Существует мнение, что необходимо начать сбор и анализ информации по ЖРД США.
Начать можно с S-3D.
Описание двигуна: https://books.google.ru/books?id=5IMlDwAAQBAJ&pg=PT85&lpg=PT85&dq=lr-79+engine&source=bl&ots=OOjgyxSDbM&sig=ACfU3U1LR-KqXNTHng5dmbdsItEU8qTRnQ&hl=ru&sa=X&ved=2ahUKEwj0ptjYzKDiAhXtlYsKHbVRCM8Q6AEwDXoECAgQAQ#v=onepage&q=lr-79%20engine&f=false
S-3 (LR-79) Rocket Engine
The S-3 rocket was used on the Thor and Jupiter rockets. The military designation for the S-3 was LR-79.
S-3 engine on display at the National Museum of the United States Air Force.
(Photos: Richard Kruse, 2007)
https://historicspacecraft.com/rocket_engines.html
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138909.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138910.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138911.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138912.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138913.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138914.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138915.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138916.jpg)
П. С. Все картинки в хорошем качестве.
Что ж, продолжим.
S-3 on display at the Udvar-Hazy Center.
(Photos: Richard Kruse, 2008 )
https://historicspacecraft.com/rocket_engines.html
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138917.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138918.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138919.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138920.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138921.jpg)
Продолжаем продолжать.
Информация с сайта героикреликс.
ЦитатаS-3D ROCKET ENGINE OVERVIEW
The S-3D was an early rocket engine used in the Jupiter missile (http://heroicrelics.org/air-power/jupiter/index.html); a modified version of this engine was also used on the Thor missile (http://heroicrelics.org/strategic-air/thor/index.html).
The S-3D dates back to 1954, when Rocketdyne (at the time the "Propulsion Division of North American Aviation" ) received an Army Ordnance contract to design an engine in the 135,000 pound range. This engine was to utilize the basic components and principles of the Atlas propulsion systems, which had been under development for several years.
In November of 1955, this engine was repurposed for the Jupiter and Thor and uprated to generate 150,000 pounds of thrust and sustain an increased operation time. The S-3D, in both its Jupiter and Thor incarnations, was to use a nearly-identical thrust chamber as the LR-89 (http://heroicrelics.org/cosmosphere/engines-lr-89/index.html) (Atlas booster) rocket engine. As compared to the LR-89, the turbopumps and propellant high-pressure ducts were rearranged on the S-3D to be mounted on the engine's thrust frame assembly.
The S-3D burned RP-1 and LOX to develop 150,000 lb for a nominal duration of 178 seconds. The engine was gimballed and regeneratively cooled. It utilized two centrifugal turbopumps which were driven by a gas generator, also burning the engine propellants. A tubular-steel thrust frame provided a mount for most engine components, including the gas generator (http://heroicrelics.org/wpafb/engines-s-3d/dsca3517.jpg.html), turbopump (http://heroicrelics.org/wpafb/engines-s-3d/dsca3527.jpg.html)s, and lubrication system (http://heroicrelics.org/wpafb/engines-s-3d/dsca3509.jpg.html).
With all engine components, including the turbopumps, mounted on the thrust frame, forward of the gimbal plane, the S-3D required flexible high-pressure ducts to deliver the propellant to the thrust chamber and injector. The S-3D was later simplified and uprated to serve as the basis for the H-1 rocket engine for the Saturn I. One of the changes was to move most engine components, including the turbopumps, onto the thrust chamber itself. With the the turbopumps on the same side of the gimbal block as the thrust chamber, much shorter, less-flexible high-pressure ducts could be used.
The S-3D was initially manufactured at Rocketdyne's Canoga Park facility, but in the fall of 1958, production was transferred to its Neosho, Missouri plant.
For additional information on the S-3D, see the Development of the Rocket Engine for the Jupiter Missile. See also my photos of the S-3D engine at the Air Force Museum and photos of an earlier model of this engine, the S-3 rocket engine, at the Udvar-Hazy Center. For information on how the S-3D was mounted on the Jupiter missile, see my Jupiter tail unit page.
