv пишет:Это у Вас самая свежая информация? Пару дней назад было не так
Союз-5
ЦитатаSalo пишет:Так там всё новое будет - ТНА, в горшках менять критическое сечение, другие тепловые режимы, давления, материалы - по сути совсем новый двигатель в размерностях РД-180. Смысл тянуться за схемой напряженной керосинки? Разве что делать можно на том же оборудовании.ЦитатаИскандер пишет:Один горшок на 400 тс сколько делать будут? А тут уже есть задел.ЦитатаSalo пишет:
Т.е. холивар скорее всего намечается между Чвановым и Безосом (РД-180МС/BE-4).ЦитатаРазумно и то, что разработка двигателя 1-й ступени РН «Союз-5.1» («Феникс») поручена ОАО «Энергомаш», которое обладает уникальной в РФ производственной и экспериментальной базой, на которой можно создавать двигатели тягой свыше 300 тс.И что там останется от РД-180? ТНА другие. Два горшка для метана... Зачем?
Разумного сдесь - выбор подрядчика. Клепать серии двигателей по отработанным технологиям не романтично.
Энергомашу давно пора встряхнуться и сделать что нибудь правильное.
Если бы ещё прикрыли РД-191М/195.
ЦитатаSeerndv пишет:С деньгами сегодня у всех тяжело.
Пробегало, что МО не готово поддержать его деньгами как в своё время "Союз-2.1в"
ЦитатаПлейшнер пишет:- у Безоса с деньгами ОК.
С деньгами сегодня у всех тяжело.
Хочу заметить что трагедией было бы закрытие Феникса с двигателями открытой схемы.
Почти не трагедией было бы закрытие Феникса с двигателями ДВГГ.
И совсем не трагедией (а даже наоборот) было бы закрытие Феникса с двигателями ДОГГ.
Потому что лучше никуда не двигаться чем двигаться в неправильном направлении. ИМХО
ЦитатаАлександр Ч. пишет:Вдвое короче :D
Плейшнер , у Вас фамилия случаем не Авдуевский?
ЦитатаSeerndv пишет:Надеюсь, мысли такие же какие в свое время у Глушко, пущай делают :D
- но делать начал ДОГГ на метане.
Таки были какие-то мысли у его инжинегров.
ЦитатаПлейшнер пишет:Потому что у нас двигателестроение захвачено т.н. "школой Глушко" у которого был обратный подход. А принимающие решение принимают его по количеству листиков в стопке.
Странная ситуация, вроде все согласны, что современный тренд в средствах выведения дешевизна и надежность (или надежность и дешевизна). И тут же предлагают ДОГГ, с обратными, с противоположными характеристиками. Вот так бывает, чем очевиднее решение, тем большее сопротивление оно вызывает.
ЦитатаПлейшнер пишет:Да нет пока никакого такого общего тренда. Есть опыт Спайс Х, двинувшегося в эту сторону по причине закрытости для него в тот период всех иных путей.
Странная ситуация, вроде все согласны, что современный тренд в средствах выведения дешевизна и надежность (или надежность и дешевизна). И тут же предлагают ДОГГ, с обратными, с противоположными характеристиками. Вот так бывает, чем очевиднее решение, тем большее сопротивление оно вызывает.
Цитатаsychbird пишет:
Да нет пока никакого такого общего тренда. Есть опыт Спайс Х, двинувшегося в эту сторону по причине закрытости для него в тот период всех иных путей.
И результат этого движения еще не вполне ясен с позиций экономической конкуренции.
А все прочие идут своими путями, несмотря на лай собак на караван.
Техническая эволюция на марше :!:
Цитатаsychbird пишет:"Нет тренда" и "я не знаю о тренде" - не одно и то же.
Да нет пока никакого такого общего тренда.
ЦитатаПлейшнер пишет:ПС И чем бОльшую долю стоимости в ракете космического назначения будет занимать стоимость ПН, тем большая надежность будет востребована.
- сегодня надежность становится также важна как и стоимость (ну вот предпочитают заказчики работающий спутник полученной страховке, и все тут )
Цитатаsychbird пишет:Весь список тренда? :o
"Зачитайте, пжалуста, весь список!" (С) Гайдай
ЦитатаПлейшнер пишет:На уровне экономических теорий этот тренд бесспорен.
1 . 50-60 гг - Стоимость ПН менее стоимости РН
2. 70-00 гг Стоимость ПН сравнима со стоимостью РН
3. сегодня и далее : стоимость ПН превышает стоимость РН
вывод: становится все боле выгодным иметь надежную РН
Цитатаsychbird пишет:Прогресс ;) :D
Вопрос в том, кто из грандов ракетостроения осознанно двинулся по этому пути
Цитатаsychbird пишет: практически с чистого листа создавать новую методологию проектирования будущих поколений носителей?Методику никто не менял. Поэ методике максимальной простоты, дешевизны и надёжности спроектирован ещё Сатурн-5. Да собственно по этому принципу создаются все американские и европейские РН.
ЦитатаСтарый пишет:и водород :)Цитатаsychbird пишет: практически с чистого листа создавать новую методологию проектирования будущих поколений носителей?Методику никто не менял. Поэ методике максимальной простоты, дешевизны и надёжности спроектирован ещё Сатурн-5. Да собственно по этому принципу создаются все американские и европейские РН.
ЦитатаKR пишет:Водород (как и на Шаттле) применили потому что без него стартовая масса становилась совершенно неприемлемой и дёшово и просто не получалось.
и водород :)
и мюпн у них на высоте.
ЦитатаСтарый пишет:Как в эту методику вписывается Дельта-4?Цитатаsychbird пишет: практически с чистого листа создавать новую методологию проектирования будущих поколений носителей?Методику никто не менял. Поэ методике максимальной простоты, дешевизны и надёжности спроектирован ещё Сатурн-5. Да собственно по этому принципу создаются все американские и европейские РН.
ЦитатаСтарый пишет:Поэтому Безос делает BE-4 на кислом газе, Мюллер резко переключился с дешёвых открытых керосинок на схему газ-газ, на SLS ставят RS-25 вместо RS-68, а китайцы с индусами резко клепают керосинки на кислом газе.ЦитатаПлейшнер пишет:Потому что у нас двигателестроение захвачено т.н. "школой Глушко" у которого был обратный подход. А принимающие решение принимают его по количеству листиков в стопке.
Странная ситуация, вроде все согласны, что современный тренд в средствах выведения дешевизна и надежность (или надежность и дешевизна). И тут же предлагают ДОГГ, с обратными, с противоположными характеристиками. Вот так бывает, чем очевиднее решение, тем большее сопротивление оно вызывает.
Во всех остальных странах в которых не было "школы Глушко" всё нормально.
ЦитатаСтарый пишет:Азы классической методики я в какой-то теме приводил здесь в виде примера курсового проекта Военмеха. Однако ничего кроме эмоциональных возгласов о некоем неизвестном Вики термине "размерность" в ответ не услышал. Что в прочем не исключает использования ракетчиками этого термина внутри контекстов профобщения.Цитатаsychbird пишет: практически с чистого листа создавать новую методологию проектирования будущих поколений носителей?Методику никто не менял. Поэ методике максимальной простоты, дешевизны и надёжности спроектирован ещё Сатурн-5. Да собственно по этому принципу создаются все американские и европейские РН.
Цитата Поэ методике максимальной простоты, дешевизны и надёжности спроектирован ещё Сатурн-5. Да собственно по этому принципу создаются все американские и европейские РН.А вот это все не более чем бла- бла. Увы :!:
Цитатаsychbird пишет:согласен.
А вот это все не более чем бла- бла. Увы
Цитатаsychbird пишет:Это общеизвесный железобетонный факт. Но дилетантам он неизвестен.
А вот это все не более чем бла- бла. Увы :!:
Цитатаsychbird пишет:Никто из мирового ракетостроения не учился в Военмехе и не читал ихних методичек. Может быть поэтому во всём мире м делают нормальные ракеты. А бла-бла неизвестных автров тамошних методичеек интересует лишь военмеховских студентов и то только до сдачи экзамена.
Азы классической методики я в какой-то теме приводил здесь в виде примера курсового проекта Военмеха. Однако ничего кроме эмоциональных возгласов о некоем неизвестном Вики термине "размерность" в ответ не услышал. Что в прочем не исключает использования ракетчиками этого термина внутри контекстов профобщения.
А суть этой методики в том, что...
Цитатаsychbird пишет:"Классическая схема" это из военмеховской методички? ;) А кто-нибудь кроме военмеховских студентов эту "классику" знает? И хоть где-нибудь она была применена?
Если же во главу угла ставить технологичность и дешевизну производства носителя, то в эту классической схему придется вносить коррективы.
ЦитатаСтарый пишет:Методички Военмеха не Дядя Владя пишет, а разрабатываются они в соответствии с утвержденными Министерством (МОМ) программам. И программы эти еще под руководством В.П. Мишина разрабатывались.
Никто из мирового ракетостроения не учился в Военмехе и не читал ихних методичек.
Цитатаsychbird пишет:...а дядя Вася. Автор методички кто? Фамилия этого основателя мирового проектирования известна?
Методички Военмеха не Дядя Владя пишет,
Цитата а разрабатываются они в соответствии с утвержденными Министерством (МОМ) программам. И программы эти еще под руководством В.П. Мишина разрабатывались.Итого с содержанием методичек всё? Переходим на учебные программы?
ЦитатаПервые выпуски соответствующего факультета почти все распределялись в Подлипки. По разнарядке Д.Ф.Устинова. Он Военмех всю жизнь курировал, и создавался он при его участии. ;)А! Мировое ракетостроение проектирует ракеты по руководящим указаниям самого Устинова?
ЦитатаА насчет мирового ракетостроения, так в основе всего проектирования лежат одни и те же дифференциальные уравнения, частным случаем которых является уравнение Циолковского. Все матмодели растут из одного корня -потребного РЗТ при заданном УИ и располагаемой суммарной тяге. Закон сохранения энергии рулит :!: . :)Вот и я думаю: при чём тут военмеховская методичка?
Цитатаsychbird пишет:Насколько я знаком с историей ракетостроения всё происходит с точностью до наоборот. Начинается с задач которые должна выполнять ракета и в последнюю очередь когда концепция и общая схема уже определены устанавливают количество, тягу и удельный импульс двигателей.
Азы классической методики я в какой-то теме приводил здесь в виде примера курсового проекта Военмеха. Однако ничего кроме эмоциональных возгласов о некоем неизвестном Вики термине "размерность" в ответ не услышал. Что в прочем не исключает использования ракетчиками этого термина внутри контекстов профобщения.
А суть этой методики в том, что выбирают из имеющихся или проектируемых в перспективе параметров ракетного двигателя уд импульс и тягу (или суммарную тягу) . И на этой базе и знании из ТЗ массу ПН определяют величину РЗТ и рамочное значение Мст.
И дальше от этого пляшут. Опираясь на освоенные в производстве технологии или же просматриваемую вменяемую модернизацию оных. Запрашивают вероятных членов кооперации и согласовывают параметры ТЗ.
ЦитатаСтарый пишет:ОПП определяются уже на стадии аванпроекта (техпредложения). И практически все формализовано: есть методики, которые излагаются в том числе в учебниках.
Профеесор, я тебе что скажу? Скажу что процесс эскизного проектирования ракеты на этапе выбора основных параметров практически не формализуем. И предполагать что он производится на основе какойто "методички" это вообще бред сивой кобылы. В лучшем случае глубокий дилетантизм.
ЦитатаДмитрий В. пишет:студенты по 20 ракет в группе за месяц считают :)ЦитатаСтарый пишет:ОПП определяются уже на стадии аванпроекта (техпредложения). И практически все формализовано: есть методики, которые излагаются в том числе в учебниках.
Профеесор, я тебе что скажу? Скажу что процесс эскизного проектирования ракеты на этапе выбора основных параметров практически не формализуем. И предполагать что он производится на основе какойто "методички" это вообще бред сивой кобылы. В лучшем случае глубокий дилетантизм.
ЦитатаKR пишет:- да, но каких? ;)
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают :)
ЦитатаSeerndv пишет:Красивых!ЦитатаKR пишет:- да, но каких?
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают
ЦитатаSeerndv пишет:размера А0 включительно, хехеЦитатаKR пишет:- да, но каких? ;)
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают :)
ЦитатаKR пишет:Раньше на курсаче хватало и миллиметровки А3ЦитатаSeerndv пишет:размера А0 включительно, хехеЦитатаKR пишет:- да, но каких?
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают
ЦитатаДмитрий В. пишет:по курсачу да, но диплом тоже за месяц можно нарисовать.ЦитатаKR пишет:Раньше на курсаче хватало и миллиметровки А3ЦитатаSeerndv пишет:размера А0 включительно, хехеЦитатаKR пишет:- да, но каких?
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают
ЦитатаSeerndv пишет:ЦитатаKR пишет:- да, но каких?
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают
ЦитатаПлейшнер пишет:наоборот. Методичка, это идеал.
Ничего выдающегося по методичке не сделать.
ЦитатаKR пишет:Если бы так было, то надо бы было только взять подробную методичку первым (прямо с утра) и быстренько сделать зашибательскую ракету :)
наоборот. Методичка, это идеал.
ЦитатаПлейшнер пишет:форум сожрал ответ,ЦитатаKR пишет:Если бы так было, то надо бы было только взять подробную методичку первым (прямо с утра) и быстренько сделать зашибательскую ракету :)
наоборот. Методичка, это идеал.
ЦитатаKR пишет:В свою очередь, хотел донести, что ракета на самом деле рождается ДО того момента, когда начинает действовать методичка.
форум сожрал ответ,
но смысл в том, что у предков методичек не было, отсюда и растут ноги всего этого нелепого разнообразия.
ЦитатаПлейшнер пишет:любой формализм можно довести до абсурда, это да.
а для методички это всего лишь входные условия.
ЦитатаПлейшнер пишет:Сейчас прибежит Старый с криком: "А я что говорил - не формализуемо" :)
В свою очередь, хотел донести, что ракета на самом деле рождается ДО того момента, когда начинает действовать методичка.
Например, к решению: нужно делать метановый двухступенчатый моноблок грузоподъемностью 9т, транспортируемы по ж.д., с двигателем открытой схемы на первой ступени и с дожиганием на второй можно идти годами, и именно это решение предопределяет всю дальнейшую "жизнь" ракеты (долгую или короткую, успешную или прозябающую ), а для методички это всего лишь входные условия.
Цитатаsychbird пишет:этих вариантов по 3 рубля за пучок, в профильных вузах лежат тысячи. Все уже давно стало рутиной.
сейчас прибежит Старый с криком: "А я что говорил - не формализуемо"
ЦитатаKR пишет:Все правильно.Цитатаsychbird пишет:этих вариантов по 3 рубля за пучок, в профильных вузах лежат тысячи. Все уже давно стало рутиной.
сейчас прибежит Старый с криком: "А я что говорил - не формализуемо"
Цитатаsychbird пишет:за тем и учатся. Всю трудовую жизнь, если по хорошему. В реалиях же, в основном, что выросло, то выросло.ЦитатаKR пишет:Все правильно.Цитатаsychbird пишет:этих вариантов по 3 рубля за пучок, в профильных вузах лежат тысячи. Все уже давно стало рутиной.
сейчас прибежит Старый с криком: "А я что говорил - не формализуемо"
Но тем не менее проблема выбора и ответственности за нее существует.
И точности выбора, в смысле попадания в цель с минимальными издержками.
ЦитатаKR пишет:Методика - это бокал, в который проектант наливает вино своего таланта! (Эх, как сказал!)ЦитатаПлейшнер пишет:наоборот. Методичка, это идеал.
Ничего выдающегося по методичке не сделать.
А реальное изделие, это идеал порченный жизнью , нет, даже жистью.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Это не только изящно сказано, но и глубоко верно. :)
Методика - это бокал, в который проектант наливает вино своего таланта! (Эх, как сказал!)
Цитатаsychbird пишет:Профессор, ты как всегда прав с точностью до наоборот. Профессионалы не нуждаются в методичках, ибо они не нерадивые студенты. И успех приходит обычно какраз тогда когда проектант действует не по методичке.
Но успех может проявиться тогда и только тогда, когда они выверены до или после формулировки многократными просчетами " по методичкам" соответствующими группами профессионалов и "терками" среди профессионалов.
В противном случае успех маловероятен.
ЦитатаSalo пишет:Легко. Водород оказался самым освоеным горючим в США а водородный двигатель открытой схемы - самим дешовым и эффективным.
Как в эту методику вписывается Дельта-4?
ЦитатаSalo пишет:Дык и я говорю что в наше время замкнутая керосинка на кислом газе и умереном давлении дешевле и эффективнее чем открытой схемы. Скажи что я это не говорил. :{}
Поэтому Безос делает BE-4 на кислом газе, Мюллер резко переключился с дешёвых открытых керосинок на схему газ-газ, на SLS ставят RS-25 вместо RS-68, а китайцы с индусами резко клепают керосинки на кислом газе.
Цитатаsychbird пишет:Дык хороший повод! :{}
Болтало заболтало. :)
ЦитатаKR пишет:Да, блин, я ж АОшник. Поэтому не довелось выбирать облик не только ракет но даже самолётов. :( Электромоторы - наш потолок. :(
студенты по 20 ракет в группе за месяц считают :)
Старому видимо не довелось, завидно
ЦитатаСтарый пишет:Этот монолог из репертуара Незнайки :!: Потому-то и все гениальные задумки про тризенит и прочее дальше форумных терок не идут ;)
Профессор, ты как всегда прав с точностью до наоборот. Профессионалы не нуждаются в методичках, ибо они не нерадивые студенты. И успех приходит обычно какраз тогда когда проектант действует не по методичке.
ЦитатаСтарый пишет:А результат самым дорогим из ныне летающих ракет.ЦитатаSalo пишет:Легко. Водород оказался самым освоеным горючим в США а водородный двигатель открытой схемы - самим дешовым и эффективным.
Как в эту методику вписывается Дельта-4?
ЦитатаULA and Blue Origin Announce Production Agreement for American-Made BE-4 Engine
Centennial, Colo. and Kent, Wash. - Sept. 10, 2015 - United Launch Alliance (ULA), the nation's premier space launch company, and Blue Origin, LLC, a privately-funded aerospace company owned by Amazon.com founder Jeff Bezos, announced today the signing of an agreement to expand production capabilities for the American-made BE-4 engine that will power the Vulcan next generation launch system.
The BE-4 engine offers the fastest path to a domestic alternative to the Russian RD-180. Development is on schedule to achieve qualification for flight in 2017 to support the first Vulcan flight in 2019.
"This agreement gets us closer to having an affordable, domestic and innovative engine that will help the Vulcan rocket exceed the capability of the Atlas V on its first flight and open brand new opportunities for the nation's use of space," said Tory Bruno, president and chief executive officer of ULA. "This partnership enables each company to leverage its strengths, with ULA bringing production excellence and mission assurance, and Blue Origin bringing innovative engineering concepts and a commitment to lowering the cost of spaceflight."
"The BE-4 engine test program is well underway with more than 60 staged-combustion tests already on the books," said Jeff Bezos, founder of Blue Origin. "This new agreement is an important step toward building BE-4s at the production rate needed for the Vulcan launch vehicle."
The Vulcan rocket brings together decades of experience on ULA's reliable Atlas and Delta vehicles, combining the best features of each to produce an all-new, American-made rocket that will enable mission success from low Earth orbit all the way to Pluto.
The BE-4 is a liquid oxygen, liquefied natural gas (LNG) rocket engine that delivers 550,000-lbf of thrust at sea level. Two BE-4s would power each ULA Vulcan booster, providing 1,100,000-lbf thrust at liftoff. ULA is teaming in the development of the BE-4 to enable availability for national security, civil, human and commercial missions. Development of the BE-4 engine has been underway for more than three years and testing of the BE-4 components is ongoing at Blue Origin's test facilities in West Texas.
About United Launch Alliance
With more than a century of combined heritage, United Launch Alliance is the nation's most experienced and reliable launch service provider. ULA has successfully delivered more than 95 satellites to orbit that provide critical capabilities for troops in the field, aid meteorologists in tracking severe weather, enable personal device-based GPS navigation and unlock the mysteries of our solar system.
For more information on ULA, visit the ULA website at www.ulalaunch.com. Join the conversation at www.facebook.com/ulalaunch (https://www.facebook.com/ulalaunch), twitter.com/ulalaunch (https://twitter.com/ulalaunch), and instagram.com/ulalaunch (https://instagram.com/ulalaunch).
About Blue Origin
Blue Origin, LLC (Blue Origin) is a private company developing vehicles and technologies to enable commercial human space transportation. Blue Origin has a long-term vision of greatly increasing the number of people that fly into space so that we humans can better continue exploring the solar system. For more information and a list of job openings, please visit us at www.blueorigin.com (https://www.blueorigin.com).
ЦитатаApollo13 пишет:
По наводке с НСФ. В Стенисе успешно протестирован полномасштабный окислительный ГГ Раптора
http://www.nasa.gov/sites/default/files/atoms/files/septemberlagniappe2.pdfЦитатаNASA-SpaceX testing partnership going strong
Lagniappe Magazine September 15, 2015
When SpaceX sought a partner to conduct testing for development of the company's ambitious Raptor rocket engine, its focus naturally fell on the versatile high-pressure test stands at NASA's Stennis Space Center.
In the spring of 2014, NASA and the company, which also had support from the Mississippi Development Authority and the Hancock County Port and Harbor Commission, officially launched a testing partnership with a ribbon-cutting at the E-2 Test Stand at Stennis. Stennis Director Rick Gilbrech characterized the collaboration as "opening new doors of commercial space exploration."
As the summer of 2015 draws to a close, the ongoing testing agreement is paying off. SpaceX completed a successful round of main injector testing in late 2014. Earlier this summer, the company and the E-2 Test Stand team achieved another milestone, completing a full-power test of the oxygen preburner component for the new engine.
Additional preburner testing has continued throughout the summer.
"This is a very exciting and unique partnership," explained NASA Project Manager Randy Holland, who manages the SpaceX test collaboration at Stennis. "Other test partnerships involve private companies that are funded from NASA, but this project is strictly private industry development for commercial use."
The company is developing a Raptor staged combustion engine to eventually power unprecedented flights to Mars. As envisioned, the methane-fueled engine will be one of the highest-performing in the world, said Jeff Thornburg, senior director of propulsion engineering for SpaceX.
The article being tested is the first preburner component developed by SpaceX and the first full-scale component developed for the Raptor engine. Hitting the full-power mark in June was a major milestone.
"With a preburner, you're always focused on reliable ignition and proper temperature distribution for the pump turbines," Thornburg explained. "In this case, the test article and test facility performed very well. The two teams really have worked well together and are hitting their stride. This is just a great spot to do development testing."
The preburner was installed on the E-2 stand in mid-April. By the end of August, SpaceX and the Stennis test team had conducted 76 hot fire tests on the component, totaling 399.36 seconds. "This is pure research and development testing," said Stephen Rawls, who is NASA test conductor for the project. "You focus on firing the article at a steady state and collecting performance data."
"There are not a whole lot of high-pressure test facilities around, and we wanted to find a site and team that were small and nimble," Thornburg noted. "Also, the interplay between the test article and test facility is no trivial matter; it must be right to ensure collection of good data. Considering all factors, Stennis is really the best spot for us to be."
Both Holland and Thornburg are optimistic about the partnership continuing with future testing projects. SpaceX has made it no secret that it hopes to launch humans to Mars during the 2020s. If that goal is achieved, Stennis will have played a key role in enabling the flights.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Так выбор основных проектных параметров до сих пор по коэффициентам проводят. Правда коэффициенты уже не линейные и сразу на численную баллистику уходят в оптимизацию.
Методика - это бокал, в который проектант наливает вино своего таланта! (Эх, как сказал!)
ЦитатаBlue Origin Reaches Milestone in BE-4 Engine Development
by Jeff Foust (http://spacenews.com/author/jeff-foust/) -- September 30, 2015
(http://spacenews.com/wp-content/uploads/2015/09/BE-4-Web1-879x485.jpg)
Testing of components of the BE-4 engine is in progress at Blue Origin's facilities in West Texas. Credit: Blue Origin photo
WASHINGTON -- Blue Origin said Sept. 30 that it has completed more than 100 developmental tests of its BE-4 engine, which the company is building both for United Launch Alliance and its own vehicle.
The company said in a statement that the staged-combustion tests, performed at the company's test site in West Texas, provided "measurable performance data" about the engine for its upcoming critical design review. That data covered various elements of the engine's design and its manufacturing techniques, including the use of 3-D printing.
"We tested a number of injector element designs and chamber lengths at a variety of operational conditions," said Rob Meyerson, president of Blue Origin, in the statement. "Rigorous component testing ahead of full-engine testing significantly increases confidence in the development schedule and projected performance."
The BE-4 engine, under development by Blue Origin since 2011, uses liquefied natural gas and liquid oxygen propellants, and is designed to produce up to 550,000 pounds-force of thrust. The BE-4 will be the first large engine to use that propellant combination, although SpaceX has said it is working on a large engine called Raptor that uses the same propellants.