Here is a diagram of the S-3D with callouts:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/114242.jpg)
The engine components identified here include
Turbopump
Gas Generator
Lube Oil Tank
Heat Exchanger
Thrust Chamber
Frame Assy
Dual Solenoid Control Valve
Heater Junction Box
Exhaust System
A hastily-erected black cloth serves as a backdrop for the engine in this photo, although some of the manufacturing floor is still visible in the background:
Jupiter missile S-3D rocket engine on dolly
Click image for a 5697x4246 pixel version of this image in a new window.
From the page 17 of Development of the Rocket Engine for the Jupiter Missile.
Scan and clean-up by heroicrelics.
Detailed comparisons of the engines used on the Thor versus the Jupiter are hard to come by. Some sources claim that the Jupiter and Thor engines were "similar in many respects," differing primarily in the more precise thrust control system of the Jupiter engine and the use of ground-mounted start tanks on the Jupiter rather than the engine-mounted Thor tanks (which were also used for vernier engine operation). While the same basic thrust chamber was used in Atlas booster (LR-89), Jupiter, and Thor engines, information on the more subtle differences between the engines is elusive.
There doesn't appear to be much agreement as to what to call the Thor engine, either (although, to be fair, the Thor had a long life and was upgraded several times). Although the occasional source calls it an S-3D (i.e., the same as the Jupiter engine) and the Air Force refers to both the Jupiter and Thor engines as the LR-79, I've also seen the Thor engine referred to as simply the S-3, the S-3E, various engines in the MB series (most commonly MB-3), and the YLR79-NA-13. I've also seen the engine, along with two LR-101 verniers, designated as the "LV-2A".
Rather than attempt to name the Thor engine, I'll just present the following photo, which depicts Redstone, Thor, and Jupiter engines. The Thor and Jupiter engines appear to be oriented differently, rotated with respect to each other, which hinders a direct comparison of the two engines.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/114241.jpg)
Detailed comparisons of the engines used on the Thor versus the Jupiter are hard to come by. Some sources claim that the Jupiter and Thor engines were "similar in many respects," differing primarily in the more precise thrust control system of the Jupiter engine and the use of ground-mounted start tanks on the Jupiter rather than the engine-mounted Thor tanks (which were also used for vernier engine operation). While the same basic thrust chamber was used in Atlas booster (LR-89), Jupiter, and Thor engines, information on the more subtle differences between the engines is elusive.
There doesn't appear to be much agreement as to what to call the Thor engine, either (although, to be fair, the Thor had a long life and was upgraded several times). Although the occasional source calls it an S-3D (i.e., the same as the Jupiter engine) and the Air Force refers to both the Jupiter and Thor engines as the LR-79, I've also seen the Thor engine referred to as simply the S-3, the S-3E, various engines in the MB series (most commonly MB-3), and the YLR79-NA-13. I've also seen the engine, along with two LR-101 verniers, designated as the "LV-2A".
Rather than attempt to name the Thor engine, I'll just present the following photo, which depicts Redstone, Thor, and Jupiter engines. The Thor and Jupiter engines appear to be oriented differently, rotated with respect to each other, which hinders a direct comparison of the two engines.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/114240.jpg)
Картинки все кликабельные, открываются в большом размере.
ЦитатаC-300 пишет:
Что ж, продолжим.
S-3 on display at the Udvar-Hazy Center.
Похоже уже на этой байде камера качается отдельно от ТНА. С него началось, чтоли? :oops:
ЦитатаСтарый пишет:
Похоже уже на этой байде камера качается отдельно от ТНА.
Даааа!
ЦитатаСтарый пишет:
С него началось, чтоли? :oops:
Возможно. На редстоуновском двигуне качания нет.
вообще, для того и создал тему - нужно разобраться с историей и конструкцией американских двигунов.
П. С. форум второй раз сожрал моё сообщение. Задолбало :evil:
ЦитатаC-300 пишет:
Lube Oil Tank
Шикарно! :)
У меня картинки не кликаются. :(
Старый пишет:
У меня картинки не кликаются.
Проверил - всё работает.
Кликаете по картинке, она открывается в окне НК. Кликаете по ней правой клавишей мыши, выбираете "открыть в полном размере".