The company did not disclose a schedule for future development of the engine in its statement, and spokeswoman Julie Arnold declined to provide an estimated date for the engine's critical design review. In an April press briefing, Meyerson said full engine tests would take place in 2016, with the engine ready for service in 2017.
Blue Origin is developing BE-4 for the first stage of an orbital launch vehicle it announced during a Sept. 15 event at Cape Canaveral, Florida. Blue Origin plans to manufacture and launch that vehicle there, building facilities that include a test stand to carry out acceptance tests of the BE-4.
The BE-4 engine is also the leading candidate to be used in the first stage of ULA's Vulcan vehicle. Speaking to reporters after the Sept. 15 Florida event, Blue Origin founder Jeff Bezos said that while he was aware of competing engines for the Vulcan, like the AR-1 under development by Aerojet Rocketdyne, he was focused on completing the BE-4. "We're going to build the best 21st century engine that we can for ULA," he said. "Ultimately they will make the decision about what they want to do."
Bezos also noted that, unlike the AR-1 or other concepts, Blue Origin was not seeking funding from the U.S. Air Force to help pay for development of the BE-4. "The most unique feature of the BE-4 engine is that it's fully funded," he said. "It's not something you see in rocket engine programs very often."
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/593645254496030720/rRCL4d1u_bigger.jpg) Blue Origin @blueorigin (https://twitter.com/blueorigin)
BE-4 team: Nice job on today's Critical Design Review. Making progress on America's ride to space! #VulcanRocket (https://twitter.com/hashtag/VulcanRocket?src=hash)
(https://pbs.twimg.com/media/CShhYwSUwAAqICk.jpg)
ЦитатаThere's a key 3rd player in the fight between Jeff Bezos' Blue Origin and Elon Musk's SpaceX that could be a game-changer
(http://static1.businessinsider.com/image/54173017ecad049d6d3a412d-50-50/jessica-orwig.jpg) (http://www.businessinsider.com/author/jessica-orwig)
Jessica Orwig (http://www.businessinsider.com/author/jessica-orwig)
Dec. 2, 2015, 2:38 PM
(http://static6.businessinsider.com/image/565f34c4c28144b3018b6cfe-1200-900/bezos-vs-musk-rockets.png)
Business Insider
Right now, America is in the midst of a space race between competing private spaceflight companies owned by brilliant billionaires.
The prize is a chance to make history by being the first to usher in a new era of reusable rockets that can reduce the cost of spaceflight and, ultimately, land humans on Mars and then re-launch them back home.
Currently leading the way are Blue Origin -- founded by Jeff Bezos -- and SpaceX -- founded by Elon Musk.
At the moment, SpaceX is ahead with its fleet of Falcon 9 rockets, but Blue Origin recently completed a test that shows it means business and could become a serious competitor in the next three years.
An important business venture
Key to both companies are the monster engines that power their rockets. And on Nov. 24 (http://www.businessinsider.com/Jeff%20Bezos%27%20private%20space%20company,%20Blue%20Origin,%20just%20released%20incredible%20footage%20of%20a%20reusable-rocket%20landing), Blue Origin proved, for the first time, that they can successfully build, launch, fly, and retrieve the BE-3 engines that give life to their New Shepard space vehicle.
(http://static6.businessinsider.com/image/565f3005c28144b3018b6cc1-2400-3000/delta_iv_launch_2013-08-28.jpg)
Uploaded by Numéro 1963 to Wikipedia (https://en.wikipedia.org/wiki/Delta_IV_Heavy#/media/File:Delta_IV_launch_2013-08-28.jpg)The Delta IV Heavy, one of four of ULA's current launch vehicles.
Perhaps most excited about the flight -- besides Blue Origin -- is the United Launch Alliance (ULA), which has a lot invested in Bezos' spaceflight company.
"We are very happy for Blue's success last week which demonstrates Blue's technical capabilities and commitment to spaceflight," ULA told Business Insider over email.
Formed in 2006, ULA is a launch service provider under the joint venture between Lockheed Martin Space Systems and Boeing Defense, Space & Security.
For years, they've cornered the market on US government launches, but SpaceX's low-cost services and impending reusable capabilities has recently challenged (http://www.popularmechanics.com/space/rockets/a10471/why-i-feel-bad-for-the-united-launch-alliance-sort-of-16751355/) that.
So, earlier this year, ULA selected rising SpaceX competitor Blue Origin to build the next generation of monster BE-4 engines to power the Vulcan rocket (http://www.ulalaunch.com/products_vulcan.aspx), which they are currently gathering funding (https://en.wikipedia.org/wiki/Vulcan_%28rocket%29) for development.
"Our Vulcan rocket with BE-4 engines will fly in 2019," ULA told Business Insider. "Our baseline plan is for the Vulcan booster to fly with two, BE-4 engines each, but ULA is also carrying Aerojet Rocketdyne's AR-1 engine as a backup."
Blue Origin vs. SpaceX engines
Blue Origin has not yet flown its BE-4 engines (shown below). However, it recently completed its 100th ground test, calling the test series "a key milestone (https://www.blueorigin.com/news/news/blue-origin-completes-more-than-100-staged-combustion-tests-in-development)" in the engine's development. And it plans to have the engine ready for flight by 2017.
(http://static1.businessinsider.com/image/565f2cc8c281441d008b6c85-800-696/blue_origin_engine_graphic_07.png)Blue Origin (https://www.blueorigin.com/technology)
While the BE-4 engine is of a different design than the less powerful BE-3 engine that flew on Nov. 24, the flight's success is a testament to Blue Origin's spaceflight abilities.
In addition, the BE-4 engines will each generate 550,000 pounds of thrust (https://www.blueorigin.com/technology) -- the propulsive force a rocket uses to get to space. In comparison, each of SpaceX's latest, upgraded Merlin engines, which power the Falcon 9 rocket (and are shown below) generate 170,000 pounds of thrust (http://spaceflightnow.com/2015/09/25/first-static-fire-completed-on-upgraded-falcon-9/).
(http://static5.businessinsider.com/image/565f2e93c2814477008b6c1b-5139-3744/merlin_1d_engines_and_octaweb_harness.jpg)
Uploaded by Craigboy on Wikipedia (https://en.wikipedia.org/wiki/Merlin_%28rocket_engine_family%29#/media/File:Merlin_1D_engines_and_octaweb_harness.jpg)
The ULA Vulcan rocket will be what is called a heavy-launch vehicle, capable of ferrying extremely heavy loads into space -- a task that requires an enormous amount of rocket engine power.
Strapped with two BE-4 engines, it will launch with 1.1 million pounds of thrust and carry payloads of up to 17.3 metric tons (http://www.spacelaunchreport.com/vulcan.html) (38,000 pounds) to low-earth orbit -- where rockets go to transport payloads to the International Space Station.
By comparison, SpaceX's next-generation heavy-launch vehicle, the Falcon Heavy, will use essentially three Falcon 9 rockets strapped together. Each Falcon 9 contains 9 Merlin engines.
The Falcon Heavy is currently under construction at SpaceX and will generate 3.96 million pounds of thrust and lift up to 117,000 pounds into low-earth orbit. Its first demo flight, which was supposed to take place this year, was re-scheduled for spring 2016 (http://spacenews.com/first-falcon-heavy-launch-scheduled-for-spring/).
Race to reusability
(http://static6.businessinsider.com/image/55551655eab8ea3d22117f0d-3168-4752/17369785125_efca0c32ec_o.jpg)
SpaceX on Flickr (https://www.flickr.com/photos/spacexphotos/17369785125/)SpaceX Falcon 9 rocket attempting to land earlier this year.
Ultimately, the price of launching materials, and eventually people, on these rockets will largely depend on one thing: Whether or not they can be reused.
Both Blue Origin and SpaceX have demonstrated that their BE-3 and Merlin engines can be flown to recover a rocket after launch.
However, neither company has yet to launch an orbital rocket to space -- one capable of transporting payloads to low-earth orbit -- and retrieve it.
This is the next big step.
And SpaceX will try its next attempt (http://arstechnica.com/science/2015/12/during-its-next-flight-spacex-wants-to-try-returning-booster-to-land/) to overcome that hurdle this month. As for Blue Origin, its next major move will be to send a rocket into orbit -- higher than where it has currently flown.
Right now, the company is working on upgrades to its BE-3 engines and testing its BE-4 engines to accomplish this.
ЦитатаLeonar пишет:все замкнутые керосинки с кислым
а рд180мс с восстановительным газом в тна?
Цитатаsilentpom пишет:РД-180МС метановый.ЦитатаLeonar пишет:все замкнутые керосинки с кислым
а рд180мс с восстановительным газом в тна?
ЦитатаSalo пишет:Не "на наклонение", оно не причем, а к МКС. Дело в проектных запасах, ну и требованиях НАСА, которые выданы не одним SpaceX. Потому-то Falcon с Dragon участвует в отладке возвращения ступени.
На наклонение МКС и того меньше - 9,7т.
ЦитатаGrus пишет:Это конечно кардинально всё меняет! Можете 300 кг накинуть.
Не "на наклонение", оно не причем, а к МКС.
ЦитатаGrus пишет:А при чём тут SpaceX? Приведена ПН Вулкана. ;)
Дело в проектных запасах, ну и требованиях НАСА, которые выданы не одним SpaceX. Потому-то Falcon с Dragon участвует в отладке возвращения ступени.
ЦитатаSalo пишет: А при чём тут SpaceX? Приведена ПН Вулкана. ;)Тогда я не понял контекст, простите.
ЦитатаSalo пишет:не заметил буквы мс, простите
РД-180МС метановый.
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/378800000568630734/ed38fc9e9cbc7df60a1a85a8437123c6_bigger.jpeg) Mike Gruss @Gruss_SN (https://twitter.com/Gruss_SN)
Air Force awards SpaceX contract worth as much as $122M to develop its Raptor engine as part of RD-180 replacement program.
14:07 - 13 янв. 2016 г.
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/378800000568630734/ed38fc9e9cbc7df60a1a85a8437123c6_bigger.jpeg) Mike Gruss @Gruss_SN (https://twitter.com/Gruss_SN)
@Gruss_SN (https://twitter.com/Gruss_SN) Correction: Total potential government investment: $61M. Total potential SpaceX investment: $122M.
14:26 - 13 янв. 2016 г.
ЦитатаSpaceX, meanwhile, will get at least $33.6 million, and perhaps as much as $61 million, to continue development of its methane-fueled Raptor engine. SpaceX is expected to match the Air Force's investment in Raptor with at least $67 million, and as much as $123 million, according to the Air Force contract announcement.
ЦитатаAir Force Awards Two Rocket Propulsion System Prototype OTAsТа - да - да - дам!
Posted 1/13/2016 Updated 1/13/2016
1/13/2016 - LOS ANGELES AIR FORCE BASE, Calif. -- Today the Space and Missile Systems Center awarded the first two Other Transaction Agreements (OTAs) for shared public-private investments in Rocket Propulsion System (RPS) prototypes to SpaceX for development testing of the Raptor upper stage engine ...
ЦитатаRaptor
Leveraging our design, fabrication, and testing experience on the Merlin engines, SpaceX has already begun internally-funded development and testing on our next-generation Raptor engine. Raptor is a reusable LOX/methane staged-combustion engine designed for high performance, cost effectiveness, and long life in high production volume. The engine utilizes a full flow staged combustion cycle, promising the highest performance possible for a methane rocket engine, while also delivering long life through new SpaceX technologies and more benign turbine environments. SpaceX is currently testing key Raptor components at a test facility within NASA's Stennis Space Center in Mississippi and at our SpaceX McGregor, TX test facility.
Raptor represents a fundamental advancement in propulsion technology. This staged-combustion system will not only be extremely powerful, but it will also be extremely efficient and reliable. It will achieve commercial viability through notable risk- and cost-reducing improvements in metallurgy and producibility, as well as revolutionary technologies enabling long term reusability. All of these features are crucial in ensuring affordable assured access to space for the United States. Rather than turning to decades-old technology developed to support last-generation launch systems, Raptor will advance the state-of-the-art and ensure the US remains the global leader in rocket propulsion technology.
Raptor could have significant applications for national security space launch, all while significantly advancing U.S. industrial capability and technology with respect to liquid rocket engines. With a highly scalable engine cycle, Raptor's "light and tight" design is built for operational functionality, cost efficiency and long life in high production volume, which makes it ideal for NSS needs. The engine utilizes a closed cycle with the objective of achieving the highest performance possible for a methane rocket engine while also delivering extended reusability through new SpaceX technologies and more benign turbine environments. Key engine components and large structures have been additively manufactured, and Raptor will be the first large liquid engine in the world constructed largely with printed parts.
Raptor directly contributes to the rapid advancement of oxygen-rich and full-flow staged combustion and additive manufacturing technologies for the United States--enhancing U.S. industrial capability. Further, the engine enhances state-of-the-art, high-performing EELV-class propulsive capabilities for future flight engine systems to support commercial and NSS applications in accordance with Fiscal Year 2015 National Defense Authorization Act (FY15 NDAA), Section 1604. The flexibility of the Raptor design enables the technology to be applied to existing EELV-certified launch vehicles. Importantly, SpaceX capability to support all NSS missions is independent of Raptor development; Falcon 9 and Falcon Heavy together exceed the DOD's requirements and will not require external development funds related to this engine. Beyond the existing and imminent Falcon family of launch vehicles, the Raptor engine provides great promise for additional capability that could be relevant to the national security space community and advance the U.S. industrial base.
ЦитатаSalo пишет::-) Мне тоже хочется, но скорее всего опечатка.
http://www.losangeles.af.mil/news/story.asp?id=123466879ЦитатаAir Force Awards Two Rocket Propulsion System Prototype OTAsТа - да - да - дам!
Posted 1/13/2016 Updated 1/13/2016
1/13/2016 - LOS ANGELES AIR FORCE BASE, Calif. -- Today the Space and Missile Systems Center awarded the first two Other Transaction Agreements (OTAs) for shared public-private investments in Rocket Propulsion System (RPS) prototypes to SpaceX for development testing of the Raptor upper stage engine ...
Цитатаhttps://twitter.com/blueorigin- итого, Безос будет первым в гандикапе?
Blue Origin @blueorigin (https://twitter.com/blueorigin) 2 ч.2 часа назад (https://twitter.com/blueorigin/status/694562259775819776)
BE-4 forgings, assemble! Full engine testing later this year to support @ulalaunch (https://twitter.com/ulalaunch) Vulcan 1st flight in 2019.
(https://pbs.twimg.com/media/CaOUsfsUMAAAqpY.jpg)
ЦитатаSalo пишет:Меня больше удивила сумма выделенная Orbital для допиливания двигателя BE-3...
http://www.losangeles.af.mil/news/story.asp?id=123466879ЦитатаAir Force Awards Two Rocket Propulsion System Prototype OTAsТа - да - да - дам!
Posted 1/13/2016 Updated 1/13/2016
1/13/2016 - LOS ANGELES AIR FORCE BASE, Calif. -- Today the Space and Missile Systems Center awarded the first two Other Transaction Agreements (OTAs) for shared public-private investments in Rocket Propulsion System (RPS) prototypes to SpaceX for development testing of the Raptor upper stage engine ...
ЦитатаSeerndv пишет:Он идет впереди на ~2-3 года, а будет ли он первым.. будем посмотреть! Ему навязали под Vulcan даже производство расширить. Для собственных же нужд, при учете планируемой многоразовости, достаточен темп на уровне опытного производства.Цитатаhttps://twitter.com/blueorigin- итого, Безос будет первым в гандикапе?
Blue Origin @ blueorigin 2 ч.2 часа назад (https://twitter.com/blueorigin/status/694562259775819776)
BE-4 forgings, assemble! Full engine testing later this year to support @ ulalaunch Vulcan 1st flight in 2019.
ЦитатаИскандер пишет:- если ещё и денег дадут - будет точно первый.ЦитатаSeerndv пишет:Он идет впереди на ~2-3 года, а будет ли он первым.. будем посмотреть! Ему навязали под Vulcan даже производство расширить. Для собственных же нужд, при учете планируемой многоразовости, достаточен темп на уровне опытного производства.Цитатаhttps://twitter.com/blueorigin- итого, Безос будет первым в гандикапе?
Blue Origin @ blueorigin 2 ч.2 часа назад (https://twitter.com/blueorigin/status/694562259775819776)
BE-4 forgings, assemble! Full engine testing later this year to support @ ulalaunch Vulcan 1st flight in 2019.
ЦитатаSeerndv пишет:http://spacenews.com/blue-origin-reaches-milestone-in-be-4-engine-development/ЦитатаИскандер пишет:- если ещё и денег дадут - будет точно первый.ЦитатаSeerndv пишет:Он идет впереди на ~2-3 года, а будет ли он первым.. будем посмотреть! Ему навязали под Vulcan даже производство расширить. Для собственных же нужд, при учете планируемой многоразовости, достаточен темп на уровне опытного производства.Цитатаhttps://twitter.com/blueorigin- итого, Безос будет первым в гандикапе?
Blue Origin @ blueorigin 2 ч.2 часа назад (https://twitter.com/blueorigin/status/694562259775819776)
BE-4 forgings, assemble! Full engine testing later this year to support @ ulalaunch Vulcan 1st flight in 2019.
У нас "зло...чие маленькие любители Рд-170" ходу метану не дадут :evil:
ЦитатаBezos also noted that, unlike the AR-1 or other concepts, Blue Origin was not seeking funding from the U.S. Air Force to help pay for development of the BE-4. "The most unique feature of the BE-4 engine is that it's fully funded," he said. "It's not something you see in rocket engine programs very often.""Главное отличие be-4 в том что он полностью профинансирован."
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/673961314360811520/UU_V36rg_bigger.jpg) Scott M @Restrantek (https://twitter.com/Restrantek)
#nscfl (https://twitter.com/hashtag/nscfl?src=hash) #BE4 (https://twitter.com/hashtag/BE4?src=hash) flight qualified in 2017. US made rocket engine. Grown into an engine supplier, #Vulcan (https://twitter.com/hashtag/Vulcan?src=hash) #ULA (https://twitter.com/hashtag/ULA?src=hash) Building @blueorigin (https://twitter.com/blueorigin) here in FL @
9:42 - 9 февр. 2016 г.
Цитатаhttp://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34197.msg1491209#msg1491209- хм ... ого!
Re: SpaceX advances drive for Mars rocket via Raptor power (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34197.msg1491209#msg1491209)
« Reply #1252 on: 02/13/2016 06:28 AM »
From the budget request discussion in the politics section.
QuoteЦитатаQuote from: Steven Pietrobon on Today at 05:32 AM
SpaceX are planning to test their Raptor engine in the 4th quarter this year at Stennis Space Center stand E-1 C3. Testing will be going on for a year. p532
So Raptor engine tests starting this year. Must say I am not surprised but good to see.
« Last Edit: 02/13/2016 06:29 AM by guckyfan »
ЦитатаSeerndv пишет:И все клиенты уйдут на ангару!
Щаз придёт Жоржи и расскажет, что Безос с Маском разорятся, их выгонят, а двигателей не будет :D
ЦитатаSeerndv пишет:Их выгонят из Флориды.
Щаз придёт Жоржи и расскажет, что Безос с Маском разорятся, их выгонят, а двигателей не будет :D
ЦитатаСтарый пишет:На Аляску! Во-первых чтобы кислород не перегревался, а во-вторых чтобы уравнять с Ангарой широту, потому что из Флориды неспортивно :)ЦитатаSeerndv пишет:Их выгонят из Флориды.
Щаз придёт Жоржи и расскажет, что Безос с Маском разорятся, их выгонят, а двигателей не будет :D
ЦитатаApollo13 пишет: а во-вторых чтобы уравнять с Ангарой широту, потому что из Флориды неспортивно :)О! Вот они - золотые слова! :)
ЦитатаSalo пишет:
On Jan. 13 the service announced the first of the awards and said it would invest at least $46.9 million and perhaps as much as $180 million, to develop three technologies for a new rocket from Orbital ATK. In addition, SpaceX received at least $33.6 million, and perhaps as much as $61 million, to continue development of its reusable methane-fueled Raptor engine.
ЦитатаAstronaut Prime: Here's how Jeff Bezos plans to remake spaceflight
by Eric Berger - Apr 5, 2016 6:16pm GST
Some are not impressed with Blue Origin's small beginning, but it's just a first step.
(http://cdn.arstechnica.net/wp-content/uploads/2016/04/ascent-640x427.jpg)
The New Shepard rocket made its third flight on Saturday fr om West Texas.
Blue Origin
After Blue Origin completed the third flight (http://arstechnica.com/science/2016/04/why-blue-origins-latest-launch-is-a-huge-deal-for-cheap-space-access/) of its New Shepard launch system on Saturday, the spaceflight community applauded the effort. And on Sunday, after video (https://www.youtube.com/watch?v=YU3J-jKb75g&feature=youtu.be&t=1m2s) emerged showing the dramatic firing of its engines just before the rocket would have struck the ground, the response was again approbation. This third test in a little more than four months demonstrated that Blue Origin has continued to progress toward its goal of launch, land, and repeat--the holy grail of low-cost spaceflight.
But among the cheers were also a few mutterings. What does it matter if all Jeff Bezos is going to do is take rich people on joy rides, some said. Or, if researchers want to do suborbital experiments, can't they get those done in conventional aircraft flying parabolas? Others have complained that New Shepard's propulsion module is relatively small and has only a single engine, and flying to suborbital space requires a fraction of the energy that getting into orbit does. In short, some critics say Bezos is just dabbling at the edges of space, not doing the hard stuff of going all the way.
This may all be true, but it misses the point. Much like Mercury represented America's first tentative steps into outer space, so does New Shepard represent only a beginning for the company. New Shepard, after all, is named after Alan Shepard, the first American in space who rode inside a Mercury capsule. It may or may not succeed, but Blue Origin aspires to be much more. It's trying to build a scalable, reusable architecture from the ground up, and that takes time.
Reusability is the thing
Earlier this year, Ars visited (http://%3Cdiv%20class=%22shortcode-error%22%3EInvalid%20post%20id%20for%20story%20sidebar%3C/div%3E) Blue Origin's rocket factory, and we had a chance to discuss the company's ambitions with Bezos on Blue Origin's factory floor. Bezos explained that he has built his company, from the beginning, around lowering the cost of access to space. Initially, he hoped to find a better way than chemical rockets to blast people off the surface of the Earth, but as yet no technology exists. And so Blue Origin has focused on making chemical rockets cost as little as possible, and that means reusing them.
"Reusability will change everything," Bezos explained. "Right now, the things you do in space have to be incredibly important, and because space access is so expensive, if you can do it another way, you will. That's why you get very few launches. That changes if you can dramatically lower the cost of access, and the only way to do that is reusability."
In this, Bezos is both a competitor and kindred spirit with Elon Musk, whose SpaceX had a much higher profile during the last decade as it has aggressively competed with rocket companies around the world for satellite business and NASA contracts. Musk is also investing heavily in reusable rocket technology. In one sense Musk is well ahead because he has landed a much larger rocket after it delivered a payload to orbit, a more dynamically challenging energy regime to return from. But Bezos is ahead in another important step, demonstrating the ability to reuse a flown rocket in a matter of weeks, as he did most recently with Saturday's launch.
When it comes to launching rockets, the hardware drives costs, not propellants. Liquid oxygen costs about 10 cents a pound. If you have a big launch vehicle with 1 million pounds of liquid oxygen propellant, that's $100,000. Liquid hydrogen costs a bit more, but still, more than 90 percent of a launch costs are in the hardware.
Nevertheless, the dot-com billionaires have faced skeptics when it comes to reusable rockets. NASA, officially at least, isn't interested. When Congress told the agency to build the massive Space Launch System in 2011, it directed NASA to power that expendable rocket with space shuttle main engines. In other words, NASA was told to throw away expensive (http://arstechnica.com/science/2015/12/as-nasa-discards-reusable-engines-blue-origin-and-spacex-push-new-frontiers/), reusable engines after a single flight. Other government-backed launch ventures, including the French Arianespace and Russian Roscomos programs, have likewise been reticent to embrace reusable rockets.
Normally in spaceflight, government is on the bleeding edge of technology pushing the limits. For example, NASA says it is leaving transport to low-Earth orbit to private companies so that it can focus on deep space exploration. But that does not seem to be the case with reusable rockets, wh ere smaller, private companies are pushing the technology forward.
"I think it's partly because a lot of people still perceive it as a very risky approach," Bezos said of the concept. "I think it's good that the private enterprise is stepping in, and I think we're going to see the rewards of that in the next 10 to 15 years."
Some people have also questioned whether it's safe to reuse rockets, but Bezos thinks that perception will flip 180 degrees. "That is an argument that's been made, but I have a different opinion," he said. "I would much rather fly in a used 787 than on that 787's first flight. Let somebody else take that first flight. Look, the fact that you just flew it yesterday means that it's probably really good to fly right now. And that's going to be true of rocket vehicles, too. In the future, because of reusability, nobody with a really expensive satellite is going to want to put it on an unused rocket. They're going to decide that's too risky. Now that will take a while, but that's what's going to happen."
It must scale
Blue Origin has also been designed with scale in mind, ultimately aiming to bring thousands if not millions of people into space. That's why the company opted to go with a propulsive vertical landing system. Some aerospace engineers like wings, such those used by the space shuttle, which allowed the vehicle to glide back to the Earth through the atmosphere. Other designers like parachutes. None of these are bad, Bezos said.
"The reason I like vertical landing is because it scales so well," he explained. "New Shepard is about 80 feet tall. It's the shortest vehicle we will ever make. It gets easier to land the vehicles the bigger they get. It's the inverted pendulum problem. It's easier to balance bigger things. I like those architectures. Parachutes have the opposite problem; as things get bigger, it's very difficult. You can't build a parachute 1,000 feet in diameter. Even wings, they scale pretty well to a certain size, but they end up being a lot of dead weight to carry."
Bezos and Blue Origin are not yet ready to disclose the specifics of their orbital rocket, which for now is called "Very Big Brother." He hopes to release those details later this year. However, we can glean some insight from the engines. New Shepard is powered by a single BE-3 engine, which has 110,000 pounds of thrust (lbf). This is less that the 170,000lbf of a single upgraded Merlin engine, nine of which power SpaceX's Falcon 9 rocket to orbit.
However, Blue Origin is well into the design of its BE-4 engine, and it plans to begin full engine testing by the end of this year. The BE-4 engine will produce a thrust of 550,000lbf, making it more than three times as powerful as the Merlin engine and more powerful even than one of the space shuttle's main engines. It is not clear whether the company's planned orbital vehicle will be powered by one, two, or more BE-4 engines.
None of this is to say Blue Origin will succeed, of course, But it has already scaled from a small, 31,000lbf BE-2 engine to the BE-3. And it's already well on its way to mastering the landing of its New Shepard propulsion module, which in theory should scale to a larger orbital vehicle. Initially that technology will launch satellites, but Bezos said it will be rated for human travel, as well. And the Very Big Brother, too, is just a stepping stone.
"Our first orbital vehicle will not be our last, and it will be the smallest orbital vehicle we will ever build," Bezos said. And to make it all affordable, says the man who has upended online retailing with Amazon.com, rockets must launch, land, and then fly again. When he's asked about plans by government agencies and others to build large, expendable rockets, Bezos seems unable to understand that kind of business practice in the 21st century.
"What I know you cannot afford is throwing the hardware away," he said. "Hardware is so expensive. Look around at the precision you see here. The turbopumps with beautifully machined propellers. It's just a tragedy to throw all of that away. You can never make a step function change in cost if you're throwing the hardware away."
ЦитатаWe're making multiple copies of the BE-4 to take us through our development campaign, along with a healthy amount of hardware spares to mitigate schedule and technical risks encountered along the way - - a "hardware rich" approach to development. To maintain a fast pace, we've elected over the past years to invest heavily in key machines, tooling and people for the production of BE-4 so we can control critical processes in-house.
Beginning to slot one of our nozzles (https://i.imgur.com/W6im10d.png)
(https://i.imgur.com/W6im10d.png)
Completion of slotting of a main combustion chamber (https://i.imgur.com/NXF6oKr.png)
(https://i.imgur.com/NXF6oKr.png)
Main propellant valve machining (https://i.imgur.com/R55RuhO.png)
(https://i.imgur.com/R55RuhO.png)
Preparing inspected GOx dome casting for machining (https://i.imgur.com/VSf2uuZ.png)
(https://i.imgur.com/VSf2uuZ.png)
We've also started testing the BE-4 preburner in our recently commissioned pressure-fed test cell. We're developing the transient start sequence for the preburner, and we're making good progress.
Hot firing a 14" diameter preburner (https://i.imgur.com/YpXKons.png)
(https://i.imgur.com/YpXKons.png)
We'll continue to keep you posted on our progress as this engine comes together.
Gradatim Ferociter!
Jeff Bezos
ЦитатаSalo пишет:Правильная мысля найдет применение..
Петрович в штаты перебрался? :o
ЦитатаLeonar пишет:Бронзовая.
кстати, медная кс?
Цитатаsilentpom пишет:Так то не всё сопло наверное... А критика вроде нормальная...
а сопло не маловато для 240 тонн?
Цитатаsilentpom пишет:Ага, увидел. Да не, нормальное сопло. Примерно тех же размеров что и у 191го...
там выше фотка
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 4 мин.4 минуты назад (https://twitter.com/jeff_foust/status/745354412340576256)
Meyerson: will be looking for "full-rate" production facility for BE-4 in the next year; kicking off site search soon. #NewSpace16 (https://twitter.com/hashtag/NewSpace16?src=hash)
(https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 6 мин.6 минут назад (https://twitter.com/jeff_foust/status/745353848944893952)
Meyerson talks about benefits of their internship program, like pairing interns with experienced workers (also, free housing).#NewSpace16 (https://twitter.com/hashtag/NewSpace16?src=hash)
(https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 9 мин.9 минут назад (https://twitter.com/jeff_foust/status/745353129143590913)
Meyerson: >550 engine tests at our West Texas site in 2015 alone, both BE-3 and BE-4. #NewSpace16 (https://twitter.com/hashtag/NewSpace16?src=hash)
(https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 13 мин.13 минут назад (https://twitter.com/jeff_foust/status/745352271785955328)
Meyerson: Blue Origin has become the engine supplier of choice for US launch companies (ULA and BE-4, Orbital ATK and BE-3U) #NewSpace16 (https://twitter.com/hashtag/NewSpace16?src=hash)
(https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 14 мин.14 минут назад (https://twitter.com/jeff_foust/status/745351884056080384)
Meyerson: "well over halfway" through development of BE-4 engine. Full scale testing beginning later this year. #NewSpace16 (https://twitter.com/hashtag/NewSpace16?src=hash)
ЦитатаSalo пишет:- от тута и бабахнет ... :o
Meyerson: "well over halfway" through development of BE-4 engine. Full scale testing beginning later this year.
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust)
Shotwell: shipped Raptor engine last night to test site; hope to have updates in next few months. #smallsat (https://twitter.com/hashtag/smallsat?src=hash)
10:44 - 9 авг. 2016 г.
ЦитатаИскандер пишет:На верхней ступени.
Вот интересно каким образом Raptor собираются использовать на FH? Разве только как двигатель второй ступени...
ЦитатаАниКей пишет:Цитата09.08.2016, 19:27:10 Исполнительный директор воронежского АО «КБХА» Алексей Камышев:http://abireg.ru/n_55206.html
Кроме того, мы активно осваиваем применение новых компонентов топлива в ракетном двигателестроении. С прицелом на перспективу мы изготовили опытный образец ракетного двигателя тягой 40 тонн, работающий на кислороде и метане. В этом году запланировали проведение его первых огневых испытаний.
ЦитатаApollo13 пишет:А что за "мини-Раптор" ???
мини-Раптор для верхней ступени
ЦитатаДимитър пишет:Эфемерный вариант Раптора для второй ступени F-9 и FH.ЦитатаApollo13 пишет:А что за "мини-Раптор" ???
мини-Раптор для верхней ступени
ЦитатаApollo13 пишет:Так не дали же!
Мини-Раптор как раз реальный, потому что на него даёт деньги ВВС. Это большой Раптор эфемерный.
ЦитатаИскандер пишет:Хотели не дать, но не смогли.ЦитатаApollo13 пишет:Так не дали же!
Мини-Раптор как раз реальный, потому что на него даёт деньги ВВС. Это большой Раптор эфемерный.
ЦитатаИскандер пишет:Так и тяга должна быть как у мерлин-вакуум - примерно 80-100 тонн? Или нет?ЦитатаДимитър пишет:вариант Раптора для второй ступени F-9 и FH.
А что за "мини-Раптор" ???
Цитатаsilentpom пишет:Причем контракт предусматривает возможность увеличения суммы в два раза (тогда и спейсиксу придется выложить уже не 60, а 120).
около 30 лямов дали
ЦитатаIt's a busy period for SpaceX related activities, with the first scaled Raptor engine arriving at McGregor for a lengthy test cycle
ЦитатаSeerndv пишет:окислительный
А где -нибудь писалось какие именно preburner-ы Маск испытал до этого?
ЦитатаThe specifications of the Raptor is still unclear. According to Wait But Why in 2015, Musk said engineers were targeting around 510,000 pounds (2,300 kilonewtons) of thrust with a fuel ratio of approximately 3.8 to 1. This would give the engine about three times the thrust of the current Merlin 1Ds - which are used on the Falcon rockets - and be about one-third the thrust of the Saturn V's F-1 engine. According to Ars Technica, it is believed that a cluster of nine of these engines would power the MCT. Raptors are expected to use a "staged combustion cycle" as opposed to the "open cycle" gas-generator system that the Merlin engines use. On an open cycle, the gas used to power the turbopumps is exhausted without passing through the main combustion chamber. It can be thought of as like a muffler on a car. Read more at http://www.spaceflightinsider.com/organizations/space-exploration-technologies/spacex-sends-raptor-texas-testing/#VjGVWJ1tZAf1B8wx.99
ЦитатаThe specifications of the Raptor is still unclear.
ЦитатаApollo13 пишет:И в КБХА тоже не дремлют:
На тесы повезли мини-Раптор.
https://www.nasaspaceflight.com/2016/08/spacex-static-fire-test-jcsat-16s-falcon-9/ЦитатаIt's a busy period for SpaceX related activities, with the first scaled Raptor engine arriving at McGregor for a lengthy test cycle
ЦитатаАниКей пишет:1:1Цитата09.08.2016, 19:27:10 Исполнительный директор воронежского АО «КБХА» Алексей Камышев:http://abireg.ru/n_55206.html
Кроме того, мы активно осваиваем применение новых компонентов топлива в ракетном двигателестроении. С прицелом на перспективу мы изготовили опытный образец ракетного двигателя тягой 40 тонн, работающий на кислороде и метане. В этом году запланировали проведение его первых огневых испытаний.
ЦитатаSalo пишет:Ну, хоть кто-то пытается что-то делать.
И в КБХА тоже не дремлют:ЦитатаАниКей пишет:1:1Цитата09.08.2016, 19:27:10 Исполнительный директор воронежского АО «КБХА» Алексей Камышев:http://abireg.ru/n_55206.html
Кроме того, мы активно осваиваем применение новых компонентов топлива в ракетном двигателестроении. С прицелом на перспективу мы изготовили опытный образец ракетного двигателя тягой 40 тонн, работающий на кислороде и метане. В этом году запланировали проведение его первых огневых испытаний.
ЦитатаИскандер пишет:- как тут не согласиться. :|
Это замечательно, но в практическом использовании творения КБХА, в отличии от Раптора, большие сомнения. И это печально.
ЦитатаВалерий Жилинский пишет:Проблема у всех одна - стенды с метановой инфраструктурой под большой расход метана. Дорогое удовольствие и метан надо откуда-то брать нужных кондиций.ЦитатаSalo пишет:Ну, хоть кто-то пытается что-то делать.
И в КБХА тоже не дремлют:ЦитатаАниКей пишет:1:1Цитата09.08.2016, 19:27:10 Исполнительный директор воронежского АО «КБХА» Алексей Камышев:http://abireg.ru/n_55206.html
Кроме того, мы активно осваиваем применение новых компонентов топлива в ракетном двигателестроении. С прицелом на перспективу мы изготовили опытный образец ракетного двигателя тягой 40 тонн, работающий на кислороде и метане. В этом году запланировали проведение его первых огневых испытаний.
ЦитатаВ связи с этим предлагается создать новое поколение ЖРД, уменьшение стоимости изготовления и повышение надежности которых
будут обеспечиваться за счет снижения требований к удельному импульсу. Такой подход мотивируется существованием тесной связи путей
достижения максимального удельного импульса с усложнением схемы двигателя, повышением напряженности его основных параметров,
использованием дорогостоящих материалов и технологий при изготовлении. Уровень напряженности большинства основных параметров
ЖРД во многом определяется давлением в камере сгорания. В частности, от этого зависит необходимая мощность ТНА -- одного из ос-
новных и наиболее дорогостоящих элементов ЖРД. По некоторым оценкам , снижение давления в камере сгорания с предельно до-
стижимого уровня 250 кгс/см2 до 150 кгс/см2 может снизить трудоемкость и стоимость изготовления ЖРД в полтора раза.
ЦитатаОбщая концепция проекта РН СТК, разработанного РКК «Энергия», является развитием проектных решений, принятых при создании
РН «Энергия». Предполагается в максимальной степени использовать научно-технический задел в части высокоэффективного кислородно-
керосинового двигателя РД-170 первой ступени ракеты-носителя «Энергия», созданного НПО «Энергомаш».
ЦитатаSeerndv пишет:Читают форум, негодяи... :)
- мол будем экономить и использовать задел.
Ну чисто дети, прям как Старый!
ЦитатаОпытно-конструкторские работы по разработке кислородно-метанового двигателя на базе РД0146 (АВИО, Италия)Работы в рамках Контракта № DS/VEGA/0640/07 между АВИО и КБХА велись с 2007 года.В течение первого полугодия 2015 г. КБХА выполнены и в июне 2015 г. успешно защищены в компании АВИО проектно-конструкторские работы по оптимизации конструкции летного варианта двигателя. В период 2016-2017 гг., с учетом итогов конкурса среди европейских компаний по выбору варианта модернизации РН «Вега», ожидается решение Итальянского космического агентства, которое определит перспективу дальнейших работ по данной теме.Опытно-конструкторские работы по разработке кислородно-метановых ЖРД РД0164 и РД0169В соответствии с ТЗ АО «РКЦ «Прогресс» в 2015 году КБХА выпущены тома пояснительных записок ЭП по двигателям РД0164 и РД0169. По запросу АО «РКЦ «Прогресс» проведены расчетно-конструкторские проработки вариантов двигателя РД0169А земной тягой 85 тс с укороченным соплом для резервируемой ДУ первой ступени (четыре ЖРД) и дефорсированного варианта РД0169В пустотной тягой 80 тс с высотным соплом для второй ступени РН среднего класса, а также двухкамерных вариантов двигателя РД0164А земной тягой 360 тс для многодвигательных ДУ РН тяжелого и сверхтяжелого классов. Подготовлены предложения по составу работ для выполнения в 2016-2018 г.г. в рамках СЧ ОКР «ДУ СВ» (РД НП) «Разработка опытного образца демонстратора ЖРД на топливе «кислород - СПГ» тягой на уровне 85 тс».
Опытно-конструкторские работы по теме «ПМДУ-КБХА-Д2015»:
Завершена подготовка производства и изготовлен стендовый образец жидкостного ракетного двигателя РД0162Д2А на топливе кислород-метан с тягой на уровне 40 тс с замкнутой окислительной схемой.Разработана СДАЗ для стендового образца маршевого двигателя с тягой на уровне 40 тс на топливе кислород-метан.Разработаны мероприятия по обеспечению надежности и многократности ракетного двигателя и проведено обоснование оптимальной кратности использования.В 2016-2017 годах планируется продолжение работ: проведение холодных сливов по трактам двигателя, огневых испытаний запальных устройств камеры сгорания и газогенератора, проведение коротких и ресурсных ОИ стендового двигателя РД0162Д2А.
Цитатаsychbird пишет:Исчо раз: при испытаниях С5.86 подогнали грузовик с СПГ без дополнительной очистки к стенду в НИЦ РКП и провели испытания. В чём проблема?
Проблема у всех одна - стенды с метановой инфраструктурой под большой расход метана. Дорогое удовольствие и метан надо откуда-то брать нужных кондиций.
ЦитатаБольшой пишет:
Эх голова моя садовая! И дачная. У меня ж это есть:
(http://f20.ifotki.info/org/51346e331eff5520bde58dc7f10a8b465f9984255327840.jpg)
(http://f20.ifotki.info/org/4dcc0043c3c0f81e5d4c9924a5afaa525f9984255327924.jpg)
ЦитатаSalo пишет:
На РД0162Д2А схема замкнутая окислительная. А какая на РД0164 и РД0169? РД0164 стал двухкамерным.
ЦитатаSalo пишет:Имхо, не стал двухкамерным а заимел двухкамерные варианты
РД0164 стал двухкамерным.
Цитата"а также двухкамерных вариантов двигателя РД0164А "
Цитатаsychbird пишет:1) Даже здесь, на форуме, публиковались ссылки на выпускаемую серийно установку по очистке природного газа и доведения его до необходимых кондиций.
Проблема у всех одна - стенды с метановой инфраструктурой под большой расход метана. Дорогое удовольствие и метан надо откуда-то брать нужных кондиций.
ЦитатаВалерий Жилинский пишет:Вполне можно использовать водородный. Что и делают.
2) Стенд вполне можно использовать "керосиновый", естественно, после доработок
ЦитатаГенеральный директор НПО "Энергомаш" Игорь Арбузов рассказал в интервью РИА Новости:
-- Может быть, в рамках этого симбиоза вы поставите коллективу задачу создать новый ракетный двигатель, работающий на метане?
-- Это, конечно, была бы идеальная ситуация. Мы действительно рассчитываем, что те задачи, которые прописаны в новой Федеральной космической программе, в частности по созданию метанового двигателя, будут реализованы у нас на предприятии.
-- Как я понимаю, определенный задел по метановому двигателю у "Энергомаша" уже есть?
-- Да, такие работы велись. Энергомаш занимается метановым направлением с 1981 года. В качестве перспективных двигательных установок мы предлагаем кислородно-метановые двигатели РД-180 МС, РД-192 на базе двигателей РД-180 и РД-191. Созданы демонстраторы, которые отработали на испытательных стендах. Огромный вклад в развитие метанового направления внесло воронежское Конструкторское бюро химавтоматики, которое, как вы знаете, вошло в состав новой интегрированной структуры ракетного двигателестроения, которую возглавляет "Энергомаш". Они проектируют двигатели РД-0162 и РД-0162СД. Сегодня же речь идет о создании двигателя с более высокими тяговыми характеристиками в 85 тонн. Скорее всего, это будет первый опыт совместного конструирования: им займутся КБ "Энергомаш" и КБ химавтоматики.
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/718273532438966274/j0h7TkOS_bigger.jpg) Elon Musk Подлинная учетная запись @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)
SpaceX propulsion just achieved first firing of the Raptor interplanetary transport engine
(https://pbs.twimg.com/media/CtQYMI4VIAAJY2N.jpg)
22:18 - 25 сент. 2016 г.
(https://pbs.twimg.com/profile_images/718273532438966274/j0h7TkOS_bigger.jpg) Elon Musk Подлинная учетная запись @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)
Mach diamonds
(https://pbs.twimg.com/media/CtQbdtJVIAA7HCC.jpg)
22:32 - 25 сент. 2016 г.
(https://pbs.twimg.com/profile_images/718273532438966274/j0h7TkOS_bigger.jpg) Elon Musk Подлинная учетная запись @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)
Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar
22:38 - 25 сент. 2016 г.
(https://pbs.twimg.com/profile_images/718273532438966274/j0h7TkOS_bigger.jpg) Elon Musk @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 1 ч1 час назад (https://twitter.com/elonmusk/status/780289045238657024)
Chamber pressure is almost 3X Merlin, so engine is about the same size for a given area ratio
(https://pbs.twimg.com/profile_images/718273532438966274/j0h7TkOS_bigger.jpg) Elon Musk Подлинная учетная запись @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk)
@rocketrepreneur (https://twitter.com/rocketrepreneur) 382s is with a 150 area ratio vacuum (or Mars ambient pressure) nozzle. Will go over specs for both versions on Tues.
(https://pbs.twimg.com/profile_images/378800000352971654/0950e4f70470bf5788c3a4776f1ea95e_bigger.jpeg) (https://twitter.com/williamwinters)
❄ @williamwinters (https://twitter.com/williamwinters)
@elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) @rocketrepreneur (https://twitter.com/rocketrepreneur) based on your other specs, is that like a ~14 foot diameter nozzle?
23:38 - 25 сент. 2016 г.
(https://pbs.twimg.com/profile_images/718273532438966274/j0h7TkOS_bigger.jpg) Elon Musk @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 1 ч1 час назад (https://twitter.com/elonmusk/status/780296017254023170)
@williamwinters (https://twitter.com/williamwinters) @rocketrepreneur (https://twitter.com/rocketrepreneur) pretty close
ЦитатаЦитатаApollo13 пишет:Apollo13 пишет:ЦитатаDavid Ki Sun Yoon @DavidKYoon 14m14 minutes ago (https://twitter.com/DavidKYoon/status/780295646695739392)
@elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) Sweet Jesus, that means you are pumping to 45-50 MPa... Surely this will be using multiple stage pumps?ЦитатаElon MuskVerified account @elonmusk
@DavidKYoon (https://twitter.com/DavidKYoon) yes
300 атмосфер это в КС. После насосов (?) 450-500.
ЦитатаApollo13 пишет:Степень геометричекого расширения сопла 150 и диаметр среза сопла около 4,3 м.
Цель - тяга 310 тонн, УИ 382 с, давление 300 бар.
ЦитатаSalo пишет:Если подтвердят надежность движка на серии испытаний, то команда Мюллера будет лучшей в мире в области разработки мощных однокамерных движков, и УИ впечатляет.
SpaceX propulsion just achieved first firing of the Raptor interplanetary transport engine
22:18 - 25 сент. 2016 г.
Elon Musk Подлинная учетная запись @ elonmusk
Mach diamonds
22:32 - 25 сент. 2016 г.
Elon Musk Подлинная учетная запись @ elonmusk
Production Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 bar
22:38 - 25 сент. 2016 г.
Elon Musk @ elonmusk 1 ч1 час назад (https://twitter.com/elonmusk/status/780289045238657024)
Chamber pressure is almost 3X Merlin, so engine is about the same size for a given area ratio
Elon Musk Подлинная учетная запись @ elonmusk
@ rocketrepreneur 382s is with a 150 area ratio vacuum (or Mars ambient pressure) nozzle. Will go over specs for both versions on Tues.
ЦитатаAlex_II пишет:Гораздо больше. По слухам 4000-5000 т стартовой массы. Гадать осталось недолго. Завтра узнаем.
Судя по характеристикам двигателя - Маск замахнулся на действительно большую ракету... Если сохранит дизайн Ф 9 (ну, основные признаки, конечно) - то там тяги будет аж 2800т
ЦитатаDeflang пишет:Гораздо интересенее характеристики реально существующего и работающего двигатея.
Теперь можно считать вопрос по характеристикам закрытый
ЦитатаApollo13 пишет:Забор в три первых ступени что ли? 5к тонн стартовая и 8,4к тонн тяга? Жесть... Но где-то 120-130 тонн в многоразовом варианте должен поднимать...
Гораздо больше. По слухам 4000-5000 т стартовой массы.
ЦитатаSalo пишет:Не кажется слышком много ???
диаметр среза сопла около 4,3 м.
ЦитатаAlex_II пишет:Опять же по слухам моноблок 15 метров в диаметре.ЦитатаApollo13 пишет:Забор в три первых ступени что ли? 5к тонн стартовая и 8,4к тонн тяга? Жесть... Но где-то 120-130 тонн в многоразовом варианте должен поднимать...
Гораздо больше. По слухам 4000-5000 т стартовой массы.
ЦитатаApollo13 пишет:Ну, будем посмотреть. Хотя моноблок безусловно логичнее...
Опять же по слухам моноблок 15 метров в диаметре.
ЦитатаAlex_II пишет:И пример - замах конкурента Безоса - тандем диаметром 7м, он правда не целится на Марс.ЦитатаApollo13 пишет:Ну, будем посмотреть. Хотя моноблок безусловно логичнее...
Опять же по слухам моноблок 15 метров в диаметре.
ЦитатаСергей пишет:Ну, Безос тоже парень не промах. На Марс он не замахивается, он собирается строить эфирные города в пространстве.ЦитатаAlex_II пишет:И пример - замах конкурента Безоса - тандем диаметром 7м, он правда не целится на Марс.ЦитатаApollo13 пишет:Ну, будем посмотреть. Хотя моноблок безусловно логичнее...
Опять же по слухам моноблок 15 метров в диаметре.
ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
Если подтвердят надежность движка на серии испытаний, то команда Мюллера будет лучшей в мире в области разработки мощных однокамерных движков, и УИ впечатляет.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаSalo пишет:Или сильно уменьшеный прототип.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаСергей пишет:Углеводородных - да. Но RS-68 получше будет, даже с земным соплом.
Если подтвердят надежность движка на серии испытаний, то команда Мюллера будет лучшей в мире в области разработки мощных однокамерных движков, и УИ впечатляет.