Так, третий раз форум сожрал мой пост. Ввод поста здесь - чистой воды мазохизм. Учитывая постоянный дикий тупизм форума сидеть на нём больше не вижу смысла.
Тему продолжу здесь: http://nk2018.0bb.ru/viewtopic.php?id=481#p9998
ЦитатаC-300 пишет:
Так, третий раз форум сожрал мой пост. Ввод поста здесь - чистой воды мазохизм. Учитывая постоянный дикий тупизм форума сидеть на нём больше не вижу смысла.
Тему продолжу здесь: http://nk2018.0bb.ru/viewtopic.php?id=481#p9998
Не уходи. Всё нормально работает.
ЦитатаC-300 пишет:
Кликаете по картинке, она открывается в окне НК. Кликаете по ней правой клавишей мыши, выбираете "открыть в полном размере".
В окне НК не открывается. :( Это потому что я - ламер? :oops:
Отдельно открывается с сайта http://heroicrelics.org (http://heroicrelics.org/)
А до Тора и Юпитера там случайно никакой Навахи не было?
А к чему это?
Цитатаpkl пишет:
А к чему это?
К эмиграции на Марс. :) ;) :)
https://www.alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/Rocketdyne_Engines.htm
И наверное, интереснен список литературы:
https://www.sto.nato.int/publications/.../RTO-EN-AVT-150/EN-AVT-150-06.pdf
(https://www.sto.nato.int/publications/STO%20Educational%20Notes/RTO-EN-AVT-150/EN-AVT-150-06.pdf)
ЦитатаСтарый пишет:
А до Тора и Юпитера там случайно никакой Навахи не было?
В 1952 году Rocketdyne испытала экспериментальную камеру трубчатой конструкции тягой около 58 тс, работающей на жидком кислороде и керосине. ....
Трубчатая камера давала выигрыш в массе и в стоимости. На её основе позднее были разработаны кислородно-спиртовые XLR-71 тягой 55 тс и XLR-83 тягой свыше 61 тс для более мощных вариантов Navaho. В серию они не пошли, но заложили основы на будущее: на их основе были созданы двигатели ракет Thor, Jupiter и Atlas.
ЦитатаДмитрий В. пишет:
ЦитатаСтарый пишет:
А до Тора и Юпитера там случайно никакой Навахи не было?
В 1952 году Rocketdyne испытала экспериментальную камеру трубчатой конструкции тягой около 58 тс, работающей на жидком кислороде и керосине. .... Трубчатая камера давала выигрыш в массе и в стоимости. На её основе позднее были разработаны кислородно-спиртовые XLR-71 тягой 55 тс и XLR-83 тягой свыше 61 тс для более мощных вариантов Navaho. В серию они не пошли, но заложили основы на будущее: на их основе были созданы двигатели ракет Thor, Jupiter и Atlas.
Вот и я думаю... :oops:
Может, давайте вот эту книжку переведём - https://www.amazon.com/History-Liquid-Propellant-Engines-Library/dp/1563476495 - ? Можно выборочно.
а водородные движки - это жрд или нет? очень мне нравятся, пардон
А чем отличаются изобарные КС от скоростных?
Цитата: Васька Кот от 29.10.2020 17:44:44А чем отличаются изобарные КС от скоростных?
Формой камеры и, соответственно, параметрами давления вдоль неё. У изобарных - цилинрическая постоянного сечения, у скоростных, например, коническая.
Цитата: Дмитрий В. от 29.10.2020 18:37:41Цитата: Васька Кот от 29.10.2020 17:44:44А чем отличаются изобарные КС от скоростных?
Формой камеры и, соответственно, параметрами давления вдоль неё. У изобарных - цилинрическая постоянного сечения, у скоростных, например, коническая.
Спасибо, почитал переписку перегрева с опровергутангами, при равной тяги и давлении скоростная получается компактнее, но с меньшим на 1-3% у.и.
Цитата: Васька Кот от 29.10.2020 17:44:44А чем отличаются изобарные КС от скоростных?
В изобарных диаметр цилиндра КС существенно превышает диаметр критики (площадь сечения цилиндра примерно в 4 раза выше критики). Ускорение продуктов сгорания до звуковой скорости происходит за счёт суживающегося сопла.
В скоростных диаметр цилиндра КС и диаметр критики практически одинаковы. Ускорение продуктов сгорания происходит за счёт внутренней неадиабатичности потока - за счёт подвода тепла в процессе сгорания. Это т. н. полутепловое сопло.
Теоретически возможно разогнать продукты сгорания и до сверхзвуковой области в трубе постоянного сечения - но там надо будет тепло уже как-то отводить. :)Вся теория по этому поводу хорошо расписана в учебнике Феодосьева.
Если надо - приведу фотографии классических примеров изобарных и скоростных КС.
Цитата: C-300-2 от 30.10.2020 08:11:49Цитата: Васька Кот от 29.10.2020 17:44:44А чем отличаются изобарные КС от скоростных?
В изобарных диаметр цилиндра КС существенно превышает диаметр критики (площадь сечения цилиндра примерно в 4 раза выше критики). Ускорение продуктов сгорания до звуковой скорости происходит за счёт суживающегося сопла.
В скоростных диаметр цилиндра КС и диаметр критики практически одинаковы. Ускорение продуктов сгорания происходит за счёт внутренней неадиабатичности потока - за счёт подвода тепла в процессе сгорания. Это т. н. полутепловое сопло.
Теоретически возможно разогнать продукты сгорания и до сверхзвуковой области в трубе постоянного сечения - но там надо будет тепло уже как-то отводить. :)Вся теория по этому поводу хорошо расписана в учебнике Феодосьева.
Если надо - приведу фотографии классических примеров изобарных и скоростных КС.
Хороший ответ. А как подводится тепло простите за глупый вопрос? Газ греет сам себя? Учебник можете скинуть? Все ЖРД США до ССМЕ имели скоростную КС, ну и РС-68, потом уже пошли мерлины и рапторы с изобарными КС, а советские все изобарные, кроме вроде рд-270. Можно и фото, для примера)
Цитата: Васька Кот от 30.10.2020 18:01:45газ греет сам себя?
Цитата: C-300-2 от 30.10.2020 08:11:49за счёт внутренней неадиабатичности потока - за счёт подвода тепла в процессе сгорания
насколько я представил - да, имеется в виду градиент глубины завершения реакции горения по камере от дна к соплу, т.е. газовая смесь "догорает" и разогревается по мере продвижения по камере от зоны смешения к "выходу"
Цитата: Васька Кот от 30.10.2020 18:01:45Цитата: C-300-2 от 30.10.2020 08:11:49Цитата: Васька Кот от 29.10.2020 17:44:44А чем отличаются изобарные КС от скоростных?
В изобарных диаметр цилиндра КС существенно превышает диаметр критики (площадь сечения цилиндра примерно в 4 раза выше критики). Ускорение продуктов сгорания до звуковой скорости происходит за счёт суживающегося сопла.
В скоростных диаметр цилиндра КС и диаметр критики практически одинаковы. Ускорение продуктов сгорания происходит за счёт внутренней неадиабатичности потока - за счёт подвода тепла в процессе сгорания. Это т. н. полутепловое сопло.
Теоретически возможно разогнать продукты сгорания и до сверхзвуковой области в трубе постоянного сечения - но там надо будет тепло уже как-то отводить. :)Вся теория по этому поводу хорошо расписана в учебнике Феодосьева.
Если надо - приведу фотографии классических примеров изобарных и скоростных КС.
Хороший ответ. А как подводится тепло простите за глупый вопрос? Газ греет сам себя? Учебник можете скинуть? Все ЖРД США до ССМЕ имели скоростную КС, ну и РС-68, потом уже пошли мерлины и рапторы с изобарными КС, а советские все изобарные, кроме вроде рд-270. Можно и фото, для примера)
Тепло подводится за счёт химических реакций горения.
Скинуть могу, напишите е-майл в личку.
То, что американцы ранее делали скоростные КС, имеет две важные причины:
1) КС выполнялись из трубок и переход от одного диаметра к другому приходится делать путём их формовки (с окружности в критике, а далее - "плющить", чтобы получить тот же диаметр). Чтобы упростить цилиндр КС его делали практически того же диаметра.