ЦитатаSalo пишет:Это должен быть мини-Раптор, но для "мини" он наоборот подозрительно большой. Маск же написал, что Раптор примерно того же размера, что и Мерлин при одинаковой степени расширения.ЦитатаSalo пишет:Или сильно уменьшеный прототип.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаChamber pressure is almost 3X Merlin, so engine is about the same size for a given area ratio
ЦитатаSalo пишет:С водородом-то? Удивительно было бы, если бы наоборот... Да и разница (если параметры подтвердятся) всего секунд 20 кажется...
Углеводородных - да. Но RS-68 получше будет, даже с земным соплом.
ЦитатаSalo пишет:Или КС с обрезанным соплом.ЦитатаSalo пишет:Или сильно уменьшеный прототип.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаSalo пишет:Уж тогда скорее модельный движок, на фото похоже сверхзвуковое перерасширенное сопло - характерные бочки на выхлопе. Судя по высказываниям наших разработчиков по прошлым опытам с системой газ-газ - шансы на успех возрастают с увеличением геометрических размеров КС и при применении пары метан - ЖК, на основании чего такие высказывания не расшифровывалось. И если модельный заработал, есть немалые шансы на успех при увеличении размеров КС.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
Если подтвердят надежность движка на серии испытаний, то команда Мюллера будет лучшей в мире в области разработки мощных однокамерных движков, и УИ впечатляет.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаProduction Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 barНеужели Моськ вменяемее чинуш из роскосмоса? Те все с идиотическим упорством 200 т горшки заказывают.
ЦитатаApollo13 пишет:Для мини без высотного насадка в самый раз.
Это должен быть мини-Раптор, но для "мини" он наоборот подозрительно большой. Маск же написал, что Раптор примерно того же размера, что и Мерлин при одинаковой степени расширения.
ЦитатаAlex_II пишет:Только степень расширения у Раптора 150, а у RS-68 только 27.ЦитатаSalo пишет:С водородом-то? Удивительно было бы, если бы наоборот... Да и разница (если параметры подтвердятся) всего секунд 20 кажется...
Углеводородных - да. Но RS-68 получше будет, даже с земным соплом.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Ну не тянет он на 310 тс.ЦитатаSalo пишет:Или КС с обрезанным соплом.ЦитатаSalo пишет:Или сильно уменьшеный прототип.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
И очень вовремя получен положительный результат.
Цитатаоктоген пишет:Сам Маск говорил, что "оптимальная тяга 230 т"ЦитатаProduction Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 barНеужели Моськ вменяемее чинуш из роскосмоса? Те все с идиотическим упорством 200 т горшки заказывают.
ЦитатаSalo пишет:Ну так у РС-68 и земной УИ 352 или 356 (ну не помню я)
Только степень расширения у Раптора 150, а у RS-68 только 27.
ЦитатаSalo пишет:
ЦитатаТак это целевое значение тяги в пустоте, а не фактически достигнутое, если я правильно понял Маска.ЦитатаДмитрий В. пишет:Ну не тянет он на 310 тс.ЦитатаSalo пишет:Или КС с обрезанным соплом.ЦитатаSalo пишет:Или сильно уменьшеный прототип.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Т.е. опять декларация возможностей, а не фактический результат?ЦитатаSalo пишет:ЦитатаНу не тянет он на 310 тс.Так это целевое значение тяги в пустоте, а не фактически достигнутое, если я правильно понял Маска.
ЦитатаLRV_75 пишет:Каким может быть фактический результат самого первого прожига? ;)ЦитатаДмитрий В. пишет:Т.е. опять декларация возможностей, а не фактический результат?ЦитатаSalo пишет:ЦитатаНу не тянет он на 310 тс.Так это целевое значение тяги в пустоте, а не фактически достигнутое, если я правильно понял Маска.
ЦитатаLRV_75 пишет:Если двигатель еще делается - каким волшебным хреном это может быть фактический результат?
Т.е. опять декларация возможностей, а не фактический результат?
ЦитатаДимитър пишет:По какому набору критериев оптимальна? Для меня оптимальнее чтобы формула "один движок на ступень" была. Даже более тяжелый единичный движок всегда лучше кучи.Цитатаоктоген пишет:Сам Маск говорил, что "оптимальная тяга 230 т"ЦитатаProduction Raptor goal is specific impulse of 382 seconds and thrust of 3 MN (~310 metric tons) at 300 barНеужели Моськ вменяемее чинуш из роскосмоса? Те все с идиотическим упорством 200 т горшки заказывают.
ЦитатаСергей пишет:А на испытаниях разве модельный, тяга в 300 тонн явна не "модельная"ЦитатаSalo пишет:Уж тогда скорее модельный движок, на фото похоже сверхзвуковое перерасширенное сопло - характерные бочки на выхлопе. Судя по высказываниям наших разработчиков по прошлым опытам с системой газ-газ - шансы на успех возрастают с увеличением геометрических размеров КС и при применении пары метан - ЖК, на основании чего такие высказывания не расшифровывалось. И если модельный заработал, есть немалые шансы на успех при увеличении размеров КС.ЦитатаСергей пишет:То что на картинке - это максимум газогенератор.
Если подтвердят надежность движка на серии испытаний, то команда Мюллера будет лучшей в мире в области разработки мощных однокамерных движков, и УИ впечатляет.
И очень вовремя получен положительный результат.
ЦитатаSalo пишет:Действительно, 4.3 м выглядит многовато.ЦитатаApollo13 пишет:Степень геометричекого расширения сопла 150 и диаметр среза сопла около 4,3 м.
Цель - тяга 310 тонн, УИ 382 с, давление 300 бар.
ЦитатаГость 22 пишет:С возвращением, Саша!
Для pc=300 бар и Ae/At=150 диаметр среза сопла должно быть чуть более 3 м.
Цитатаоктоген пишет:На ЭТУ ступень одиночный движок запилить не получится (разве что документацию по Sea Dragon поднять, так там вытесниловка)...
Для меня оптимальнее чтобы формула "один движок на ступень" была.Даже более тяжелый единичный движок всегда лучше кучи.
Цитатаvadimir пишет:Схема газ-газ.
А как это он умудрился замкнуть по балансу на 300 атмосфер? У него 1500 К в газогенераторе или схема газ-газ?
Цитатаvlad7308 пишет:Вопрос в первую очередь не о простоте и дешевизне, а о надежности и ресурсе - система то обещана изначально полностью многоразовая. По сравнению с Raptor, ВЕ-4 проектируется ну совсем не напряженным воистину многоразовым...
300 атмосфер в КС уже никак не назовешь "простой дешевый ненапряженный двигатель".
ЗЫ Хотя кто их знает, может в SpX и придумали, как дешево и просто делать такие КС и ТНА
ЦитатаИскандер пишет:Технологии развиваются, то что вчера казалось невозможным, сегодня уже внедряется. Мы же не знаем, что у Маска в кладовке. Что то просачивается , типа, что вал ТНА Мерлина из трех материалов - алюминий, нержавейка и жаростойкий сплав, соединенных между собой сваркой трением, какие то детали делаются на 3Д -принтерах. Можно допустить, что надежный движок будет, но вот остается вопрос с дросселированием. Решения есть, и не одно, но чем то регулировать тягу придется и при посадке, и для второй (третьей)ступени, где необходимо бывает и дросселирование, и неоднократное включение. Так что Раптор не решает всех проблем Маска, но шаг уже огромный. Конечно, если бы Безос продал Маску Ве-4 и наоборот, жить бы стало легче обоим, но это уж слишком фантастично.
Вопрос в первую очередь не о простоте и дешевизне, а о надежности и ресурсе - система то обещана изначально полностью многоразовая. По сравнению с Raptor, ВЕ-4 проектируется ну совсем не напряженным воистину многоразовым...
ЦитатаИскандер пишет:Это в общем одно и то же.Цитатаvlad7308 пишет:Вопрос в первую очередь не о простоте и дешевизне, а о надежности и ресурсе - система то обещана изначально полностью многоразовая.
300 атмосфер в КС уже никак не назовешь "простой дешевый ненапряженный двигатель".
ЗЫ Хотя кто их знает, может в SpX и придумали, как дешево и просто делать такие КС и ТНА
ЦитатаИскандер пишет:но мы пока не знаем характеристики раптора для первой ступени. все что заявлялось - было явно для вакуумного
Вопрос в первую очередь не о простоте и дешевизне, а о надежности и ресурсе - система то обещана изначально полностью многоразовая. По сравнению с Raptor, ВЕ-4 проектируется ну совсем не напряженным воистину многоразовым...
Цитатаsilentpom пишет:или менее?
возможно поэтому многоразовый вариант будет более напряженный
ЦитатаElon Musk @elonmusk (https://twitter.com/elonmusk) 8h8 hours ago (https://twitter.com/elonmusk/status/780608204833165316)Степень расширения ваккумной версии планируется 200. У прототипа будет до 150.
@rocketrepreneur (https://twitter.com/rocketrepreneur) Meant to say 200 AR for production vac engine. Dev will be up to 150. Beyond that, too much flow separation in Earth atmos.
Цитатаvlad7308 пишет:Вообще говоря, "напряженный" относится к параметрам ТНА, а не к камере.
300 атмосфер в КС уже никак не назовешь "простой дешевый ненапряженный двигатель".
ЦитатаApollo13 пишет:А не скажете, схема газ-газ с двумя газогенераторами или газификация второго компонента в рубашке?Цитатаvadimir пишет:Схема газ-газ.
А как это он умудрился замкнуть по балансу на 300 атмосфер? У него 1500 К в газогенераторе или схема газ-газ?
ЦитатаApollo13 пишет:Для давления 300 всего два варианта: либо газ-газ либо открытая схема. Схемы с дожиганием одного компонента не замкнутся по энергобалансу.
Пока нет даже подтверждения что газ-газ. Но раньше об этом говорилось.
ЦитатаПлейшнер пишет:Не факт. Думаю, можно попытаться вытянуть. Сейчас прикину.
Для давления 300 всего два варианта: либо газ-газ либо открытая схема. Схемы с дожиганием одного компонента не замкнутся по энергобалансу.
ЦитатаПлейшнер пишет:Я тоже как услышал про 300 атмосфер стал выхлопную трубу искать :)ЦитатаApollo13 пишет:Для давления 300 всего два варианта: либо газ-газ либо открытая схема. Схемы с дожиганием одного компонента не замкнутся по энергобалансу.
Пока нет даже подтверждения что газ-газ. Но раньше об этом говорилось.
ЦитатаИскандер пишет:Да, скорее так. 382 сек для открытой схемы многовато.
382с? Только газ-газ...
ЦитатаApollo13 пишет:Ну вы блин даёте.
Я тоже как услышал про 300 атмосфер стал выхлопную трубу искать :)
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Еще как лежит ;)
Так вот этот оптимум и близко к 300 атмосферам не лежит.
ЦитатаПлейшнер пишет:Ну-ну, конечно.
Еще как лежит ;)
ЦитатаApollo13 пишет:Чего 600?!
А Плейшнер писал про 600. Разве нет?
ЦитатаApollo13 пишет:Нет. Оптимум для метана-кислорода 250 атм.
А Плейшнер писал про 600. Разве нет?
ЦитатаПлейшнер пишет:Ну-ну. :) Покажите тогда решение балансового уравнения, из которого этот чудный оптимум следует :)
Нет. Оптимум для метана-кислорода 250 атм.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/65653)ЦитатаПлейшнер пишет:Ну-ну, конечно.
Еще как лежит ;)
На атомарном водороде, да?
ЦитатаПлейшнер пишет:Хм, это уже другой разговор.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/65654)
Хм, это уже другой разговор.
А откуда график?
И что за ЖРД с неполным дожиганием?
ЦитатаПлейшнер пишет:Ок, обращусь.
Обратитесь к Salo, он Вас любит, и если не привезет лично, то пришлет точно. :)
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Это не тот энергомашовец, а тот, который предлагал МД-185 вместо РД-170
Но сдаётся мне, энергомашевцы по старой привычке и здесь затолкнули какой-нибудь предельный параметр, типа максимальной температуры газа на турбине.
ЦитатаПлейшнер пишет:Ну да, тот самый Клёпиков :)
Это не тот энергомашовец, а тот, который предлагал МД-185 вместо РД-170
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Мало кого можно представить "оставшимся в живых", кто выступил в то время против РД-170. А Клепиков продолжал работать у Глушко, хотя бы поэтому можно понять степень его компетенцииЦитатаПлейшнер пишет:Ну да, тот самый Клёпиков :)
Это не тот энергомашовец, а тот, который предлагал МД-185 вместо РД-170
ЦитатаПлейшнер пишет:Компетенция-то да. Лично имел возможность в этом убедиться.
А Клепиков продолжал работать у Глушко, хотя бы поэтому можно понять степень его компетенции
ЦитатаАлександр Хороших пишет:На приведенном выше рисунке так и написано - для окислительного газогенератора максимум 280 атм
Т. е. в целом схема замыкается, но с выдающимися (хотя и достижимыми) параметрами.
Так что да, скорее всего газ-газ.
ЦитатаПлейшнер пишет:У меня получилось, что 300 атм можно получить, но это уже действительно предел.
На приведенном выше рисунке так и написано - для окислительного газогенератора максимум 280 атм
ЦитатаПлейшнер пишет:По замкнутой схеме похоже на истину.
пс Выходит, соискатель Клепиков посчитал правильно? ;)
ЦитатаApollo13 пишет:Такая степень расширения выходит при Ра=14 кПа. Маловато.
150 это у земного прототипа.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Кстати, возвращаясь к открытой схеме на метане, Клепиков отмечает очень пологий горб на графике.
По замкнутой схеме похоже на истину.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Имеется в виду что это максимум который можно испытывать на земле. Сам двигатель высотный понятно.ЦитатаApollo13 пишет:Такая степень расширения выходит при Ра=14 кПа. Маловато.
150 это у земного прототипа.
У ССМЕ, который работает от земли до космоса, степень расширения 77,5.
А для космоса 150 звучат нормально.
ЦитатаApollo13 пишет:А, вон оно чего! :)
Имеется в виду что это максимум который можно испытывать на земле.
Цитата (https://pbs.twimg.com/profile_images/509029699322793984/zWjKFe63_bigger.jpeg) Jeff Foust @jeff_foust (https://twitter.com/jeff_foust) 57 сек.58 секунд назад (https://twitter.com/jeff_foust/status/780859072803405825)
Musk: thank the Raptor team for working 7 days a week to get test done before this talk. #IAC2016 (https://twitter.com/hashtag/IAC2016?src=hash)
ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо!:)
Обновленные результаты:
ЦитатаГость 22 пишет:Сходится для схемы газ-газ?
У меня схема сходится даже при давление в КС ~45 MPa (и даже дальше - до 50+ и выше, если поднять температуры в ГГ до max возможных).
ЦитатаГость 22 пишет:
При заявленном для Raptor значении pc=300 бар и температурах в ГГ 815 K (LOX)
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Красивое совпадение! :)
Температура генераторного газа на входе в турбину - 816 К.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Да.ЦитатаГость 22 пишет:Сходится для схемы газ-газ?
У меня схема сходится даже при давление в КС ~45 MPa (и даже дальше - до 50+ и выше, если поднять температуры в ГГ до max возможных).
ЦитатаГость 22 пишет:Тогда не удивительно :)
Да.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:Надо отдать должное, автор явно не гонится за рекордными цифрами.
Но пока что всё равно этот максимум в районе 250 атм у меня вызывает сильнейшие сомнения.
Понятно, что у метана низкая молярная масса (это по сравнению с тем, что образуется в ГГ на керосине-кислороде).
Но сдаётся мне, энергомашевцы по старой привычке и здесь затолкнули какой-нибудь предельный параметр, типа максимальной температуры газа на турбине.
ЦитатаSalo пишет:Так большая часть и не шевелится :)
7 X 1,7168 м = 12 м.
Рапторы как шпроты в банке. ;)
ЦитатаГость 22 пишет:И длина примерно 3,5 м. Т.е. при тяге 311 тс у Земли вписывается в габариты РД-191.
Raptor с земным соплом:
https://github.com/lpre/RPA-Examples/blob/master/Configs/Cycle%20Analysis/Raptor_SL.cfg
Размер двигателя задавался диаметром критического сечения, вычисленного для вакуумного сопла.
Engine performance
specific impulse (vac): 359.29 s
specific impulse (opt): 340.70 s
specific impulse (SL): 333.14 s
thrust (vac): 3252.09 kN
thrust (opt): 3083.89 kN
thrust (SL): 3015.46 kN
Nozzle:
De = 1716.80 mm
Ae/At = 40.00
ЦитатаГость 22 пишет:А это его габариты в сравнении с земной версией:
Обновленный конфигурационный файл для моделивания Raptor:
https://github.com/lpre/RPA-Examples/blob/master/Configs/Cycle%20Analysis/Raptor.cfg
Обновленные результаты:
http://lpre.de/upload/Raptor_performance.txt
http://lpre.de/upload/Raptor_nozzle.txt
http://lpre.de/upload/Raptor_cycle.txt
F=3500 kN
pc=300 bar
Ae/At=200
De=3.8 m
Isp_vac=383 s
ЦитатаГость 22 пишет:а может кто нить из аксакалов пояснить, как у вас двигатели замыкаются по балансу и что-то с чем-то сходится?
У меня схема сходится даже при давление в КС ~45 MPa (и даже дальше - до 50+ и выше, если поднять температуры в ГГ до max возможных).
При заявленном для Raptor значении pc=300 бар и температурах в ГГ 815 K (LOX) и 1100 K (горючее) давление за насосами ~51 и 62 МПа соответственно.
Цитатаsilentpom пишет:А куда деваться? Надо же чем-то "орбитально маневрировать", садиться на Марс и взлетать с него.
одновременно тащить и вакуумные и обычные двигатели на ступени - привет раннему атласу
ЦитатаApollo13 пишет:Красиво снято, форма скачков в выхлопе не тривиальная , было три включения или трижды повторили?
https://www.youtube.com/watch?v=e7kqFt3nID4 (https://www.youtube.com/watch?v=e7kqFt3nID4)
Цитатаsilentpom пишет: а может кто нить из аксакалов пояснить, как у вас двигатели замыкаются по балансу и что-то с чем-то сходится?Это о балансе мощности: турбины должны развивать достаточную мощность, чтобы насосы смогли поднять давление до требуемой величины. При этом энергия берется из самих перекачиваемых компонентов + есть ограничения на max температуру перед турбиной.
ЦитатаApollo13 пишет:Интересный ролик, спасибо
.....
ЦитатаSGS_67 пишет:Откуда следует, что сопло высотное?
Видно, что высотное сопло.
ЦитатаApollo13 пишет:Судя по картинке из презентации Маска, да.
Я правильно понимаю что Раптор качается целиком?
ЦитатаГость 22 пишет:
SpaceX Raptor
http://spaceflight101.com/spacex-raptor/
ЦитатаElon Musk stated a target mixture ratio of 3.8 for the Raptor engine.
ЦитатаApollo13 пишет:А она нужна при газификации обоих компонентов?
Интересно осталась ли волшебная пинтл-форсунка.
ЦитатаSalo пишет:Быстрое схлопывание сверхзвуковой струи, близкий первый диск Маха.ЦитатаSGS_67 пишет:Откуда следует, что сопло высотное?
Видно, что высотное сопло.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Судя по приведенной схеме и внешнему виду, там вообще нет форсунок (во всяком случае, в обычном понимании).ЦитатаApollo13 пишет:А она нужна при газификации обоих компонентов?
Интересно осталась ли волшебная пинтл-форсунка.
ЦитатаSGS_67 пишет:-Милый компрессор, что бы ты мне сказал если бы умел говорить?
А кислородный компрессор дует прямо в КС. :)
ЦитатаДмитрий В. пишет:- а что, компоненты в этом случае перемешивать не надо? :oЦитатаApollo13 пишет:А она нужна при газификации обоих компонентов?
Интересно осталась ли волшебная пинтл-форсунка.
ЦитатаОн сказал бы "Извини, но я - турбинаДа, верно.
Цитатаа что, компоненты в этом случае перемешивать не надо?На презентации была картинка, где они смешиваются в чем-то навроде двойного решета.
ЦитатаBy the time both propellant components reach the engine injector they are completely in the gas phase.http://spaceflight101.com/spacex-raptor/
ЦитатаMax Andriyahov пишет:Однозначно быстрее. Осталось "выше и сильнее". :)
По теме ветки - Мюллер получает сто очков и вырывается в лидеры.
ЦитатаSalo пишет:Присоединяюсь к просьбе :)
Гость 22, а не могли бы Вы прикинуть гипотетический Раптор открытой схемы с давлением 300 атм с земным соплом? Мне и Плейшнеру было бы очень интересно.
И как Вы оцениваете возможность создания двигателя открытой схемы на метане с таким давлением в КС?
ЦитатаMax Andriyahov пишет:По теме ветки в лидерах Безос, а Мюллеру ещё по плану больше 2 лет грызть кактус.
По теме ветки - Мюллер получает сто очков и вырывается в лидеры.
ЦитатаDeflang пишет:Гм? Разве BE-4 уже вышел на испытания? Как-то странно говорить о значительном отрыве когда один двигатель уже работает в сборе, а второй - ещё нет. Насчёт первого полёта тоже неясно - возможно Raptor полетит на второй ступени Falcon 9/Falcon Heavy до готовности большого звездолёта.
Да, пока Безос со значительным отрывом, хотя Max наверное имел ввиду РД0164 vs Raptor
ЦитатаBoris Mekler пишет:Ясно одно, РД-0164 отстаёт "с большим отрывом", уверенно так отстает
Как-то странно говорить о значительном отрыве когда один двигатель уже работает в сборе, а второй - ещё нет.
ЦитатаГость 22 пишет:Как вы оцениваете устойчивость такой схемы двигателя как объекта управления?
Возможная схема двигателя:
ЦитатаSalo пишет:Для такой же камеры Dt=269,67mm, Fa/Ft=40 и O/F=3.8, но с открытой схемой с одним ГГ (20 MPa) и двумя ТНА (на Vulcain-2 стало похоже :) ):
гипотетический Раптор открытой схемы с давлением 300 атм с земным соплом?
ЦитатаГость 22 пишет:Красота! Надежнейшая открытая схема и самые дешевые материалы дают "очень знакомый" УИ 311/337 :)
Двигатель Tгг = 1000 K, высокоперепадные турбины pi=20:
Engine performance
specific impulse (vac):337.32 s
specific impulse (opt):315.99 s
specific impulse (SL): 311.56 s
ЦитатаПлейшнер пишет:Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.ЦитатаГость 22 пишет:Как вы оцениваете устойчивость такой схемы двигателя как объекта управления?
Возможная схема двигателя:
Является ли она статически устойчивой или требуется активное управление?
ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
ЦитатаГость 22 пишет:Конфигурационный файл для RPA 2 SE:ЦитатаSalo пишет:Для такой же камеры Dt=269,67mm, Fa/Ft=40 и O/F=3.8, но с открытой схемой с одним ГГ (20 MPa) и двумя ТНА (на Vulcain-2 стало похоже :) ):
гипотетический Раптор открытой схемы с давлением 300 атм с земным соплом?
ЦитатаBoris Mekler пишет:350 тс на второй ступени F9/FH? На кой он там?
возможно Raptor полетит на второй ступени Falcon 9/Falcon Heavy до готовности большого звездолёта.
ЦитатаSGS_67 пишет:А здесь тоже высотное?ЦитатаSalo пишет:Быстрое схлопывание сверхзвуковой струи, близкий первый диск Маха.ЦитатаSGS_67 пишет:Откуда следует, что сопло высотное?
Видно, что высотное сопло.
Интересно то, что при давлении на срезе сопла значительно ниже атмосферного, двигатель сохраняет идеальную газодинамическую устойчивость.
ЦитатаBoris Mekler пишет:Испытания BE-4 должны начаться до конца этого года и закончиться до конца следующего. Причём это уже будет полномасштабный двигатель, а не уменьшенный прототип. И BE-4 несравненно проще Раптора.ЦитатаDeflang пишет:Гм? Разве BE-4 уже вышел на испытания? Как-то странно говорить о значительном отрыве когда один двигатель уже работает в сборе, а второй - ещё нет. Насчёт первого полёта тоже неясно - возможно Raptor полетит на второй ступени Falcon 9/Falcon Heavy до готовности большого звездолёта.
Да, пока Безос со значительным отрывом, хотя Max наверное имел ввиду РД0164 vs Raptor
ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо огромное! :)ЦитатаSalo пишет:Для такой же камеры Dt=269,67mm, Fa/Ft=40 и O/F=3.8, но с открытой схемой с одним ГГ (20 MPa) и двумя ТНА (на Vulcain-2 стало похоже :) ):
гипотетический Раптор открытой схемы с давлением 300 атм с земным соплом?
ЦитатаDeflang пишет:Это ГГ.ЦитатаBoris Mekler пишет:О чем это вы? Посмотрите на дату публикации этого видео от Blue Origin https://vine.co/v/eDg1r0urIwm (21 августа 2015, Карл!!)ЦитатаDeflang пишет:Гм? Разве BE-4 уже вышел на испытания? Как-то странно говорить о значительном отрыве когда один двигатель уже работает в сборе, а второй - ещё нет. Насчёт первого полёта тоже неясно - возможно Raptor полетит на второй ступени Falcon 9/Falcon Heavy до готовности большого звездолёта.
Да, пока Безос со значительным отрывом, хотя Max наверное имел ввиду РД0164 vs Raptor
Кроме того, Raptor ведь не полноразмерный тестился, а прототип.
ЦитатаDeflang пишет:Это тест газогенератора.
О чем это вы? Посмотрите на дату публикации этого видео от Blue Origin https://vine.co/v/eDg1r0urIwm (https://vine.co/v/eDg1r0urIwm) (21 августа 2015, Карл!!)
ЦитатаDeflang пишет:ГГ раптора тоже уже давно тестировали, просто видео не выкладывали.ЦитатаSalo пишет:я в курсе, просто показал видео, чтобы продемонстрировать разрыв во времени по крайней мере 1 год.ЦитатаDeflang пишет:Это тест газогенератора.
О чем это вы? Посмотрите на дату публикации этого видео от Blue Origin https://vine.co/v/eDg1r0urIwm (21 августа 2015, Карл!!)
ЦитатаSalo пишет:А если уменьшенный прототип тонн на сто?
350 тс на второй ступени F9/FH? На кой он там?
ЦитатаПлейшнер пишет:И потеря примерно 20 с УИ.ЦитатаГость 22 пишет:Красота! Надежнейшая открытая схема и самые дешевые материалы дают "очень знакомый" УИ 311/337 :)
Двигатель Tгг = 1000 K, высокоперепадные турбины pi=20:
Engine performance
specific impulse (vac):337.32 s
specific impulse (opt):315.99 s
specific impulse (SL): 311.56 s
ЦитатаSalo пишет:Недо- или перерасширенное точно.
А здесь тоже высотное?
ЦитатаПлейшнер пишет:Так она определяется инерционностью самих ТНА.ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
ЦитатаПлейшнер пишет:Если память не подводит, на SSME система управления работала с частотой дискретизации параметров всего 50 Гц. Сейчас можно и больше сделать, скорее всего - kHz или даже MHz.ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
ЦитатаSalo пишет:Ну, технически в нем нет ничего невозможного: ГГ на 20 МПа не проблема, насосы с выходом 35 - 45 МПа - тоже. Камера на 30 МПа - более или менее новый элемент, однако технически не сильно отличается от таковой на 24-26 МПа в семействе РД-170.
Насколько реален такой двигатель?
Не приходилось видеть двигателей открытой схемы с давлением выше 150 атм.
ЦитатаГость 22 пишет:не знаю про частоту дискретизации, но точно можно скзазать, что реакция на входные наступала через 20 миллисекунд.
сли память не подводит, на SSME система управления работала с частотой дискретизации параметров всего 50 Гц
Цитатаsilentpom пишет:Период для частоты 50 Гц как раз и равняется 20 мс.ЦитатаГость 22 пишет:не знаю про частоту дискретизации, но точно можно скзазать, что реакция на входные наступала через 20 миллисекунд.
сли память не подводит, на SSME система управления работала с частотой дискретизации параметров всего 50 Гц
ЦитатаГость 22 пишет:Для современных средств измерения параметров и обработки данных, задержки в регуляторе можно считать нулевыми (если таковые не вносятся намеренно).
Реальная реакция должа еще добавить сколько-то на время обработки сигналов компьютером, но оно, скорее всего, много меньше периода дискретизации (на порядки? не знаю точно).
ЦитатаSalo пишет:Это как посмотреть! Если сравнивать с семейством РД-170, то при одинаковых УИ выигрываем на порядок в надежности, и в цене.ЦитатаПлейшнер пишет:И потеря примерно 20 с УИ.
Красота! Надежнейшая открытая схема и самые дешевые материалы дают "очень знакомый" УИ 311/337 :)
ЦитатаSGS_67 пишет:Это неверный подход, если будем регулировать по изменившимся выходным параметрам ТНА, то всегда будем опаздывать.ЦитатаПлейшнер пишет:Так она определяется инерционностью самих ТНА.ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
Остальное можно не учитывать в начальном приближении.
ЦитатаSGS_67 пишет:Проблема имхо не в получении о обработке, а в исполненительной части
Сейчас легко можно реализовать регулятор с любой практически мыслимой частотой получения и обработки данных
ЦитатаГость 22 пишет:SSME хотя и имеет два газогенератора, но все же не газ-газ.ЦитатаПлейшнер пишет:Если память не подводит, на система управления работала с частотой дискретизации параметров всего 50 Гц. Сейчас можно и больше сделать, скорее всего - kHz или даже MHz.ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
ЦитатаSGS_67 пишет:В весьма перерасширенном сопле был бы отрыв потока от огневой стенки с образованием возвратного течения.ЦитатаSalo пишет:Недо- или перерасширенное точно.
А здесь тоже высотное?
Чтоб сказать определенно, нужно фото более высокого качества.
На Рапторе с ролика сопло перерасширено, и весьма.
.
ЦитатаГость 22 пишет:ИМХО, определяющим тут будет скорость перемещения механических элементов в гидравлических трактах, т. е. исполнительных органах. Датчики и ЭВМ-то могут кГц держать, а вот помахать так "тарелками"/штоками дросселя - другое дело.
Сейчас можно и больше сделать, скорее всего - kHz или даже MHz.
Цитатаsilentpom пишет:Балансовое уравнение говорит следующее: сумма мощностей турбин (или просто мощность турбины, если она одна) равна сумме мощностей насосов.
а может кто нить из аксакалов пояснить, как у вас двигатели замыкаются по балансу и что-то с чем-то сходится?
ЦитатаSalo пишет:На !второй! !FH! - вполен себе ничего, 2-3 штуки поставить и вперед - за одно хорошо что дросселирование гораздо глубже.
50 тс на второй ступени F9/FH? На кой он там?
ЦитатаПлейшнер пишет:Это верный подход, независимо от объекта регулирования.ЦитатаSGS_67 пишет:Это неверный подход, если будем регулировать по изменившимся выходным параметрам ТНА, то всегда будем опаздывать.
Так она определяется инерционностью самих ТНА.
Остальное можно не учитывать в начальном приближении.
ЦитатаПлейшнер пишет:Давайте договоримся, что система автоматического управления состоит из:ЦитатаSGS_67 пишет:Проблема имхо не в получении о обработке, а в исполненительной части
Сейчас легко можно реализовать регулятор с любой практически мыслимой частотой получения и обработки данных
ЦитатаПлейшнер пишет:Опять же: современные средства управления позволяют обеспечить "искусственную" устойчивость почти на любом статически неустойчивом объекте. И даже системе таких объектов.
SSME хотя и имеет два газогенератора, но все же не газ-газ.
Статически неустойчив в моем понимании, это когда незначительное случайное изменение какого-либо параметра не самозатухает а наоборот усиливается.
ЦитатаSGS_67 пишет:Возможно у Маска для центрального посадочного Мерлина есть дополнительный контур управления для повышения точности и скорости регулирования тяги - линия рециркуляции с регулирующим клапаном с врезкой между выходом с насоса ТНА и форсуночной головкой и сбросом части расхода на вход насоса в ТНА.
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом. Правильно сделанной, конечно.
ЦитатаSGS_67 пишет:Объектом управления служит давление на форсунках. Управление производится путём перепуска топлива допустим с выхода насосов на их вход. Обороты ТНА во всём этом далеко не на первом месте.
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом. Правильно сделанной, конечно.
ЦитатаSGS_67 пишет:Вопрос к надежности, пассивные средства кардинально надежнее активных, а активные работающие на пределе возможностей еще менее надежны.
Опять же: современные средства управления позволяют обеспечить "искусственную" устойчивость почти на любом статически неустойчивом объекте. И даже системе таких объектов.
МСМ,это вообще не тот вопрос, которому следовало бы уделять много внимания в подобной теме.
ЦитатаSalo пишет:Как вариант - тяжёлая долгоживущая верхняя ступень FH для вывоза больших спутников ВВС напрямую на ГСО - криогенное топливо с высоким УИ там будет весьма кстати. Зачем-то ведь они заключили контракт на разработку Raptor upper-stage engine.
350 тс на второй ступени F9/FH? На кой он там?
ЦитатаApollo13 пишет:А испытания Raptor'а уже начались, и к слову, мне непонятно откуда сведения про "уменьшенный прототип". Маск на презентации ясно сказал что за счёт утроения рабочего давления им удалось утроить тягу оставаясь в размерности Merlin'а (в контексте что у них уже работает конвейер на 300 Merlin'ов в год которому не составит труда произвести необходимое количество двигателей для флота межпланетных кораблей и бустеров), так что циклопический агрегат вроде F-1 ждать всё равно не следует.
Испытания BE-4 должны начаться до конца этого года и закончиться до конца следующего. Причём это уже будет полномасштабный двигатель, а не уменьшенный прототип. И BE-4 несравненно проще Раптора.
ЦитатаАлександр Хороших пишет:
Кстати, пишут, что зажигание электроискровое (спарк игнишн) https://vk.com/away.php?to=http%3A%2F%2Fspaceflight101.com%2Fspx%2Fspacex-raptor%2F . Но на видео испытания в начальный момент видно зелёное пламя - как от триметилалюминия. Да и на Мерлине зажигание химическое. В общем, я теряюсь в догадках: то ли я ошибся, то ли сайт. :(
ЦитатаBoris Mekler пишет:Также пишут и исследователи в статьях, было бы глупо не использовать электроискровое зажигание для метана.
На презентации Маск абсолютно однозначно сказал что за счёт отказа от химического зажигания в пользу искрового топливную систему удалось значительно упростить
ЦитатаBoris Mekler пишет:Вообще то Маск собирался делать Раптор с земной тягой 690 тс, потом изменил решение на 230 тс. Так что , если отработка пройдет нормально и не будет аварийных пусков в чрезмерных количествах с финансовой точки зрения, то к варианту с земной тягой порядка 690 тс он еще вернется, гемной тяги 230 тс мало для марсианских проектов, слишком много двигателей на старте работают.
А испытания Raptor'а уже начались, и к слову, мне непонятно откуда сведения про "уменьшенный прототип". Маск на презентации ясно сказал что за счёт утроения рабочего давления им удалось утроить тягу оставаясь в размерности Merlin'а (в контексте что у них уже работает конвейер на 300 Merlin'ов в год которому не составит труда произвести необходимое количество двигателей для флота межпланетных кораблей и бустеров), так что циклопический агрегат вроде F-1 ждать всё равно не следует.
ЦитатаПлейшнер пишет:Не в начальный момент.
Зелень может давать еще медь
ЦитатаСергей пишет:А откуда цифра 230тс? У SpaceX написано 3050 кН земной тяги и 3500 кН - вакуумной.
Вообще то Маск собирался делать Раптор с земной тягой 690 тс, потом изменил решение на 230 тс. Так что , если отработка пройдет нормально и не будет аварийных пусков в чрезмерных количествах с финансовой точки зрения, то к варианту с земной тягой порядка 690 тс он еще вернется, гемной тяги 230 тс мало для марсианских проектов, слишком много двигателей на старте работают.
ЦитатаBoris Mekler пишет:Так он раньше озвучивал, пока не появились экспериментальные данные, возможно намеренно давал более низкие цифры, что бы показать, что сделано лучше , чем обещал.
А откуда цифра 230тс?
ЦитатаBoris Mekler пишет:Отсюда (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic13906/message1546571/#message1546571)
мне непонятно откуда сведения про "уменьшенный прототип"
ЦитатаBoris Mekler пишет:При одинаковой степени расширения сопла. Но даже у земного Раптора степень расширения гораздо больше чем у земного Мерлина (40 против 21).
Маск на презентации ясно сказал что за счёт утроения рабочего давления им удалось утроить тягу оставаясь в размерности Merlin'а
ЦитатаSalo пишет:Везет же некоторым, для МБР это бы не прокатило.
Они их испытывают без насадка.
ЦитатаSalo пишет:Спасибо за информацию, хоть мне это известно. Для вакуумных сопел такой отрыв сопровождался бы неустойчивой газодинамикой, об отсутствии которой я упоминал ранее.ЦитатаSGS_67 пишет:В весьма перерасширенном сопле был бы отрыв потока от огневой стенки с образованием возвратного течения.ЦитатаSalo пишет:Недо- или перерасширенное точно.
А здесь тоже высотное?
Чтоб сказать определенно, нужно фото более высокого качества.
На Рапторе с ролика сопло перерасширено, и весьма.
.
ЦитатаА давление на срезе земного сопла примерно 0,5 атм. Отсюда и сужение факела после выхода из сопла.Это тоже понятно.
ЦитатаАлександр Хороших пишет: Датчики и ЭВМ-то могут кГц держать, а вот помахать так "тарелками"/штоками дросселя - другое дело.Да бросьте.
ЦитатаWhile incapable of handling the full size of the expected Raptor engine unit, the Stennis test stand enabled the individual testing of each subcomponent of the 1MN scaled prototype that SpaceX currently has at its test facility in McGregor, Texas. (https://www.nasaspaceflight.com/?s=McGregor)Что и требовалось доказать.;)
ЦитатаOnce the final engine thrust was defined, the engine could be scaled up with relative ease. The full flow cycle is very helpful in that sense and the 1MN thrust level would already be considered a big engine.
With the production engines - as currently envisioned - it would need to triple its thrust. Not trivial, but still within what could be considered highly representative as a demonstrator.
On August 8, 2016, the first integrated Raptor demonstrator left its Hawthorne base for SpaceX's very own Raptor test stand in its McGregor testing facility.
With a thrust of 1MN (225klbf) at sea level, this was to be the first methane full flow engine to ever reach a test stand. In fact, it was the second full flow engine for any propellant.
Z5Glushko's RD-270 was the pioneer in 1967 - interestingly also designed for a Mars bounded rocket, the UR-700.
ЦитатаСергей пишет:Простите, но я не понял и половины таких умных слов... :(
Возможно у Маска для центрального посадочного Мерлина есть дополнительный контур управления для повышения точности и скорости регулирования тяги - линия рециркуляции с регулирующим клапаном с врезкой между выходом с насоса ТНА и форсуночной головкой и сбросом части расхода на вход насоса в ТНА.
ЦитатаСтарый пишет:Так, пора начать ликбез.ЦитатаSGS_67 пишет:Объектом управления служит давление на форсунках.
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом. Правильно сделанной, конечно.
Цитата Управление производится путём перепуска топлива допустим с выхода насосов на их вход.Это где ж ты откопал такие движки?
ЦитатаОбороты ТНА во всём этом далеко не на первом месте.Обороты ТНА при всём этом именно на первом месте. И регулируются они подачей меньшего компонента в ГГ ТНА при помощи пропорционального клапана, типа золотника.
ЦитатаПлейшнер пишет:Впечатлило не сильно.
Старый и Сергей уже ответили.
ЦитатаА регулировать быстрые процессы, воздействуя на самый инертный элемент - неверный подход.Какие именно быстрые процессы, которые нужно регулировать, Вы имеете в виду?
ЦитатаТак можно "додуматься" до регулирования давлением наддува бака - тоже ведь влияет ;)Это просто глупо.
ЦитатаSGS_67 пишет:Чтобы проводить ликбез надо знать хотя бы основы того о чём пытаешься судить.
Так, пора начать ликбез.
ЦитатаГлавным целевым параметром СУ двигателем является его тяга, или давление в КС, как однозначно связанная с ним величина при заданных внешних условиях. Задатчиком параметра является автопилот ракеты.
ЦитатаSGS_67 пишет:А много ты видел движков замкнутой схемы с двумя отдельными ТНА работающими на одну камеру сгорания?
Это где ж ты откопал такие движки?
Из тех, с устройством которых я знаком, только некоторые имеют подобный перепуск, и только по одному из компонентов .
И вовсе не для регулировки тяги, поскольку таким путём её можно менять лишь в малых пределах.
Сомневаюсь, что в новейших движках сохранили подобную архаику.
ЦитатаСтарый пишет:Можно для меня тоже ликбез? Есть же регулирование тяги первой ступени на ракетах с боковушками? Чтобы в 1 ступени после отстрела боковушек осталось больше топлива.
Тяга двигателя в полёте как правило вообще не регулируется
ЦитатаСтарый пишет:Вот именно.ЦитатаSGS_67 пишет:Чтобы проводить ликбез надо знать хотя бы основы того о чём пытаешься судить.
Так, пора начать ликбез.
ЦитатаНет.ЦитатаГлавным целевым параметром СУ двигателем является его тяга, или давление в КС, как однозначно связанная с ним величина при заданных внешних условиях. Задатчиком параметра является автопилот ракеты.Целью регулирования является обеспечение газодинамической устойчивости двигателя, и речь шла именно об этом.
Цитата Тяга двигателя в полёте как правило вообще не регулируется, за исключением редких случаев дросселирования.Ой-вэй... Тяжко с тобой, потому, что ты действительно так думаешь...
Цитата Автопилот ракеты вообще не управляет тягой двигателя.Ошибаешься.
ЦитатаПовторяю ещё раз: речь шла о газодинамической устойчивости и её искусственном обеспечении с помощью системы управления.Нельзя выделять эту попутную задачу из основной.
ЦитатаРегулирование соотношения компонентов это вообще не проблема так как изменение соотношения компонентов происходит медленно а в идеале вообще не происходит.Конечно, не проблема.
ЦитатаСтарый пишет:Бляха-муха, я ж тебя спросил, где ты взял движки с регулировкой тяги путём перепуска из насосов в обратку ?ЦитатаSGS_67 пишет:А много ты видел движков замкнутой схемы с двумя отдельными ТНА работающими на одну камеру сгорания?
Это где ж ты откопал такие движки?
Из тех, с устройством которых я знаком, только некоторые имеют подобный перепуск, и только по одному из компонентов .
И вовсе не для регулировки тяги, поскольку таким путём её можно менять лишь в малых пределах.
Сомневаюсь, что в новейших движках сохранили подобную архаику.
ЦитатаSalo пишет:Спасибо, весьма отрезвляющая информация.
Т.е. испытывали прототип с тягой 100 тс. 8)
ЦитатаПлейшнер пишет:Написано столь умно, что требуется расшифровка.ЦитатаSGS_67 пишет:Вопрос к надежности, пассивные средства кардинально надежнее активных, а активные работающие на пределе возможностей еще менее надежны.
Опять же: современные средства управления позволяют обеспечить "искусственную" устойчивость почти на любом статически неустойчивом объекте. И даже системе таких объектов.
МСМ,это вообще не тот вопрос, которому следовало бы уделять много внимания в подобной теме.
Отсюда и был вопрос про время реакции.
ЦитатаSGS_67 пишет:чего тут непонятного?ЦитатаПлейшнер пишет:Написано столь умно, что требуется расшифровка.ЦитатаSGS_67 пишет:Вопрос к надежности, пассивные средства кардинально надежнее активных, а активные работающие на пределе возможностей еще менее надежны.
Опять же: современные средства управления позволяют обеспечить "искусственную" устойчивость почти на любом статически неустойчивом объекте. И даже системе таких объектов.
МСМ,это вообще не тот вопрос, которому следовало бы уделять много внимания в подобной теме.
Отсюда и был вопрос про время реакции.
Что есть пассивные и активные средства?
Что есть предел возможностей активных устройств?
ЦитатаСтарый пишет:SSME?
А много ты видел движков замкнутой схемы с двумя отдельными ТНА работающими на одну камеру сгорания?
ЦитатаSGS_67 пишет:С терминологией ознакомили, до физики пока не дошли.ЦитатаСтарый пишет:Так, пора начать ликбез.ЦитатаSGS_67 пишет:Объектом управления служит давление на форсунках.
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом. Правильно сделанной, конечно.
Объектом управления может служить только то, что можно увидеть и пощупать.
В данном случае, это двигатель (или ТНА, в узком смысле, как наиболее инерционная его часть).
Главным целевым параметром СУ двигателем является его тяга, или давление в КС, как однозначно связанная с ней величина при заданных внешних условиях. Задатчиком параметра является автопилот ракеты.
Вторым по значимости целевым параметром является соотношение расходов компонентов . Его задаёт система СОБ. Которая может использовать в качестве входных величин давление на форсунках Г и О. А может использовать и другие величины для вычисления этого соотношения.
Остальное менее существенно.
ЦитатаSGS_67 пишет:Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь, забываете или не знаете , что в основе при разработке СУ лежит физическая модель реального объекта, сведенная к математической модели, которую управленцам дают разработчики движков, без этой модели не будет и СУ. После изложенного ваши рекомендации и оценки двигателистам выглядят смешно. Почитайте про отработку двигателя F-1, вибрационное горение появлялась не на всех испытаниях, исследовался и дорабатывался реальный объект, и пока не уточнили ПРИБЛИЖЕННУЮ, НЕ УНИВЕРСАЛЬНУЮ модель, никакая СУ не могла исправить положение.ЦитатаСергей пишет:Простите, но я не понял и половины таких умных слов... :(
Возможно у Маска для центрального посадочного Мерлина есть дополнительный контур управления для повышения точности и скорости регулирования тяги - линия рециркуляции с регулирующим клапаном с врезкой между выходом с насоса ТНА и форсуночной головкой и сбросом части расхода на вход насоса в ТНА.
Не, разобрался-таки в общем.
Скажу только, что проецировать понятия систем управления 60+летней давности на новейшие изделия было бы несколько необдуманно.
В такой врезке для Мерлина нет нужды. Инерция ступени и наличие амортизаторов позволяет обойтись без подобной экзотики.
Там сложнее обеспечить газодинамическую устойчивость движка при его глубоком дросселировании.
Не знаю, как устроен там центральный, но у меня есть подозрение, что у него сопло короче, чем у остальных 8-ми. :)
ЦитатаSGS_67 пишет:Речь шла о конкретном центральном посадочном двигателе , о котором нет информации, поэтому приходится делать предположения о способах повышения точности управления величиной тяги на основании видео посадки, скорости снижения и оценки потребной точности управления тягой. Так что вас пост отражает лишь ваш уровень знаний в области двигателей, крайне не достаточный.
Управление производится путём перепуска топлива допустим с выхода насосов на их вход.
Это где ж ты откопал такие движки?
Из тех, с устройством которых я знаком, только некоторые имеют подобный перепуск, и только по одному из компонентов .
И вовсе не для регулировки тяги, поскольку таким путём её можно менять лишь в малых пределах.
Сомневаюсь, что в новейших движках сохранили подобную архаику.
ЦитатаSalo пишет:Дополнительная информация от автора статьи - http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41363.msg1594067#msg1594067
Т.е. испытывали прототип с тягой 100 тс. 8)
ЦитатаQuote from: Dante80 on 10/03/2016 06:23 PM (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41363.msg1594027#msg1594027)То есть получается что прототип уменьшен (правда неизвестно насколько), но рассчитан на все 300 атмосфер давления. По идее стотонный вариант Раптора весьма неплохо смотрится на второй ступени Falcon 9...ЦитатаI think that Musk will be doing and AMA this week or the next. It would be pretty cool to get some more answers about Raptor, especially after the added info we got from this great article.1) It was a complete rocket, it included a 27MW turbo machinery. It's in the article.
1. Was the test firing using the full engines' powerpack, or was it only a chamber test?
2. Was TEA-TEB used, or a spark igniter (the video I think is inconclusive on that)?
3. Will this dev article reach during development the high pressures intended for the ITS Raptor?
4. Will the end of development for this 1MN variant involve an acceptance test at Stennis (as per the USAF contract)?
2) I don't know if it included the spark ignition. Somebody should include that question in the AMA.
3) I would guess that it has the capability of reaching full Pc, because 27MW is more MW/kN of any non hydrogen rocket.
4) I think it is a possibility. I don't have information but I would be surprised if two things were not true:
a) this won't be the only demonstrator.
b) this prototype or the next one isn't used to complete the USAF contract.
ЦитатаSGS_67 пишет:Вы постоянно говорите не о том контуре управления, о котором говорят здесь по крайней мере 4 человека.
Именно поэтому движком можно и нужно управлять при помощи оборотов ТНА.
ЦитатаSGS_67 пишет:Можно выделять эту задачу отдельно, даже если физически она решается в одном и том же вычислителе.ЦитатаПовторяю ещё раз: речь шла о газодинамической устойчивости и её искусственном обеспечении с помощью системы управления.Нельзя выделять эту попутную задачу из основной.
Реализация современного регулятора подразумевает решение всего комплекса задач по управлению объектом, в виде единого целого, в которой подсистемы существуют только в виде подпрограмм, а то и вообще присутствуют неявно в неком многопараметрическом уравнении.
ЦитатаСергей пишет:В "прямом эфире" можно попробовать узнать, насколько это специалист по СУ :)
Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь
Цитатаsilentpom пишет:Дросселируют какраз в основном уменьшением подачи топлива в ГГ и соответственно уменьшением оборотов ТНА. Но дросселирование в полёте это медленный процесс сравнимый с инерционностью ротора, а вот когда требуется быстрое регулирование то приходится применять другие методы.