2) Уменьшение диаметра цилиндра КС благотворно сказывается на массе КС и двигуна. А американцы весьма любили (и любят) повышать массовое совершенство ракет.
В СССР же предпочитали изобарные КС. В них газ движется по КС с относительно малой скоростью, что ведёт к уменьшению потерь на трение. В скоростных КС газ наоборот, движется с большой скоростью, потери на трение велики (из-за трения не вся энергия газа переходит в кинетическую энергию - т. е. срабатывается чуть меньший теплоперепад, по сути).
Ну, вот как-то так.
А где проходит та условная грань между скоростными и изобарными КС? При каком отношении диаметра критики к диаметру КС?
Хотя не все КС были скоростными: XLR-99
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34519.jpg)
или AJ-10-142:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34520.jpg)
вот еще XLR-81-BA:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34521.jpg)
Lr 87
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34522.jpg)
"Юпитер" был с трубкой? Вот уж не ожидал этого.
Вроде ж "Юпитер"...
Однако...
А на каком движке немцы впервые применили showerplate
Цитата: Васька Кот от 12.11.2020 19:22:37на каком движке немцы впервые применили showerplate
Так на ФАУ-2
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34871.jpg)
Цитата: Виктор Левашов от 13.11.2020 18:45:34Цитата: Васька Кот от 12.11.2020 19:22:37на каком движке немцы впервые применили showerplate
Так на ФАУ-2
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34871.jpg)
Сферическая камера с форкамерами была на фау-2, просто был вроде проект у немцев ещё, не успели, переделать двигатель фау-2 со смесителем типа showerplate.
Цитата: Васька Кот от 13.11.2020 18:51:31showerplate
Это у них так называют плоскую форсуночную головку?
Цитата: Старый от 13.11.2020 18:53:08Цитата: Васька Кот от 13.11.2020 18:51:31showerplate
Это у них так называют плоскую форсуночную головку?
Да, было так написано, на сколько помню
Вот он, с него началось: (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34918.jpg)
Цитата: Васька Кот от 14.11.2020 09:50:03Вот он, с него началось:
Это ещё сами немцы успели?
Цитата: Старый от 14.11.2020 10:15:57Цитата: Васька Кот от 14.11.2020 09:50:03Вот он, с него началось:
Это ещё сами немцы успели?
Да, если этот сайт не врёт: http://www.v2werk-oberraderach.de/Irrtuemer/A8.htm(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34919.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34920.jpg)
Цитата: Как уже указывалось, были предприняты попытки внести существенные улучшения в систему впрыска топлива, которая также должна была существенно упростить изготовление двигателей. [/font][/color]Поэтому в Дрездене в Техническом университете под руководством профессора Георга Бека была проведена работа над революционной концепцией впрыска для камеры сгорания. Используемая до сих пор концепция впрыска состояла из 18 отдельных смесительных камер, которые были размещены на камере сгорания. Эта сложная конструкция должна была быть заменена одной пластиной инжектора диаметром 35 см. Конструктивно эта пластина инжектора состояла из отдельных пластин, установленных одна на другую.
Цитата: Васька Кот от 14.11.2020 09:50:03Вот он, с него началось
Нет, эра ЖРД началась с патента Годдарда на ракету с жидкостным двигателем. ;)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34921.png)
И, кстати, сферическую камеру сгорания тоже он придумал.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34922.png)
Фон Браун , конечно, тоже молодец, но все же он творчески "переосмыслил" идеи и разработки Годдарда.
Цитата: Васька Кот от 14.11.2020 11:00:23Цитата: Старый от 14.11.2020 10:15:57Цитата: Васька Кот от 14.11.2020 09:50:03Вот он, с него началось:
Это ещё сами немцы успели?
Да, если этот сайт не врёт: http://www.v2werk-oberraderach.de/Irrtuemer/A8.htm(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34919.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/34920.jpg)
Блин. Кажется счас у нас украдут ещё одно наше изобретение... :(
Цитата: Просто Василий от 31.10.2020 14:07:03А где проходит та условная грань между скоростными и изобарными КС? При каком отношении диаметра критики к диаметру КС?