ну и у вакуумных движков тяга нехило так должна дросселироваться, иначе тот же фалкон буден на 9g спутник выводить
ЦитатаBoris Mekler пишет: ... По идее стотонный вариант Раптора весьма неплохо смотрится на второй ступени Falcon 9...Тем более, что ВВС США именно этого от спейсикса и хочет (и даже денег немного дали на это дело).
ЦитатаSGS_67 пишет:- ога, и параметры, тово, отмасштабированы?ЦитатаSalo пишет:Спасибо, весьма отрезвляющая информация.
Т.е. испытывали прототип с тягой 100 тс. 8)
Так, значит, и запишем - "скейлэд". :)
Цитатаvlad7308 пишет:Того, про что я спросил.ЦитатаSGS_67 пишет:чего тут непонятного?ЦитатаПлейшнер пишет:Написано столь умно, что требуется расшифровка.
Вопрос к надежности, пассивные средства кардинально надежнее активных, а активные работающие на пределе возможностей еще менее надежны.
Отсюда и был вопрос про время реакции.
Что есть пассивные и активные средства?
Что есть предел возможностей активных устройств?
Цитатапассивные устройства превращают состояние системы в динамически устойчивое.Стало ещё непонятнее.
Цитата то есть в "дно потенциальной ямы" (в расширенном математическом смысле)Это называется просто устойчивым состоянием (и не в математическом смысле, ибо там устойчивость определяется совсем по-другому).
Цитатаактивные устройства позволяют поддерживать динамически неустойчивую систему в состоянии около требуемого, путем постоянного управления, т.е. управляющих коррекций.Ещё раз: что есть активные, как и пассивные, устройства?
ЦитатаСергей пишет:Это основа технического общения.
С терминологией ознакомили, до физики пока не дошли.
ЦитатаСергей пишет:
Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь, забываете или не знаете , что в основе при разработке СУ лежит физическая модель реального объекта, сведенная к математической модели, которую управленцам дают разработчики движков, без этой модели не будет и СУ.
Цитата После изложенного ваши рекомендации и оценки двигателистам выглядят смешно.Скажите, вы двигателист, или просто выступаете от их имени?
ЦитатаСергей пишет:Оцените потребную точность управления тягой.
Речь шла о конкретном центральном посадочном двигателе , о котором нет информации, поэтому приходится делать предположения о способах повышения точности управления величиной тяги на основании видео посадки, скорости снижения и оценки потребной точности управления тягой.
ЦитатаBoris Mekler пишет:Мне тоже так подумалось.
То есть получается что прототип уменьшен (правда неизвестно насколько), но рассчитан на все 300 атмосфер давления. По идее стотонный вариант Раптора весьма неплохо смотрится на второй ступени Falcon 9...
ЦитатаПлейшнер пишет:Тут возможны варианты.ЦитатаSGS_67 пишет:Вы постоянно говорите не о том контуре управления, о котором говорят здесь по крайней мере 4 человека.
Именно поэтому движком можно и нужно управлять при помощи оборотов ТНА.
ЦитатаСледуя вашему примеру об автопилоте, и переходя к управлению всей ракетой, можно говорить о том что автопилот управляет например тангажем, но тангажем управляет и автомат стабилизации но совсем по другим законам и совсем с другим временем реакции - это другой контур управления - управление, главной задачей которого является не траектория ракеты а устойчивость ракеты в полетеДавайте сперва вернёмся к определениям.
Проведите аналогию с управлением тягой двигателя и управлением устойчивостью двигателя.
ЦитатаСтарый пишет:Постоянная времени реакции ТНА - десятые доли секунды, которую можно даже уменьшить за счёт форсирования переходного процесса. Зачем надо быстрей?Цитатаsilentpom пишет:Дросселируют какраз в основном уменьшением подачи топлива в ГГ и соответственно уменьшением оборотов ТНА. Но дросселирование в полёте это медленный процесс сравнимый с инерционностью ротора,
ну и у вакуумных движков тяга нехило так должна дросселироваться, иначе тот же фалкон буден на 9g спутник выводить
Цитата а вот когда требуется быстрое регулирование то приходится применять другие методы.В звёздные войны заигрался, чтоль?
ЦитатаА быстрое регулирование требуется в основном для искусственного обеспечения устойчивости работы.Как раз такой подход - верный путь пустить движок вразнос. Тебе это может подтвердить любой грамотный двигателист.
ЦитатаЕсть ещё такая проблема как низкочастнотные колебания в ГГ.При таком джедайском способе управления, какой ты предлагаешь тут с некоторыми, получишь всё разнообразие видов колебаний в гидро- газодинамическом тракте двигателя.
Цитата При сильном дросселировании подача топлива в ГГ уменьшается, перепад на форсунках уменьшается, ГГ выходит из устойчивой зоны и могут начаться НЧ-колебания. Надо чтоб топливо в ГГ подавалось при постоянном давлении и соответственно мощность ТНА оставалась постоянной.Для нынешних движков это не совсем так, поскольку СУ может учитывать входное давление на клапане регулятора тяги, и менять его проходное сечение для обеспечения неизменности целевого расхода. Вот там, как раз, и нужно малое время реакции, которое обеспечивается конструкцией клапана и его приводов.
Цитата Тогда одним дросселем уменьшают подачу топлива в камеру сгорания а другим увеличивают перепуск на вход ТНА. Для ТНА ничего не меняется, он как качал топливо так и качает, а о том что в камеру сгорания идёт лишь часть он даже не знает.Так может быть именно при глубоком дросселировании, чтоб не допустить падение давления на выходе ниже предельных значений.
ЦитатаSGS_67 пишет:Как только Вы дочитаете "Википедию" до места где написано что одной из задач СУ является стабилизация, демпфирование, улучшение устойчивости ( как хотите, это все практически синонимы) , что для этого не нужны и бесполезны навигационная система и полетный компьютер, а используется совершенно другой набор датчиков ( параметров) то Вы по идее должны сразу бросить "отвечать на вопросы" и "устраивать ликбезы" :)
Давайте сперва вернёмся к определениям.
Задачей управления полётом в целом является выведение ПН в заданную точку пространства с заданными параметрами движения в заданный момент времени .
Для её обеспечения, на ракете существуют следующие системы:
1. Навигационная. Измеряет текущие параметры движения. Напр., угловое положение, (кажущуюся) скорость, в некоторых случаях, и положение ракеты в пространстве.
2. Полётный компьютер. Преобразует текущие параметры движения, и их отклонения от расчётных значений, в параметры управления, в соответствии с полётным заданием . Грубо говоря, в требуемые изменения скорости и углового положения.
3. Автопилот. Главный исполнитель. Преобразует параметры управления в команды, или целевые параметры для оконечных исполнительных устройств.
4. Конечные исполнители. Устанавливают и поддерживают текущие регулируемые параметры (тягу ДУ, углы наклона горшков и т.д) в соответствии в целевыми параметрами, поставляемыми автопилотом.
В целом, деление логическое. Например, физически первые 3 системы можно объединить в один компактный узел под управлением, скажем, только одного микропроцессора.
Если есть возражения и дополнения - покорнейше прошу.
Если нет - тогда продолжу отвечать на Ваш вопрос.
ЦитатаSGS_67 пишет:А мне показалось что это ты путаешь топливо с горючим и возможно даже считаешь что горючее это не топливо.ЦитатаТогда одним дросселем уменьшают подачу топлива в камеру сгорания а другим увеличивают перепуск на вход ТНА. Для ТНА ничего не меняется, он как качал топливо так и качает, а о том что в камеру сгорания идёт лишь часть он даже не знает.ЗЗЫ. Да, и прекращай путать топливо с горючим..
ЦитатаSGS_67 пишет:Только в схеме газ-газ топливо подается в камеру не после насосов а после турбин, причем с двух.
Поскольку давление на выходе насосов не может изменяться быстро .
ЦитатаSGS_67 пишет:Ваши оппоненты отвечают вам с точки физики, вы же пытаетесь перевести обсуждение с физики на термины, определения, делая вид, что не понимаете, что отвечает оппонент. Вы преподаватель по ТАР ?ЦитатаСергей пишет:Это основа технического общения.
С терминологией ознакомили, до физики пока не дошли.
Иначе дальше не продвинемся.
ЦитатаSGS_67 пишет:И так, установили , что вы не двигателист, и модель для разработки СУ разработать не можете (я то же не могу), поэтому предлагаю ограничиться рассмотрением возможных схемных решений движков с точки зрения физики. Я не хуже вас могу процитировать курс лекций по теории автоматического регулирования, загнуть про АФЧХ и т.п., только для этого есть другие форумы, зачем здесь людям засорять мозги не нужной им терминологией?ЦитатаСергей пишет:
Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь, забываете или не знаете , что в основе при разработке СУ лежит физическая модель реального объекта, сведенная к математической модели, которую управленцам дают разработчики движков, без этой модели не будет и СУ.
:o
Это где ж я про такое не знал??
Уважаемый Сергей, в основе любой СУ лежит модель объекта, которую можно описать математически.
Так, например, для регулятора движка по тяге, в начальном приближении её можно представить инерционным звеном 1-го порядка, с постоянной времени, определяемой моментом инерции вращающейся структуры ТНА.
Другое дело, что современные регуляторы могут использовать весьма сложные и нелинейные модели, частью трудно представляемых параметрически, и задаваемых табличными зависимостями.
Лет 50 назад о таком не могли и мечтать. Не было подходящей элементной базы.
Оттого нельзя даже и близко сравнивать конкретные реализации СУ тогда, и сейчас.
ЦитатаSGS_67 пишет:От периода начального технического обучения остался диплом техника по ЖРД.ЦитатаПосле изложенного ваши рекомендации и оценки двигателистам выглядят смешно.Скажите, вы двигателист, или просто выступаете от их имени?
ЦитатаSGS_67 пишет:Ясно, преподаватель. Но я не ваш ученик. Но если заплатите - могу и в цифрах, но это дорого.ЦитатаСергей пишет:Оцените потребную точность управления тягой.
Речь шла о конкретном центральном посадочном двигателе , о котором нет информации, поэтому приходится делать предположения о способах повышения точности управления величиной тяги на основании видео посадки, скорости снижения и оценки потребной точности управления тягой.
Ибо иначе это всё - не более, чем словесный спам.
ЦитатаСергей пишет:- а вот почтенный "перегрев" объяснял просто , на пальцах. и бесплатно. ;)
Ясно, преподаватель. Но я не ваш ученик. Но если заплатите - могу и в цифрах, но это дорого.
ЦитатаSeerndv пишет:Здесь требуется другой уровень объяснений, на пальцах будет не убедительно, и появится "роман" листов на тридцать. Оппонент хочет строго научного ответа с соответствующей терминологией. А почтенному "перегреву " не задавали вопросов, связанных с ТАР.ЦитатаСергей пишет:- а вот почтенный "перегрев" объяснял просто , на пальцах. и бесплатно. ;)
Ясно, преподаватель. Но я не ваш ученик. Но если заплатите - могу и в цифрах, но это дорого.
ЦитатаПлейшнер пишет:Ну, так займитесь делом, вместо того, чтобы в жеппу кричать...ЦитатаСергей пишет:В "прямом эфире" можно попробовать узнать, насколько это специалист по СУ :)
Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь
ЦитатаПлейшнер пишет:Впечатлён Вашими успехами в изучении википедии.
Как только Вы дочитаете "Википедию" до места где написано что одной из задач СУ является стабилизация, демпфирование, улучшение устойчивости ( как хотите, это все практически синонимы) ,
Цитата что для этого не нужны и бесполезны навигационная система и полетный компьютер, а используется совершенно другой набор датчиков ( параметров) то Вы по идее должны сразу бросить "отвечать на вопросы" и "устраивать ликбезы".Простите, но комментировать подобное желания просто нет.
ЦитатаСтарый пишет:Естественно, я считаю, что горючее - это не топливо, а лишь один из его компонентов.ЦитатаSGS_67 пишет:А мне показалось что это ты путаешь топливо с горючим и возможно даже считаешь что горючее это не топливо.ЦитатаТогда одним дросселем уменьшают подачу топлива в камеру сгорания а другим увеличивают перепуск на вход ТНА. Для ТНА ничего не меняется, он как качал топливо так и качает, а о том что в камеру сгорания идёт лишь часть он даже не знает.ЗЗЫ. Да, и прекращай путать топливо с горючим..
ЦитатаИ главное - перестань путать систему управления двигателя и систему управления ракеты.Где ты увидел путаницу?
ЦитатаНасколько я понимаю про систему управления двигателя ты никогда даже и не слышал?Понимаешь неправильно. Ибо об этом здесь сейчас и речь.
ЦитатаСтарый пишет:От этого твои гальюцинации на тему методов управления двигателем не перестанут быть таковыми. :D
SGS_67 , и вобще мой текст на который ты отвечал был адресован не тебе.
Цитата Тебе я бы такого текста никогда не написал ибо ты заведомо не способен его понять.Я понял больше, чем тебе хотелось.
ЦитатаПлейшнер пишет:Причём здесь камера?ЦитатаSGS_67 пишет:Только в схеме газ-газ топливо подается в камеру не после насосов а после турбин, причем с двух.
Поскольку давление на выходе насосов не может изменяться быстро .
ЦитатаНа форуме неоднократно приводили высказывания профессионалов о присущей именно схеме газ-газ неустойчивости.Для того, чтобы выделить основные причины неустойчивости в двигателе Раптор, не обязательно быть профессионалом в проектировании двигателей.
ЦитатаДискуссия возникла как раз по этому поводу, что это за характер неустойчивости и (или) хотя бы потребные реакции СУ для активного воздействия на эту неустойчивость.Я не заметил, что дискуссия возникла именно по поводу этой схемы.
ЦитатаСергей пишет:Мды?ЦитатаSGS_67 пишет:Ваши оппоненты отвечают вам с точки физики,ЦитатаСергей пишет:Это основа технического общения.
С терминологией ознакомили, до физики пока не дошли.
Иначе дальше не продвинемся.
Цитата вы же пытаетесь перевести обсуждение с физики на термины, определения, делая вид, что не понимаете, что отвечает оппонент. Вы преподаватель по ТАР ?Правда - не понимаю. Особенно когда оппонент не понимает этого сам.
ЦитатаЗато Вы хороший специалист приписывать собеседнику выдуманные Вами же свойства.ЦитатаSGS_67 пишет:И так, установили , что вы не двигателист, и модель для разработки СУ разработать не можете (я то же не могу),
Уважаемый Сергей, в основе любой СУ лежит модель объекта, которую можно описать математически.
Так, например, для регулятора движка по тяге, в начальном приближении её можно представить инерционным звеном 1-го порядка, с постоянной времени, определяемой моментом инерции вращающейся структуры ТНА.
Другое дело, что современные регуляторы могут использовать весьма сложные и нелинейные модели, частью трудно представляемых параметрически, и задаваемых табличными зависимостями.
Лет 50 назад о таком не могли и мечтать. Не было подходящей элементной базы.
Оттого нельзя даже и близко сравнивать конкретные реализации СУ тогда, и сейчас.
ЦитатаИ так, установили , что вы не двигателистКто это установил, болезный?
Цитата Я не хуже вас могу процитировать курс лекций по теории автоматического регулирования, загнуть про АФЧХ и т.п., только для этого есть другие форумы, зачем здесь людям засорять мозги не нужной им терминологией?Потому, что в отсутствие единой терминологии обсуждение будет похоже на игру в шашки, где один из противников ходит по белым полям, а второй - по чёрным.
ЦитатаОт периода начального технического обучения остался диплом техника по ЖРД.Хотелось бы надеяться, что без практического применения... :(
ЦитатаСергей пишет:Думайте, что хотите, но давайте в цифрах. Размер компенсации, кстати, тоже в них.
Ясно, преподаватель. Но я не ваш ученик. Но если заплатите - могу и в цифрах, но это дорого.
ЦитатаSGS_67 пишет:Когда нет аргументов, переходим на личности, сползает и маска "учености".ЦитатаИ так, установили , что вы не двигателистКто это установил, болезный?
Я просто пошутил. :)
ЦитатаSGS_67 пишет:Вы полагаете, что на основании вашего словоблудия можно что то спроектировать-ошибаетесь. У меня то лет 25 проектной работы за плечами, а у вас вообще дальше около научных слов ничего нет.ЦитатаЯ не хуже вас могу процитировать курс лекций по теории автоматического регулирования, загнуть про АФЧХ и т.п., только для этого есть другие форумы, зачем здесь людям засорять мозги не нужной им терминологией?Потому, что в отсутствие единой терминологии обсуждение будет похоже на игру в шашки, где один из противников ходит по белым полям, а второй - по чёрным.
Терминология - это то, с чего начинается изучение любой дисциплины.
Очень жаль, что оппоненты, включая и Вас, ею не владеют. Потому, что не смогут никогда создать вещь подобного свойства, и даже адекватно представить себе, как работает уже созданное другими.
ЦитатаSGS_67 пишет:Это ж было начальное образование, высшее уже - производство летательных аппаратов, а у вас какое образование?
От периода начального технического обучения остался диплом техника по ЖРД.
Хотелось бы надеяться, что без практического применения... :(
ЦитатаSGS_67 пишет:Да , похоже я ошибся, не учитель по профессии, с русским языком плоховато, мысль не может ясно выразить, но учит, учит.... да и способ обучения - через розги , много говорит об умственных способностях.ЦитатаСергей пишет:Думайте, что хотите, но давайте в цифрах. Размер компенсации, кстати, тоже в них.
Ясно, преподаватель. Но я не ваш ученик. Но если заплатите - могу и в цифрах, но это дорого.
ЗЫ. Ежели бы некто, с подобным диким хаосом на чердаке, вдруг оказался бы моим учеником,
я бы начал с регулярных розг, до наступления ресета.
С последующей загрузкой.
Такшта.
ЦитатаSGS_67 пишет:Это Вам теперь так очень хочется думать , что разговор был не об этом, а "по общим вопросам"ЦитатаДискуссия возникла как раз по этому поводу, что это за характер неустойчивости и (или) хотя бы потребные реакции СУ для активного воздействия на эту неустойчивость.Я не заметил, что дискуссия возникла именно по поводу этой схемы.
Она по поводу принципов управления двигателем, общих для ЖРД любой схемы , в т.ч, и газ-газ.
Без уяснения которых пытаться рассуждать о причинах неустойчивости последней, а также методах её компенсации, не имеет смысла.
Цитатаи потом еще раз
SGS_67 пишет:ЦитатаПлейшнер пишет:Так она определяется инерционностью самих ТНА.ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
Остальное можно не учитывать в начальном приближении.
ЦитатаSGS_67 пишет:А когда Вам показали, что для регулирования устойчивости время реакции ТНА можно обойти ( путем перепуска топлива ),
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом.
ЦитатаSGS_67 пишет:О. Это новое амплуа - теперь не просто учитель, теперь спаситель
Ликбез же не для вас 4-х, а для тех, кто способен к восприятию, и кто ненароком может принять вас за специалистов в данной области, получив при этом аберрацию простейших понятий, которую потом будет исправить нелегко.
ЦитатаПлейшнер пишет:Да это, как и было озвучено ранее, ВалериЖ, проекция S. Демагог со стажем, работает на "молчаливых читателей" (способных к восприятиню) :DЦитатаSGS_67 пишет:О. Это новое амплуа - теперь не просто учитель, теперь спаситель
Ликбез же не для вас 4-х, а для тех, кто способен к восприятию, и кто ненароком может принять вас за специалистов в данной области, получив при этом аберрацию простейших понятий, которую потом будет исправить нелегко.
Интересно, а спасаемые хотят чтобы Вы их спасали? Ну хоть один человек найдется?
ЦитатаDeflang пишет:"это науке неизвестно!" (с) "Карнавальная ночь".
Интересно, есть ли на этом форуме хоть один человек, с которым вы бы не посрались?
ЦитатаСергей пишет:Уважаемый, Вы сами уделяете моей личности столько времени, что давно уже перестали писать по теме.ЦитатаSGS_67 пишет:Когда нет аргументов, переходим на личности, сползает и маска "учености".ЦитатаИ так, установили , что вы не двигателистКто это установил, болезный?
Я просто пошутил. :)
ЦитатаОпять приписываете мне то, чего я не говорил, и тут же сами себя опровергаете.ЦитатаSGS_67 пишет:Вы полагаете, что на основании вашего словоблудия можно что то спроектировать-ошибаетесь.
Потому, что в отсутствие единой терминологии обсуждение будет похоже на игру в шашки, где один из противников ходит по белым полям, а второй - по чёрным.
Терминология - это то, с чего начинается изучение любой дисциплины.
Очень жаль, что оппоненты, включая и Вас, ею не владеют. Потому, что не смогут никогда создать вещь подобного свойства, и даже адекватно представить себе, как работает уже созданное другими.
Цитата У меня то лет 25 проектной работы за плечами, а у вас вообще дальше около научных слов ничего нет.С таким понятийным бардаком, относительно безопасно для дела и окружающих людей, можно проектировать разве что гири...
ЦитатаДля поднятых здесь вопросов, это не имеет значения.ЦитатаЭто ж было начальное образование, высшее уже - производство летательных аппаратов, а у вас какое образование?
ЦитатаВы опять всё переставили с ног на голову.ЦитатаSGS_67 пишет:Да , похоже я ошибся, не учитель по профессии, с русским языком плоховато, мысль не может ясно выразить, но учит, учит.... да и способ обучения - через розги , много говорит об умственных способностях.ЦитатаСергей пишет:Думайте, что хотите, но давайте в цифрах. Размер компенсации, кстати, тоже в них.
Ясно, преподаватель. Но я не ваш ученик. Но если заплатите - могу и в цифрах, но это дорого.
ЗЫ. Ежели бы некто, с подобным диким хаосом на чердаке, вдруг оказался бы моим учеником,
я бы начал с регулярных розг, до наступления ресета.
С последующей загрузкой.
Такшта.
ЦитатаDeflang пишет:О чём вы?
Интересно, есть ли на этом форуме хоть один человек, с которым вы бы не посрались?
ЦитатаSGS_67 пишет:Да какая вы личность,не уважаемый, пустозвон, мне ваше словоблудие надоело, ставлю вас в игнор.ЦитатаСергей пишет:Уважаемый, Вы сами уделяете моей личности столько времени, что давно уже перестали писать по теме.ЦитатаSGS_67 пишет:Когда нет аргументов, переходим на личности, сползает и маска "учености".ЦитатаИ так, установили , что вы не двигателистКто это установил, болезный?
Я просто пошутил. :)
ЦитатаПлейшнер пишет:Точно так же я бы написал и сейчас, и через 10 лет.ЦитатаSGS_67 пишет:Это Вам теперь так очень хочется думать , что разговор был не об этом, а "по общим вопросам"ЦитатаДискуссия возникла как раз по этому поводу, что это за характер неустойчивости и (или) хотя бы потребные реакции СУ для активного воздействия на эту неустойчивость.Я не заметил, что дискуссия возникла именно по поводу этой схемы.
Она по поводу принципов управления двигателем, общих для ЖРД любой схемы , в т.ч, и газ-газ.
Без уяснения которых пытаться рассуждать о причинах неустойчивости последней, а также методах её компенсации, не имеет смысла.
Ничего подобного, дискуссия возникла именно по поводу схемы ГАЗ-ГАЗ.
Где Вы на вопрос о потребном времени реакции СУ для управления устойчивостью заявилиЦитатаSGS_67 пишет:и потом еще разЦитатаПлейшнер пишет:Так она определяется инерционностью самих ТНА.ЦитатаГость 22 пишет:Спасибо. А какова должна быть скорость реакции системы управления ( оценочно конечно же) ?
Схема "Газ-Газ" с двумя независимыми ТНА в любом случае неустойчива, так что управление нужно.
Остальное можно не учитывать в начальном приближении.ЦитатаSGS_67 пишет:
Тогда, как изменение кинетического момента подвижной части ТНА (объекта управления) требует времени на порядок большего.
Им, собственно, и определяется время реакции системы управления в целом.
ЦитатаА когда Вам показали, что для регулирования устойчивости время реакции ТНА можно обойти ( путем перепуска топлива ),Я несколько раз просил привести пример двигателя, в котором был бы реализован данный принцип управления.
ЦитатаВы начали рассказывать про дросселирование тяги.Я?? :o
Цитатаvlad7308 пишет:Да вроде приводили цифры что при "пушечном" запуске двигатель выходит на режим меньше чем за секунду.
а кстати, так ли велика инерция ТНА?
он ведь не в вакууме крутится, он качает тяжелые и довольно вязкие жидкости, и при снижении крутящего момента должен тормозиться очень быстро.
В цифрах - к примеру, за 0.1 сек затормозится ли он со 100 до 90% от номинала?
Если да, то этого вроде бы достаточно для довольно тонкого и точного управления тягой?
ЦитатаSGS_67 пишет:Шли бы Вы... в другую тему.
Но это было в другой теме.
ЦитатаSGS_67 пишет:Ну это же Вы в то время когда разговор идет про неустойчивости, все время рассказываете про зависимость тяги от давления? Или тяги от расхода? Или тяги от оборотов. Или не Вы?ЦитатаВы начали рассказывать про дросселирование тяги.Я?? :o
Уважаемый, здесь у кого-то точно проблемы с адекватностью восприятия действительности.
Ибо о дросселировании тяги здесь рассказывал некто другой.
ЦитатаSalo пишет:
"это науке неизвестно!" (с) "Карнавальная ночь".
ЦитатаSalo пишет:Здес, вообще-то, про двигатели.
Шли бы Вы... в другую тему.
Цитатаvlad7308 пишет:Ну, это для кого как.
а кстати, так ли велика инерция ТНА?
он ведь не в вакууме крутится, он качает тяжелые и довольно вязкие жидкости, и при снижении крутящего момента должен тормозиться очень быстро.
ЦитатаВ цифрах - к примеру, за 0.1 сек затормозится ли он со 100 до 90% от номинала?Затормозится даже больше.
ЦитатаЕсли да, то этого вроде бы достаточно для довольно тонкого и точного управления тягой?Естественно.
ЦитатаПлейшнер пишет::o
Но дело не в этих долях секунды. Если мы намерены, например, воздействовать на неустойчивости горения в камере, то потребуется время реакции как минимум на два порядка быстрее.
Цитата Пока не факт конечно, что когда спецы говорят о неустойчивости в схеме ГАЗ-ГАЗ , то имеют в виду неустойчивости горения в камере, может что другое.Вот вы бы и выяснили сперва "что другое", прежде чем молоть ерунду.
ЦитатаНо мы пока этого не знаемВы имеете в виду конкретных лиц, или только себя? ;)
ЦитатаПлейшнер пишет:SGS_67,ЦитатаСергей пишет:В "прямом эфире" можно попробовать узнать, насколько это специалист по СУ :)
Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь
ЦитатаSGS_67 пишет:Здес, как Вы изволили выразиться, о Рапторе, РД0164 и других конкурирующих метановых проектах.
Здес, вообще-то, про двигатели.
А Вы про что?
Есть что сказать по теме - велкам, а нет, так последуйте своему совету сами.
ЦитатаПлейшнер пишет:А это пусть решают сами, почитав ветку.
О. Это новое амплуа - теперь не просто учитель, теперь спаситель
Интересно, а спасаемые хотят чтобы Вы их спасали? Ну хоть один человек найдется?
ЦитатаСергей пишет:Так, минус один.
Да какая вы личность,не уважаемый, пустозвон, мне ваше словоблудие надоело, ставлю вас в игнор.
ЦитатаПлейшнер пишет:Нет тут никакого разговора о неустойчивости.ЦитатаSGS_67 пишет:Ну это же Вы в то время когда разговор идет про неустойчивости,ЦитатаВы начали рассказывать про дросселирование тяги.Я?? :o
Уважаемый, здесь у кого-то точно проблемы с адекватностью восприятия действительности.
Ибо о дросселировании тяги здесь рассказывал некто другой.
ЦитатаЭто и есть дроссельная характеристика.Где вы видели такое определение?
Цитата06.10.2016 22:44:16Интересно, интернет медленный, или скорость чтения ссылок ?
Плейшнер пишет:
SGS_67,
СУ замкнутого типа нужно "знать" положение исполнительного механизма, для этого существует обратная связь.
Как расшифрует аббревиатуру ПОС специалист по системам управления? ;)
ЦитатаПлейшнер пишет:То есть, вы являетесь его полномочным представителем, верно?
- Мы, в смысле Форум НК пока не знает
ЦитатаПлейшнер пишет:А кто здесь специалист по системам управления, не могли бы уточнить?ЦитатаПлейшнер пишет:SGS_67 ,ЦитатаСергей пишет:В "прямом эфире" можно попробовать узнать, насколько это специалист по СУ :)
Вы представляетесь , как специалист по системам управления, в двигателях не разбираетесь
СУ замкнутого типа нужно "знать" положение исполнительного механизма, для этого существует обратная связь.
Как расшифрует аббревиатуру ПОС специалист по системам управления? ;)
ЦитатаSalo пишет:Хорошо, давайте о Рапторе.
Здес, как Вы изволили выразиться, о Рапторе, РД0164 и других конкурирующих метановых проектах.
У Вас есть конкретная информация о системе управления Раптора?
ЦитатаSalo пишет: у Вас что-то есть?Мне и здесь неплохо.
Если нету, то со своими рассуждениями двигайте в свою тему.
Здес Вам не тут. [IMG]
ЦитатаSalo пишет:Достаточно для чего конкретно?
Тут простой инженерной эрудиции достаточно. Или Вы не инженер?
ЦитатаПлейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/) пишет:
Как расшифрует аббревиатуру ПОС специалист по системам управления?
ЦитатаSalo пишет:Неужели "припой оловянно-свинцовый"? :D
Для этого:ЦитатаПлейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/) пишет:
Как расшифрует аббревиатуру ПОС специалист по системам управления?
ЦитатаSGS_67 пишет:Создайте тему под названием "СУ, которая бы гарантировала искусственную устойчивость Раптора в целом" и делайте там модель. А также расчищайте площадку от мусора.ЦитатаSalo пишет:Хорошо, давайте о Рапторе.
Здес, как Вы изволили выразиться, о Рапторе, РД0164 и других конкурирующих метановых проектах.
У Вас есть конкретная информация о системе управления Раптора?
Если приведённая ранее схема верна, одна из основных причин неустойчивости очевидна.
Конкретной информации нет (и вряд ли будет вообще), но, думаю, можно было бы обсудить пути реализации
такой СУ, которая бы гарантировала искусственную устойчивость двигателя в целом.
Можно было бы даже сделать модель, хоть там много неопределённостей вылезет.ЦитатаSalo пишет: у Вас что-то есть?Мне и здесь неплохо.
Если нету, то со своими рассуждениями двигайте в свою тему.
Здес Вам не тут. [IMG]
А площадку надо расчищать от мусора, хотя бы иногда.
Иначе обсуждения не выйдет.
ЦитатаSalo пишет:Я пробил, на УРА правильный ответ не ищется :)Цитата06.10.2016 22:44:16Интересно, интернет медленный, или скорость чтения ссылок ?
Плейшнер пишет:
SGS_67,
СУ замкнутого типа нужно "знать" положение исполнительного механизма, для этого существует обратная связь.
Как расшифрует аббревиатуру ПОС специалист по системам управления? ;)
ЦитатаSGS_67 пишет:Наверное тот, кто устраивает ликбезы.
А кто здесь специалист по системам управления, не могли бы уточнить?
ЦитатаSGS_67 пишет:Этот ответ тянет на электромонтажника или пайщицу. :DЦитатаSalo пишет:Неужели "припой оловянно-свинцовый"? :D
Для этого:ЦитатаПлейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/) пишет:
Как расшифрует аббревиатуру ПОС специалист по системам управления?
ЦитатаПлейшнер пишет:У Сергея столь же буйная фантазия, сколь и у вас.
И тот, которого Сергей называет специалистом и который с этим соглашается,
Цитатавместо того чтобы возмутиться , дескать "Кто специалист?? Я специалист??? Да сам ты специалист!"Не нужно проецировать собственные поведенческие стереотипы на окружающих.
ЦитатаПлейшнер пишет:Кто не имел дела с ПОС-61, тот не инженер.ЦитатаSGS_67 пишет:Этот ответ тянет на электромонтажника или пайщицу.
Неужели "припой оловянно-свинцовый"? :D
Цитата99% людей с техническим образованием ответили бы Положительная Обратная Связь, но и это неверно.Да что вы говорите?
ЦитатаСпециалист по СУ ответил бы по-другому.Ну, и как же бы он ответил?
ЦитатаSalo пишет:Хоть и есть возражение по поводу авторства тренда,
А мне, как автору топика, заданный Вами тренд, а особенно тон, кажутся здесь излишними.
ЦитатаSGS_67 пишет:Ну если специалист ничего не ответил, значит Специалист Ряженый ;)ЦитатаСпециалист по СУ ответил бы по-другому.Ну, и как же бы он ответил?
ЦитатаПлейшнер пишет:Что, в самом деле не ответил? Ай-яй-яй... :(
Ну если специалист ничего не ответил, значит Специалист Ряженый ;)
ЦитатаПОС - позиционная обратная связьС учётом того, что их должен знать каждый не-Ряженый Специалист, скажите, из какого кладезя вы почерпнули данные определения?
СОС - скоростная обратная связь
ЦитатаПлейшнер пишет:угу
Если мы намерены, например,воздействовать на неустойчивости горения в камере, то потребуется время реакции как минимум на два порядка быстрее.
Цитатаvlad7308 пишет:Я помню, что Перегрев высказывался весьма скептически именно о схеме ГАЗ-ГАЗ ( ему ведь было прекрасно известно о двух газогенераторах RS-25, но там не газ-газ)
угу
Если речь про это, то да. там характерные времена совсем другие.
Но мне кажется, об этом все же речь не идет и не шла.
НЯП старая цитата из "перегрева" про газ-газ от Сало содержала некие намеки на проблемы вне КС.
То ли на синхронизацию двух ТНА, то ли на газогенераторы, то ли еще на что-то похожее.
ЦитатаПлейшнер пишет:Скорее он "не отзывался скептически", а говорил, что-то вроде "нам так и не удалось добиться устойчивости".Цитатаvlad7308 пишет:Я помню, что Перегрев высказывался весьма скептически именно о схеме ГАЗ-ГАЗ ( ему ведь было прекрасно известно о двух газогенераторах RS-25, но там не газ-газ)
угу
Если речь про это, то да. там характерные времена совсем другие.
Но мне кажется, об этом все же речь не идет и не шла.
НЯП старая цитата из "перегрева" про газ-газ от Сало содержала некие намеки на проблемы вне КС.
То ли на синхронизацию двух ТНА, то ли на газогенераторы, то ли еще на что-то похожее.
А в схеме газ-газ в некотором смысле все что за турбинами уже камера, т.е. трудно найти что-то "вне КС" , взаимное влияние процессов очень большое
ЦитатаЦитатаЦитата: Salo от 14.08.2015 14:03:49 (http://glav.su/forum/2-science/101/message/3260806/#message3260806)перегрев пишет:
Помню Вы писали о проблемах с керосиновым ГГ для РД0163. Так почему всё-таки не метан? Настолько привлекательной казалась схема газ-газ? Или по открытой схеме тоже прикидки делали?
Компонент выбор головника. Метан очень привлекателен для первых ступеней, больших тяг и многоразовых двигателей. Все предложения КБХА по перспективным двигателям первой ступени основывались на анализе опыта разработки наших и американских ЖРД. В результате в КБХА пришли к выводу, что можно поступиться удельными характеристиками в пользу большой надежности. Открытая схема оказалась весьма привлекательной. Метан, решит проблему засаживания ГГ, соплового аппарата и турбины, но повторюсь, право выбора за головником. С его точки зрения выбор между керосином и метаном не столь однозначен, Криогенный компонент, не многим лучше по взрывобезопасности, чем водород.
Газ-газ, схема на которую потратили многие миллиарды в 60-70х. Опять же схема для больших тяг. С точки зрения кбхавских специалистов схема с двумя ГГ бесперспективна (Борису Мордковичу верю как себе). Но метан позволяет реализовать схему с газификацией горючего без второго ГГ и соотвественно получить все преимущество "газ-газ" без недостатков схемы с двумя ГГ, с присущей ей проблемой статической неустойчивости. В результате, по ошметкам темы ПМДУ будут испытывать метановый демонстратор по схеме "газ-газ". Если сделают... Потом, насколько я знаю тему закроют.
Цитатаперегрев2 #23.09.2013 22:35
Схема "газ - газ" привлекательна в первую очередь более "мягкими" тепловыми потоками в КС. То есть при тех же давлениях тепловые потоки по схеме "газ - газ" будут процентов на 30 (минимум) меньше, нежели при схеме "газ - жидкость". Схема для больших тяг. Но у нее есть один принципиальный недостаток. Двигатель с двумя ГГ будет статистически неустойчив как объект управления, при условии газофикации обеих компонентов. Альтернатива газификация второго компонента - подогрев горючего в тракте КС. Например, метана. Тут да, схема будет устойчивой, но выплывают другие риски о которых я простите рассказывать не буду. Говорю ж схему "газ-газ" вертели и так и эдак. Мне лично вариант с газификацией в тракте охлаждения очень нравится, но увы не пошел. Так что с нетерпением ждем от Маска реинкарнацию РД270 на метане. Только пусть сначала расскажет чего у него там на Мерлине так эффектно развалилось....
Цитатаперегрев пишет:
Так-то оно наверно да, но как водится у "дочерей офицеров" - "не всё так однозначно"(http://glav.su/themes/glav/images/smileys/smiley.gif) Потому что теоретический УИ и реальный - это две большие разницы. Что, к слову, видно и по Вашей ссылке - переделка РД-191 на СПГ дает прибавку в удельной на 5% (354/337=1,05)
У ЖРД на метане (СПГ) есть реальные плюсы, по сравнению с керосиновым, которые делают затею весьма привлекательной.
Это отнюдь не полный перечень преимуществ двигателя на СПГ. Справедливости ради необходимо отметить, что и недостатков у такой топливной пары хватает. Например, СПГ это далеко не чистый метан, а значит разность между теоретическими УИ керосина и СПГ будет еще менее драматической...
- Значительно большие запасы по охлаждению, т.е. возможность значительно повысить параметры рабочего процесса в КС (а значит получить больший УИ) не прибегая к экзотическим материалам и энергетически невыгодным способам теплозащиты (завесное охлаждение) - в решении задачи теплосъема рулит всё-таки разница между температурой возле стенки КС рабочей средой и температурой охладителя.
- Возможность сделать двигатель по восстановительной схеме, что резко повысит его надежность. Почему не делают двигатели восстановительной схемы на керосине? Потому, что газ с избытком горючего типа "керосин" или "гидразиновые вариации" (несмотря на высокую работоспособность) обладает крайне неприятной особенностью - его температура очень плохо реагирует на изменение соотношение компонентов. Если для повышения давления и температуры в окислительном ГГ достаточно чуть-чуть увеличить расход горючего, то в восстановительном ГГ потребуется очень приличное увеличение расхода окислителя. Что это означает на практике - ГГ на окислительном газе потребует одного регулирующего устройства (регулятора расхода горючего), ГГ на восстановительном газе - целой системы, синхронно увеличивающей/уменьшающейрасход обоих компонентов в ГГ.
- Возможность обойти принципиальные ограничения схемы "газ-газ", связанные со статической неустойчивостью такого двигателя как объекта управления. На СПГ можно сделать двигатель по схеме "газ-газ" без неизбежных двух ГГ и получить все ништяки такой схемы.
- Возможность сделать многоразовые и необслуживаемые устройства воспламенения. На керосине или пусковое горючее или пороховой запальник. Да, есть прогресс по лазерным запальникам, но на СПГ можно легко сделать надежный электроплазменный запальник. И тогда не надо будет после КТИ разбирать пол-двигателя, что бы поменять пороховые стартеры или ампулы с ПГ
- Межпусковое обслуживание. Тут преимущества СПГ неоспоримы. Нет необходимости городить камеры ТВС для удаления керосина. Для многоразовых схем уже одна эта особенность СПГ как бык овцу кроет керосиновые варианты, но ведь каждый двигатель всё равно будет проходить наземные испытания, а значит его всё равно придется чистить...
Однако, по совокупности (имхо) плюсы с лихвой перевешивают недостатки. СПГ дает возможность сделать ЖРД с высокими удельными характеристиками, с приемлемой напряженностью внутридвигательных процессов, с возможностью резкого удешевления цикла "изготовление - испытания - применение по назначению". На многоразовых системах эта топливная пара вообще вне конкуренции (разумеется имхо).
ЦитатаСхема "газ - газ" привлекательна в первую очередь более "мягкими" тепловыми потоками в КСЭто как это, схема подачи влияет на тепловые потоки?
ЦитатаЧто, к слову, видно и по Вашей ссылке - переделка РД-191 на СПГ дает прибавку в удельной на 5% (354/337=1,05)Пустотный УИ от давления не зависит (если пренебречь придушением диссоциации), а вот земной очень даже, а тут, загнать на такое давление метан не получится.
Цитатаsilentpom пишет:Очевидно, с единым ТНА для О и Г, и всеми преимуществами схемы газ-газ.
"На СПГ можно сделать двигатель по схеме "газ-газ" без неизбежных двух ГГ и получить все ништяки такой схемы." а вот как это?
ЦитатаSGS_67 пишет:А как? Через турбину будут пропущены все компоненты?
Очевидно, с единым ТНА для О и Г, и всеми преимуществами схемы газ-газ.
ЦитатаSalo пишет:Непонятно назначение второй турбины.
Газогенератор окислительный. Две турбины на одном валу. Одна приводится окислительным газом, а вторая метаном подогретым в рубашке КС.
Цитатаvadimir пишет:Видимо имелось в виду, что нет испарения жидкой фазы в КС и температура компонентов примерно одинакова.ЦитатаСхема "газ - газ" привлекательна в первую очередь более "мягкими" тепловыми потоками в КСЭто как это, схема подачи влияет на тепловые потоки?
Цитатаvadimir пишет:Ссылка:ЦитатаЧто, к слову, видно и по Вашей ссылке - переделка РД-191 на СПГ дает прибавку в удельной на 5% (354/337=1,05)Пустотный УИ от давления не зависит (если пренебречь придушением диссоциации), а вот земной очень даже, а тут, загнать на такое давление метан не получится.
Таблица 2. Основные характеристики двигателей НПО «Энергомаш» | |||||||
Двигатели | |||||||
№ | Параметр | РД-169 | РД-182 (1) | РД-183 | РД-185 (2) | РД-190 (3) | РД-192 (1) |
Цитатаsilentpom пишет:ЦитатаSGS_67 пишет:А как? Через турбину будут пропущены все компоненты?
Очевидно, с единым ТНА для О и Г, и всеми преимуществами схемы газ-газ.
ЦитатаSGS_67 пишет:Это происходит на каждой странице. Однако беретесь отвечать.
Вопрос не совсем понятен.
ЦитатаЧерез любую турбину ТНА пропускается генераторный газ, образованный двумя компонентами.И в RL-10 с РД-0146 тоже?
ЦитатаSGS_67 пишет:Назначение стандартное - выработать мощность для насосов
Непонятно назначение второй турбины.
ЦитатаЗЫ. Ежли для увеличения расхода и снижения тепловой и механической нагрузок на турбину - мсм, проще сделать два отдельных ТНА.Это как, предлагаете две турбины и обе на окислительном газе?
ЦитатаSGS_67 пишет:- кстати, да, как они мощности то суммировать на валу ТНА собираются ?! :o :oops:
Непонятно назначение второй турбины.
ЦитатаSeerndv пишет:Сам вал и суммирует
- кстати, да, как они мощности то суммировать на валу ТНА собираются ?! :o :oops:
ЦитатаSeerndv пишет:У РД-0162 на "окислительную" турбину приходится 75-80% мощности, а на метановую 20-25%
- тогда скорости протекания газов после ГГ и после рубашки КС должны быть согласованы , иначе не суммирование, а отбор мощности получится.
ЦитатаПлейшнер пишет:- рассогласование ведёт к кол-ебаниям, как правило :(ЦитатаSeerndv пишет:У РД-0162 на "окислительную" турбину приходится 75-80% мощности, а на метановую 20-25%
- тогда скорости протекания газов после ГГ и после рубашки КС должны быть согласованы , иначе не суммирование, а отбор мощности получится.
ИМХО, можно говорить о неоптимальности работы на некоторых режимах второй турбины, но никак не об отборе
ЦитатаSeerndv пишет:А какую мощность примерно расходуют бустерные насосы?
Не проще было турбиной после рубашки КС приводить бустерный насос?
ЦитатаSeerndv пишет:Во всяком случае РД-0146 на метане работал, там на всё хватало качать
Опять, же сколько можно отобрать после газификации метана?
ЦитатаПлейшнер пишет:Ну, он не такой уж большой двигатель...
Во всяком случае РД-0146 на метане работал, там на всё хватало качать
ЦитатаПлейшнер пишет:Ну, это водородники, здесь тема не про них, а мастотдонтов уже просил не поминать всуе.
И в RL-10 с РД-0146 тоже?
Не говоря уж про классику РД-108
ЦитатаПлейшнер пишет:Так параметры газообразного метана после тракта охлаждения будут либо нестабильными, либо вообще не определены, это же не подогретый водород, разгружать так турбину будет себе дороже.
Назначение стандартное - выработать мощность для насосов
ЦитатаЭто как, предлагаете две турбины и обе на окислительном газе?От окислительного никуда не деться, это понятно, а насчёт второго с ходу не скажу, может, и восстановительный получится.
ЦитатаПлейшнер пишет:Скажите, проскакивала ли здесь, или ещё где, информация по данному движку (интересует схема)?
У РД-0162 на "окислительную" турбину приходится 75-80% мощности, а на метановую 20-25%
ИМХО, можно говорить о неоптимальности работы на некоторых режимах второй турбины, но никак не об отборе
ЦитатаSGS_67 пишет:Если вторая турбина на восстановительном газе, то естественно получится увеличить мощностьЦитатаЭто как, предлагаете две турбины и обе на окислительном газе?От окислительного никуда не деться, это понятно, а насчёт второго с ходу не скажу, может, и восстановительный получится.
ЦитатаSGS_67 пишет:(http://farm8.staticflickr.com/7331/9598296915_6e526a128a_o.jpg)
Скажите, проскакивала ли здесь, или ещё где, информация по данному движку (интересует схема)?
Поиском найти не получилось.
ЦитатаПлейшнер пишет:Понятно, что только на окислительном хуже, но мощность так повысить всё-таки можно.ЦитатаSGS_67 пишет:Если вторая турбина на восстановительном газе, то естественно получится увеличить мощность
От окислительного никуда не деться, это понятно, а насчёт второго с ходу не скажу, может, и восстановительный получится.
А только на окислительном - ставьте хоть 10 турбин - только проиграете
ЦитатаSGS_67 пишет:Каким образом?
Понятно, что только на окислительном хуже, но мощность так повысить всё-таки можно.
ЦитатаПлейшнер пишет:А там точно был чистый метан на турбине?
Во всяком случае РД-0146 на метане работал, там на всё хватало качать
ЦитатаПлейшнер пишет:Больше газа, больше турбин.ЦитатаSGS_67 пишет:Каким образом?
Понятно, что только на окислительном хуже, но мощность так повысить всё-таки можно.
ЦитатаSGS_67 пишет:Да где его (газа) взять больше? И так ВЕСЬ кислород идет через турбинуЦитатаПлейшнер пишет:Больше газа, больше турбин.ЦитатаSGS_67 пишет:Каким образом?
Понятно, что только на окислительном хуже, но мощность так повысить всё-таки можно.
Избыток сбрасывать.
ЦитатаПлейшнер пишет:Больше в единицу времени, естественно. Т.е., увеличивать расход.
Да где его (газа) взять больше? И так ВЕСЬ кислород идет через турбину
ЦитатаSGS_67 пишет:Чтобы расход кислорода через турбину стал вдвое больше, то примерно половину кислорода после турбины надо конденсировать и возвращать в бак.ЦитатаПлейшнер пишет:Больше в единицу времени, естественно. Т.е., увеличивать расход.
Да где его (газа) взять больше? И так ВЕСЬ кислород идет через турбину
ЦитатаМожно и температуру попробовать поднять.Температуру само собой и так увеличивают до предела возможного
В чём, собственно, проблема?
ЦитатаПлейшнер пишет:Это всё понятно, но речь была о принципе.
Чтобы расход кислорода через турбину стал вдвое больше, то примерно половину кислорода после турбины надо конденсировать и возвращать в бак.
А если выбрасывать за борт, то УИ упадет тоже грубо вдвое.
ЦитатаДля применяемых ныне материалов. Не исключено, что в ближайшее время появятся новые, способные выдержать существенно более высокие параметры кислого газа.ЦитатаМожно и температуру попробовать поднять.Температуру само собой и так увеличивают до предела возможного
В чём, собственно, проблема?
ЦитатаSGS_67 пишет:проблема в том, чтобы не поднимать температуру и давление. ради это и делают газ-газ, где все компоненты проходили через турбину
Можно и температуру попробовать поднять.
В чём, собственно, проблема?
Цитатаsilentpom пишет:Так давление по-любому должно возрасти, иначе пляски с метаном не имеют особого смысла...
проблема в том, чтобы не поднимать температуру и давление. ради это и делают газ-газ, где все компоненты проходили через турбину
ЦитатаSGS_67 пишет:(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/65849)
Так давление по-любому должно возрасти, иначе пляски с метаном не имеют особого смысла...
ЦитатаПлейшнер пишет:3-5%ЦитатаSeerndv пишет:А какую мощность примерно расходуют бустерные насосы?
Не проще было турбиной после рубашки КС приводить бустерный насос?