Цитата: C-300-2 от 30.10.2020 08:11:49В изобарных диаметр цилиндра КС существенно превышает диаметр критики (площадь сечения цилиндра примерно в 4 раза выше критики).
Т.е. при соотношении диаметров КС и критики равном двум.
Цитата: Salo от 26.11.2020 13:37:47Цитата: Просто Василий от 31.10.2020 14:07:03А где проходит та условная грань между скоростными и изобарными КС? При каком отношении диаметра критики к диаметру КС?
Цитата: C-300-2 от 30.10.2020 08:11:49В изобарных диаметр цилиндра КС существенно превышает диаметр критики (площадь сечения цилиндра примерно в 4 раза выше критики).
Т.е. при соотношении диаметров КС и критики равном двум.
Тогда у всех советских замкнутых жрд первой ступени, камеры "скоростные":)
Давно видел картинку в интернете, ЖРД с двумя ТНА, и ТНА расположены как окислительный ТНА у Раптора сверху кс, может кто знает что ЖРД, знаю что точно в США делали
Цитата: Просто Василий от 28.01.2021 06:46:11Давно видел картинку в интернете, ЖРД с двумя ТНА, и ТНА расположены как окислительный ТНА у Раптора сверху кс, может кто знает что ЖРД, знаю что точно в США делали
Это ранний проект SSME от, кажется, Аэроджета.
Приду домой и выложу схемку из книжки ЦАГИ.
Цитата: C-300-2 от 28.01.2021 10:43:45Цитата: Просто Василий от 28.01.2021 06:46:11Давно видел картинку в интернете, ЖРД с двумя ТНА, и ТНА расположены как окислительный ТНА у Раптора сверху кс, может кто знает что ЖРД, знаю что точно в США делали
Это ранний проект SSME от, кажется, Аэроджета.
Приду домой и выложу схемку из книжки ЦАГИ.
Ждём-с)
Цитата: Просто Василий от 29.01.2021 14:30:20Ждём-с)
RL-20
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/300005.png)
А как прикрепить картинку с компьюетра?
Цитата: C-300-2 от 31.01.2021 09:20:48А как прикрепить картинку с компьюетра?
Нажать «Предварительный просмотр» (не всегда работает, можно нажать в браузере «Назад», если страница не загрузилась), затем раскрыть «Вложения и другие параметры», там будет кнопка «Добавить файлы»
Цитата: /Иван/ от 31.01.2021 09:36:34Нажать «Предварительный просмотр» (не всегда работает, можно нажать в браузере «Назад», если страница не загрузилась), затем раскрыть «Вложения и другие параметры», там будет кнопка «Добавить файлы»
Спасибо.
До такого я бы методом тыка не догадася ;D
П. С. как буду в Москве, пойду по библиотекам в поисках справочников ЦИАМ за 64 и 67 года - в сети их в сканированном виде нет, только на продажу пару раз видел.
R=113 тс это тяга?
Цитата: Просто Василий от 31.01.2021 10:05:28R=113 тс это тяга?
Да.
Для вариантов ССМЕ обычно рисуют тягу 180..200 тс, тут лишь 115. Видимо, для какого-то раннего варианта "Шаттла"...
Цитата: C-300-2 от 31.01.2021 10:29:11Цитата: Просто Василий от 31.01.2021 10:05:28R=113 тс это тяга?
Да.
Для вариантов ССМЕ обычно рисуют тягу 180..200 тс, тут лишь 115. Видимо, для какого-то раннего варианта "Шаттла"...
Первоначально его делали для другого проекта: https://en.wikipedia.org/wiki/Project_Isinglass.
А потом пытались приспособить для шаттла, с увеличенной тягой, ессно.
всё же, XLR129 - это, скорее, развитие концепции RL20. RL20 - это конкурент j-2 и разрабатывался с 1960 г. XLR129 появился несколько позже.
https://www.alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/Pratt_Engines.htm
100-тонный водородный ЖРД для небольшого разведывательного самолёта это какаято галлюцинация...
Цитата: Дмитрий В. от 31.01.2021 11:39:53Первоначально его делали для другого проекта: https://en.wikipedia.org/wiki/Project_Isinglass (https://en.wikipedia.org/wiki/Project_Isinglass).
А потом бытались приспособить для шаттла, с увеличенной тягой, ессно.
А! Вспомнил! Читал об этом в одном ЖЖ. Надо поискать, там интересно рассказывается история гиперзвукового разведчика.
Цитата: avmich от 13.06.2019 05:22:41Может, давайте вот эту книжку переведём - https://www.amazon.com/History-Liquid-Propellant-Engines-Library/dp/1563476495 - ? Можно выборочно.
Эта книжка есть здесь: https://b-ok.cc/book/3361839/400f47 (если ещё не было)
Цитата: Гость 22 от 17.02.2021 12:05:23Эта книжка есть здесь: https://b-ok.cc/book/3361839/400f47 (https://b-ok.cc/book/3361839/400f47) (если ещё не было)
Спасибо! Скачал :D
Цитата: Гость 22 от 17.02.2021 12:05:23Эта книжка есть здесь: https://b-ok.cc/book/3361839/400f47 (https://b-ok.cc/book/3361839/400f47) (если ещё не было)
Я днём скачал через анонимайзер - всё норм получилось. Вечером ни в какую... Пишет: "WARNING: There are more than 5 downloads from your IP ... during last 24 hours"
Ни опера впн, ни анонимайзеры не помогают.
Может, в другом провайдере дело?.. Или в чём?
Цитата: C-300-2 от 17.02.2021 19:25:58Я днём скачал через анонимайзер - всё норм получилось. Вечером ни в какую... Пишет: "WARNING: There are more than 5 downloads from your IP ... during last 24 hours"
Ни опера впн, ни анонимайзеры не помогают.
Может, в другом провайдере дело?.. Или в чём?
Там ограничение - 5 скачиваний в сутки для незарегистрированных пользователей, 10 в сутки для бесплатных зарегистрированных, неограниченно - за любой (кажется) донат.
Так что можно либо попробовать скачать завтра, когда суточный лимит обнулится, либо увеличить лимит бесплатной регистрацией.
Цитата: Гость 22 от 17.02.2021 22:02:42Там ограничение - 5 скачиваний в сутки для незарегистрированных пользователей
Так я из дома-то как раз не качал, а оно сразу мне в лоб такое выдаёт.
Цитата: Гость 22 от 17.02.2021 22:02:42либо увеличить лимит бесплатной регистрацией.
Похоже, придётся идти по такому пути.
Там же, как я понял, и другие любопытные книги есть.
В любом случае - спасибо ещё раз за ссылку на интересную книгу! :)
Коллеги, а у кого есть надёжные данные по ЖРД Е-1? :) Интересуют удельный импульс земной/вакуумный, то же по тяге, масса, давление в КС и на срезе.
Даже у Саттона ничего толкового нет по нему. Только тяга и то непонятно - вакуумная или земная >:(
П. С. тут читая английскую вику понял, что Е-1 - это похоже от experimental :D
Есть вот такой документец, но в нём приводятся характеристики модификации Е-1 под Дайну Соар, на тягу 2082 кН на уровне земли.
А оригинальная версия на уровне земли должна была быть 1690 кН.
Цитата: C-300-2 от 19.05.2021 15:46:24Есть вот такой документец, но в нём приводятся характеристики модификации Е-1 под Дайну Соар, на тягу 2082 кН на уровне земли.
А оригинальная версия на уровне земли должна была быть 1690 кН.
Из англоязычной Вики:
Тяга составляла 380 тыс фунтов (1700 кН) на уровне моря, поднимаясь до 425 тыс фунтов (1890 кН) в вакууме, что соответствует увеличению удельного импульса с 260 до 290 секунд.
Цитата: Дмитрий В. от 19.05.2021 18:25:26Цитата: C-300-2 от 19.05.2021 15:46:24Есть вот такой документец, но в нём приводятся характеристики модификации Е-1 под Дайну Соар, на тягу 2082 кН на уровне земли.
А оригинальная версия на уровне земли должна была быть 1690 кН.