ЦитатаSalo пишет:Значит даже два бустерных насоса не используют и половины энергетических возможностей нагретого метана.ЦитатаПлейшнер пишет:3-5%ЦитатаSeerndv пишет:А какую мощность примерно расходуют бустерные насосы?
Не проще было турбиной после рубашки КС приводить бустерный насос?
ЦитатаSGS_67 пишет:УИ важен но это не главное.
Спасибо за таблицы, из которых ясно видно, что прибавка к УИ метановых движков составляет 5-7% относительно керосина для сравнимых давлений.
По мне, подобный бонус не окупает затрат на их разработку и производство.
Вот если бы сместить область рабочих давлений вверх, чтоб получить более весомую прибавку, тогда, возможно, был бы смысл.
ЦитатаSGS_67 пишет:По запуску ничего не попадалось, иначе запомнил бы. В принципе не должен отличаться от запуска водородного
Так как всё же запускали холодный РД-0146 на метане, и какие параметры (давление в КС) получены?
Достаточно ссылки.
ЦитатаSGS_67 пишет:Медленно, как и водородный.
Так как всё же запускали холодный РД-0146 на метане,
ЦитатаSGS_67 пишет:http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=8&prod=73 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/65852)
и какие параметры (давление в КС) получены?
Достаточно ссылки.
ЦитатаSGS_67 пишет:Теплота парообразования примерно одинакова.
По идее, должно сильно отличаться. Характеристики веществ очень уж разные (в частности, Т кипения).
ЦитатаSGS_67 пишет:Это наезд, или просто демонстрация ЧСВ?
Интересно было бы узнать, насколько они реальны.
Цитата1. Исследованы пути повышения эффективности системы подачи топлива кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного генераторного газа для увеличения надежности и работоспособности ЖРД при многоразовом полетном использовании, и найдены новые решения, связанные с полезным использования тепловой энергии, полученной метаном в охлаждающем тракте камеры:
- привод турбины бустерного насосного агрегата горючего подогретым метаном с подачей отработанного на турбине рабочего тела на вход в насос горючего;
- использование в системе подачи топлива дополнительного замкнутого контура привода турбин ТНА и БНА горючего, работающих на полном расходе метана из охлаждающего тракта камеры с последующим охлаждением метана в теплообменнике и подачей на вход в насос горючего.
2. Показана экономичность предложенной схемы привода турбины БНА горючего. При соблюдении исходных условий замена гидротурбины метанового БНА на газовую турбину, приводимую нагретым метаном, обеспечивает то же давление в камере при меньшей на -20 градусов температуре генераторного газа.
3. Показана энергетическая эффективность комбинированной схемы с дополнительным замкнутым контуром привода турбин ТНА и БНА горючего, снижение рабочей температуры генераторного газа по сравнению с базовой схемой составляет 60-125°, в зависимости от наличия и параметров теплообменника.
4. Применительно к ЖРД тягой -200 тс рекомендовано использовать двухвальный ТНА с расположением вторых ступеней насосов на одном валу с турбиной, работающей на метане из охлаждающего тракта камеры, и первых ступеней с основной турбиной, работающей на генераторном газе на другом валу, что позволяет улучшить параметры системы подачи в целом.
(http://s019.radikal.ru/i600/1610/6e/e94da8f5d713.png)
ЦитатаSGS_67 пишет:Один большой горшок и надежность важнее выжимания УИ. Метан позволит горшок в 500 и более т. А надежность открытой схемы на метане сочетается с УИ тем что в РД-171 на керосине.
что прибавка к УИ метановых движков составляет 5-7% относительно керосина для сравнимых давлений.
По мне, подобный бонус не окупает затрат на их разработку и производство.
Вот если бы сместить область рабочих давлений вверх, чтоб получить более весомую прибавку, тогда, возможно, был бы смысл.
ЦитатаПлейшнер пишет:- а мне кажется сомнительной эффективность и устойчивость схемы с одним валом.
Двухвальный ТНА по сложности и стоимости приблизится к авиационному двигателю.
ЦитатаSeerndv пишет:Зато устойчивость схемы с двумя валами кажется сомнительной очень многим.ЦитатаПлейшнер пишет:- а мне кажется сомнительной эффективность и устойчивость схемы с одним валом.
Двухвальный ТНА по сложности и стоимости приблизится к авиационному двигателю.
ЦитатаSalo пишет:Обоснуйте, плиз
Зато устойчивость схемы с двумя валами кажется сомнительной очень многим.
ЦитатаSeerndv пишет:Общий вал - отличный стабилизатор.
мне кажется сомнительной эффективность и устойчивость схемы с одним валом.
ЦитатаSGS_67 пишет:Скорее всего, аналогично испарительным водородникам: на самотеке по действием наддува и испарением криогенной жидкости в "теплой" рубашке (используется аккумулированное металлом тепло + тепло от запальника), с постепенным (2-3 с) выводом на режим. Отличия метанового и водородного двигателей должны быть количественными, но не качественными.
Так как всё же запускали холодный РД-0146 на метане
ЦитатаПлейшнер пишет:Почему же, как раз та вещь, за которую стоило бы побороться.
УИ важен но это не главное.
ЦитатаОбратите внимание на "схема двигателя", где для керосина пишут ДОГГ ( и никогда ДВГГ ), а для метана ДВГГ сплошь и рядомНу, с керосином всё понятно.
ЦитатаSalo пишет:Мсм, серьёзный недостаток. Особенно для двигателя, предназначенного для работы в связке.
Медленно, как и водородный.
ЦитатаПлейшнер пишет:Интересен именно процесс запуска.
Теплота парообразования примерно одинакова.
Но газовая постоянная у водорода намного больше, как и потребная мощность насоса.
Как будет в комплексе - хз, но интуитивно, небольшое преимущество у водорода будет
ЦитатаSeerndv пишет:http://lpre.de/resources/articles/43694741.pdf
А вот предложения "Энергомаша", и БНА горючего там не лишний, да и турбины сидят на разных валах: ...
ЦитатаSalo пишет::oЦитатаSGS_67 пишет:Это наезд, или просто демонстрация ЧСВ?
Интересно было бы узнать, насколько они реальны.
ЦитатаSalo пишет:Раптор, будучи выполнен по приведённой ранее схеме, далеко не факт, что статически неустойчив.
Зато устойчивость схемы с двумя валами кажется сомнительной очень многим.
ЦитатаГость 22 пишет:Судя по имеющимся статьям, на экспериментальной "метановой" установке КБХА с одновальным ТНА с двумя турбинами и испарительным циклом тракта горючего выход на режим 40% от номинального давления происходил за 4.2 с.ЦитатаSGS_67 пишет:Скорее всего, аналогично испарительным водородникам: на самотеке по действием наддува и испарением криогенной жидкости в "теплой" рубашке (используется аккумулированное металлом тепло + тепло от запальника), с постепенным (2-3 с) выводом на режим. Отличия метанового и водородного двигателей должны быть количественными, но не качественными.
Так как всё же запускали холодный РД-0146 на метане
ЦитатаГость 22 пишет:Примерно так я и думал.ЦитатаГость 22 пишет:Судя по имеющимся статьям, на экспериментальной "метановой" установке КБХА с одновальным ТНА с двумя турбинами и испарительным циклом тракта горючего выход на режим 40% от номинального давления происходил за 4.2 с.ЦитатаSGS_67 пишет:Скорее всего, аналогично испарительным водородникам: на самотеке по действием наддува и испарением криогенной жидкости в "теплой" рубашке (используется аккумулированное металлом тепло + тепло от запальника), с постепенным (2-3 с) выводом на режим. Отличия метанового и водородного двигателей должны быть количественными, но не качественными.
Так как всё же запускали холодный РД-0146 на метане
ЦитатаSGS_67 пишет:Надежность запуска вполне достаточная даже для полностью испарительной схемы (RL-10 успешно летает десятки лет). Рубашку можно подогреть запальником. Начальная температура рубашки может повлиять на время выхода на режим, но не на сам факт успешного запуска (т.е. его надежность) и суммарный импульс двигателя.
Примерно так я и думал.
МСМ, надёжность такой схемы запуска не ахти... Начальная температура рубашки - неопределённая величина.
ЦитатаТак там одна из турбин работала на генераторном (кислом) газе, или как?Да. Плейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/) двумя страницами ранее вам уже давал схему. В такой схеме ГГ разогреет рубашку не хуже запальника.
ЦитатаГость 22 пишет:Так он же водрородник, а водород будет при пуске испаряться гораздо интенсивнее, и потоки тепла в рубашку будут существенно большими из-за её низкой температуры.ЦитатаSGS_67 пишет:Надежность запуска вполне достаточная даже для полностью испарительной схемы (RL-10 успешно летает десятки лет).
Примерно так я и думал.
МСМ, надёжность такой схемы запуска не ахти... Начальная температура рубашки - неопределённая величина.
Цитата Рубашку можно подогреть запальником. Начальная температура рубашки может повлиять на время выхода на режим, но не на сам факт успешного запуска (т.е. его надежность) и суммарный импульс двигателя.Согласен; я имел в виду надёжность ДУ в целом, когда время запуска каждого движка и/или его неопределённость может быть существенным фактором.
ЦитатаДа. Плейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/) двумя страницами ранее вам уже давал схему. В такой схеме ГГ разогреет рубашку не хуже запальника.Ну, это понятно... Только время выхода на 40% давления за 4,2 с представляется довольно большим.
ЦитатаПлейшнер пишет:Вряд ли, разве что к самым недорогим, а скорее вообще нет - если используются современные электронные управляющие системы. Дороже будет, но не значительно. Проблема, скорее, в том, что они у нас редко используются.
Двухвальный ТНА по сложности и стоимости приблизится к авиационному двигателю.
ЦитатаПлейшнер пишет:Простите, но это вообще "ниачом".
Двухвальный ТНА по сложности и стоимости приблизится к авиационному двигателю.
ЦитатаSGS_67 пишет:Удельная теплота парообразования при температуре кипенияЦитатаПлейшнер пишет:Интересен именно процесс запуска.
Теплота парообразования примерно одинакова.
Но газовая постоянная у водорода намного больше, как и потребная мощность насоса.
Как будет в комплексе - хз, но интуитивно, небольшое преимущество у водорода будет
А там, по ощущениям, у водорода будет существенное преимущество, за счёт низкой Ткип.
ЦитатаВалерий Жилинский пишет:А для одноразовой ракеты стоимость - большая проблемаЦитатаПлейшнер пишет:Вряд ли, разве что к самым недорогим, а скорее вообще нет - если используются современные электронные управляющие системы. Дороже будет, но не значительно. Проблема, скорее, в том, что они у нас редко используются.
Двухвальный ТНА по сложности и стоимости приблизится к авиационному двигателю.
Кроме того, для многоразовой ракеты стоимость двигателя не такая большая проблема.
ЦитатаSGS_67 пишет:Если так подходить, тогда то о чем Вы написали ниже тоже ниочем, так как ничего не указано конкретно:ЦитатаПлейшнер пишет:Простите, но это вообще "ниачом".
Двухвальный ТНА по сложности и стоимости приблизится к авиационному двигателю.
Поскольку не указаны характеристики двухвального ТНА, и авиационного двигателя.
ЦитатаА ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА, то здесь быр-на-быр.пс Если будем разговаривать плевками - это ниочем прежде всего
По материалам (и массе), думается, тоже сравнимо выйдет.
Оптимизировать два устройства гораздо легче, чем одно устройство.
А проблемы устойчивости системы из двух ТНА в схеме газ-газ - не существует .
Есть лишь технический вопрос, решаемый в обычном порядке. :)
ЦитатаSGS_67 пишет:Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА
ЦитатаПлейшнер пишет:Не указано, но подразумевалось по контексту, поэтому опустил.
Если так подходить, тогда то о чем Вы написали ниже тоже ниочем, так как ничего не указано конкретно:
ЦитатаТак в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.Я подразумеваю под парным именно два ТНА: один с турбиной на кислом, другой - на сладком газе.
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой
ЦитатаПлейшнер пишет:1. Удельная теплота сгорания:
Удельная теплота парообразования при температуре кипения
водород 447 кДж/кг
метан 510 кДж/кг
ЦитатаSGS_67 пишет:Какая разница какова температура кипения. По определению и метан и водород в баке будут при температуре кипения.ЦитатаПлейшнер пишет:1. Удельная теплота сгорания:
Удельная теплота парообразования при температуре кипения
водород 447 кДж/кг
метан 510 кДж/кг
водород - 141 МДж/кг,
метан - 50 МДж/кг.
2. Температура кипения:
водород - 20К,
метан - 111К.
ЦитатаПлейшнер пишет:Вы невнимательно читаете тему. Я уже говорил о том, что тепловые потоки в рубашку будут отличаться при пуске, именно из-за разницы в температурах кипения.
Какая разница какова температура кипения. По определению и метан и водород в баке будут при температуре кипения.
ЦитатаА на превращение их в газ надо затратить тепло, и примерно одинаковое количество что для метана что для водородаПохоже, вы хотите просто поспорить, хоть по поводу данного положения никто и не возражал.
ЦитатаSGS_67 пишет:Будут отличаться но не принципиально.ЦитатаПлейшнер пишет:Вы невнимательно читаете тему. Я уже говорил о том, что тепловые потоки в рубашку будут отличаться при пуске, именно из-за разницы в температурах кипения.
Какая разница какова температура кипения. По определению и метан и водород в баке будут при температуре кипения.
Соответственно, и её интенсивность.
ЦитатаSGS_67 пишет:-Думаю, что запуск водородника и метанника мало чем отличаетсяЦитатаА на превращение их в газ надо затратить тепло, и примерно одинаковое количество что для метана что для водородаПохоже, вы хотите просто поспорить, хоть по поводу данного положения никто и не возражал.
Насчёт теплотворной способности данных веществ тогда как?
ЦитатаSGS_67 пишет:Экспериментальный двигатель проходил ОСИ по зарубежному контракту. Вы утверждаете, что итальянскому заказчику нагло соврали? :{}ЦитатаSalo пишет::oЦитатаSGS_67 пишет:Это наезд, или просто демонстрация ЧСВ?
Интересно было бы узнать, насколько они реальны.
Вопрос переадресовываю Вам же.
Двигатель экспериментальный. Могди привести лишь расчётные характеристики.
ЦитатаЗавершение серии огневых испытаний двигателя-демонстратора LM10-MIRA нового поколения для РН «Вега» (http://vpk.name/news/112938_zavershenie_serii_ognevyih_ispyitanii_dvigatelyademonstratora_lm10mira__novogo_pokoleniya_dlya_rn_vega.html)http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=128
03.07.2014 (http://vpk.name/news/2014-07-03/) АО "Конструкторское бюро химавтоматики"
В Воронеже успешно завершена серия огневых испытаний двигателя-демонстратора.
Российской компанией КБХА (г. Воронеж) и итальянской фирмой «Авио» завершено создание двигателя-демонстратора LM10-MIRA, призванного обеспечить модернизацию европейской РН «Вега».
Инновационный двигатель LM10-MIRA использует компоненты топлива «жидкий кислород - сжиженный природный газ (СПГ)», обладает тягой порядка 10 тс, и выполнен по безгазогенераторной схеме, имеющей большой потенциал для двигателей верхних ступеней ракет-носителей. Огневая отработка этого двигателя успешно проведена в мае-июне 2014 г. на стендовой базе КБХА.
Разработка кислородно-метанового двигателя для модернизации 3-ей ступени РН «Вега» является одной из главных целей программы «Лира», осуществляемой головной итальянской компанией ELV под эгидой и в рамках межагентского соглашения между Итальянским космическим агентством (ИКА) и Роскосмосом. По итогам предварительного согласования конфигурации, завершенной в декабре 2008 г., КБХА и «Авио» определена конструкция летного варианта двигателя. Параллельно были инициированы работы по проектированию, изготовлению и испытаниям полноразмерного двигателя-демонстратора.
В сравнении с летным вариантом, демонстратор имеет такую же термодинамическую схему, конструкцию и уровень тяги, но оптимизирован в части минимизации временных и финансовых затрат на его создание. В соответствии с данной целью, при разработке демонстратора был значительным образом использован существующий задел по двигателю-прототипу РД0146У, созданному КБХА. Компанией «Авио» были разработаны смесительная головка и турбонасосный агрегат горючего. На протяжении всех этапов создания демонстратора, команда специалистов «Авио» и КБХА, работая совместно, продемонстрировала истинный дух сотрудничества и в полной мере использовала шанс применить лучшие инженерные подходы из Европейской и Российской космических школ. Правильность выполненных работ по проектированию и изготовлению двигателя была успешно подтверждена экспериментальным путем при проведении огневых испытаний.
Для достижения главной цели испытаний были поставлены и решены следующие задачи:
[/li]
При огневых испытаниях поставленные задачи выполнены в полном объеме. В конечном итоге проведено 11 включений и достигнуто более 660 с наработки. Во время огневых испытаний продемонстрирована возможность многократного запуска и регулирования двигателя, подтверждена возможность изменения внешних условий по компонентам топлива. Также были исследованы процессы захолаживания, запуска и выключения, поджига и горения в камере в условиях вакуума.- исследование характеристик поджига и стабильности горения в широких диапазонах регулирования;
- подтверждение охлаждающих свойств СПГ;
- подтверждение работоспособности агрегатов двигателя;
- исследование процессов запуска и останова двигателя;
- многократный запуск в течение одного пускового дня;
- запуск с имитацией условий вакуума.
Полученные результаты и опыт, накопленный «Авио» и КБХА при выполнении совместных работ по созданию демонстратора, создали надежную техническую базу для разработки летного варианта двигателя для модернизированной РН «Вега»
ЦитатаУспешное продолжение огневых испытаний российско-итальянского жидкостного ракетного двигателя
24 июня 2014 года на испытательном стенде КБХА успешно продолжилась серия огневых испытаний кислородно-метанового двигателя LM10 MIRA, разработанного предприятием совместно с итальянской фирмой AVIO.
Программа испытаний выполнена в полном объеме. В течение одного пускового дня подтверждена возможность многократного запуска двигателя, в том числе в условиях вакуума.
Проведено четыре испытания двигателя длительностью 60 секунд каждое в земных условиях и одно испытание длительностью 60 секунд в высотных условиях.
В испытании приняли участие представители компании AVIO.
Цитатаsilentpom пишет:Ссылка (http://vpk.name/news/112938_zavershenie_serii_ognevyih_ispyitanii_dvigatelyademonstratora_lm10mira__novogo_pokoleniya_dlya_rn_vega.html)
он экспандерный или вытеснительный?
ЦитатаИнновационный двигатель LM10-MIRA использует компоненты топлива «жидкий кислород - сжиженный природный газ (СПГ)», обладает тягой порядка 10 тс, и выполнен по безгазогенераторной схеме, имеющей большой потенциал для двигателей верхних ступеней ракет-носителей.
ЦитатаSalo пишет:Из отчета КБХА: В рамках опытно-конструкторской работы по теме «ПМДУ-КБХА-Д2015» предприятием завершена подготовка производства и изготовлен стендовый образец жидкостного ракетного двигателя РД0162Д2А на топливе кислород-метан с тягой на уровне 40 тс с замкнутой окислительной схемой.
И, кстати, сорокатонный прототип КБХА уже передало на ОСИ.
Там уже газогенераторная замкнутая схема. Какая именно пока не публиковалось.
ЦитатаПлейшнер пишет:Понятно, что в данном случае это не нужно от слова "совсем". Это просто два вала, две турбины, два раздельных насоса - горючего и окислителя.ЦитатаSGS_67 пишет:Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой
ЦитатаПлейшнер пишет:Я вот перемножил все "непринципиальности", и у меня получилось, что время выхода на рабочий режим для метана должно быть минимум в 5 раз большим, чем для водорода, при использовании в похожих движках.
Будут отличаться но не принципиально.
ЦитатаНачальное горение в камере НЯП обеспечивается за счет давления наддува баков.Начальное горение в камере не может обеспечиваться за счёт наддува баков. Наддув лишь обеспечивает начальную подачу компонентов топлива в тракт.
Цитата Ситуация отличалась принципально если бы начальное испарение обеспечивалось за счет теплоемкости камерыИменно за счёт неё начальное испарение и обеспечивается.
Цитата-Думаю, что запуск водородника и метанника мало чем отличается- Понятно, спасибо.
-Ничто не мешает сделать первоначальную "дыру" в камеру чуть больше, чтобы подать метана больше чем водорода
ЦитатаВалерий Жилинский пишет:Так, да не совсем:ЦитатаПлейшнер пишет:Понятно, что в данном случае это не нужно от слова "совсем". Это просто два вала, две турбины, два раздельных насоса - горючего и окислителя.ЦитатаSGS_67 пишет:Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой
ЦитатаВалерий Жилинский пишет:Не исключено, что авторы именно это и имели в виду. Но то что Вы описали называется просто - "два ТНА". А не двухвальныйЦитатаПлейшнер пишет:Понятно, что в данном случае это не нужно от слова "совсем". Это просто два вала, две турбины, два раздельных насоса - горючего и окислителя.ЦитатаSGS_67 пишет:Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой
ЦитатаSalo пишет:Умерьте свои фантазии, и не приписывайте собеседнику того, чего он не имел и в мыслях, а лишь задал простой вопрос.
Экспериментальный двигатель проходил ОСИ по зарубежному контракту. Вы утверждаете, что итальянскому заказчику нагло соврали? :{}
ЦитатаSGS_67 пишет:http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=129 (http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=129)
Я вот перемножил все "непринципиальности", и у меня получилось, что время выхода на рабочий режим для метана должно быть минимум в 5 раз большим, чем для водорода, при использовании в похожих движках.
ЦитатаВ течение одного пускового дня подтверждена возможность многократного запуска двигателя, в том числе в условиях вакуума.И?
Проведено четыре испытания двигателя длительностью 60 секунд каждое в земных условиях и одно испытание длительностью 60 секунд в высотных условиях.
ЦитатаSGS_67 пишет:А расчет можно посмотреть?ЦитатаПлейшнер пишет:Я вот перемножил все "непринципиальности", и у меня получилось, что время выхода на рабочий режим для метана должно быть минимум в 5 раз большим, чем для водорода, при использовании в похожих движках.
Будут отличаться но не принципиально.
ЦитатаSGS_67 пишет:Речь про запальникЦитатаНачальное горение в камере НЯП обеспечивается за счет давления наддува баков.Начальное горение в камере не может обеспечиваться за счёт наддува баков. Наддув лишь обеспечивает начальную подачу компонентов топлива в тракт.
ЦитатаSGS_67 пишет:Было написано также про запальник, это куда более надежный источник теплаЦитатаСитуация отличалась принципально если бы начальное испарение обеспечивалось за счет теплоемкости камерыИменно за счёт неё начальное испарение и обеспечивается.
А также за счёт других "тёплых" элементов тракта.
Об этом уже было написано выше
ЦитатаSGS_67 пишет:Там вроде речь шла не про РД-0162 а про некую экспериментальную установку, что впрочем не принципиально.
- Скажите, у вас есть предположения, почему время выхода на давление 40% от номинала для движка, имеющего одновальный ТНА с двумя турбинами и ГГ в тракте окислителя (РД-0162), составляет такую значительную величину - 4,2с в земных условиях?
ЦитатаПлейшнер пишет:Здесь явный бардак в терминах.
Не исключено, что авторы именно это и имели в виду. Но то что Вы описали называется просто - "два ТНА". А не двухвальный
ЦитатаПеред каждым пуском двигателя необходимо захолаживание систем подачи и осаждение топлива в баках. Поэтому двигатель должен быть работоспособным на разных режимах, как это показано на рис. 15.
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/65882)
Режим I . Двигатель работает на компонентах, поступающих из баков под давлением
насыщенных паров, ТНА не вращается. Целью работы на этом режиме является создание
малой тяги для осаждения компонентов топлива в баках и полезное использование
компонентов при захолаживании системы подачи. Состояние компонентов изменяется от
перегретого пара до насыщенной жидкости. Тяга двигателя составляет около 1 % от
номинального значения.
Режим II . Двигатель работает на режиме малой тяги (5...25 %) с ТНА, вращающимся
под действием давления наддува топливных баков. Режим служит для осуществления
маневров на орбите с малыми приращениями скорости или для перехода на режим полной тяги после непродолжительной работы на режиме II, когда можно осуществить полный наддув баков и заполнить компонентами все магистрали.
ЦитатаГость 22 пишет:- может ещё и электростартёр для первичной раскрутки ТНА? :oops:
В крайнем случае поставят электроподогрев для начального питания запальника для уменьшения/стабилизации времени старта.
ЦитатаSeerndv пишет:Это сарказм? Тогда переадресуйте его другому участнику, который пару страниц ранее стартер для ТНА предлагал.ЦитатаГость 22 пишет:- может ещё и электростартёр для первичной раскрутки ТНА? :oops:
В крайнем случае поставят электроподогрев для начального питания запальника для уменьшения/стабилизации времени старта.
ЦитатаГость 22 пишет:
В многодвигательной ДУ тоже ни