Из англоязычной Вики: Тяга составляла 380 тыс фунтов (1700 кН) на уровне моря, поднимаясь до 425 тыс фунтов (1890 кН) в вакууме, что соответствует увеличению удельного импульса с 260 до 290 секунд.
А вообще надо искать этот документ, наверное:
E-1 Rocket Engine Development Program (C), Report No. R-779P, Rocketdyne, Canoga Park, California, 1 0 January 1957, confidential
Цитата: Дмитрий В. от 19.05.2021 18:25:26Из англоязычной Вики: Тяга составляла 380 тыс фунтов (1700 кН) на уровне моря, поднимаясь до 425 тыс фунтов (1890 кН) в вакууме, что соответствует увеличению удельного импульса с 260 до 290 секунд.
Спасибо! Что-то я пропустил это на работе.
Цитата: Дмитрий В. от 19.05.2021 18:26:38А вообще надо искать этот документ, наверное:
E-1 Rocket Engine Development Program (C), Report No. R-779P, Rocketdyne, Canoga Park, California, 1 0 January 1957, confidential
Да, придётся приложить усилия :D
Хотя, конечно, наверняка уже рассекретили...
А как вы вышли на название этого документа? В вики я его не увидел :(
С-300 когда сможешь рассказать про тот американский двигун что на 27.5 мПа в КС и с охлаждение кислородом? ;)
Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 20:22:51С-300 когда сможешь рассказать про тот американский двигун что на 27.5 мПа в КС и с охлаждение кислородом? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Да я пока не искал. :)
Сейчас пожарю яичницу, да займусь поиском ;D
Так, нашёл вот такой документ: advanced oxygen-hydrocarbon rocket engine study https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19810014653/downloads/19810014653.pdf
Сейчас сижу, изучаю его.
В документе рассматривают ЖРД для двухступенчатых РН:
- с тягой от 890 до 6672 кН;
- давление в КС от 6,89 до 34,5 МПа;
- компоненты ракетного топлива: ЖК, RP-1, JP-7, жидкий метан, жидкий пропан, жидкий водород;
- различные циклы (открытый, замкнутый; с различными газогенераторами);
- различные способы охлаждения КС.
И всё это - в комбинациях.
Отчёт 81-о года. После него похоже и вдохновились на экспериментальный работы по проверке охлаждения кислородом.
Цитата: C-300-2 от 19.05.2021 21:53:55Так, нашёл вот такой документ: advanced oxygen-hydrocarbon rocket engine study https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19810014653/downloads/19810014653.pdf
Сейчас сижу, изучаю его.
В документе рассматривают ЖРД для двухступенчатых РН:
- с тягой от 890 до 6672 кН;
- давление в КС от 6,89 до 34,5 МПа;
- компоненты ракетного топлива: ЖК, RP-1, JP-7, жидкий метан, жидкий пропан, жидкий водород;
- различные циклы (открытый, замкнутый; с различными газогенераторами);
- различные способы охлаждения КС.
И всё это - в комбинациях.
Отчёт 81-о года. После него похоже и вдохновились на экспериментальный работы по проверке охлаждения кислородом.
Вот нашел статью https://core.ac.uk/download/pdf/42838993.pdf
Есть несколько статей на эту тему.
Испытывали модельные ЖРД с КС охлаждаемой ЖК, КС работала на ЖК+ЖВ. И такие же эксперименты на паре ЖК+керосин. Испытывалось несколько КС в диапазоне давлений до 14 МПа. Испытания шли многократно, до появления прогара.
П. С. статья Лебединского прикрепилась по ошибке)
Есть ещё:
Цитата: C-300-2 от 20.05.2021 09:17:20Испытывали модельные ЖРД с КС охлаждаемой ЖК, КС работала на ЖК+ЖВ. И такие же эксперименты на паре ЖК+керосин.
А зачем на водородном движке охлаждение КС кислородом?
Цитата: Просто Василий от 20.05.2021 12:36:22А зачем на водородном движке охлаждение КС кислородом?
Почитайте тот первый файл, там всё описано.
Водород там для привода турбины.
Там рассматривались любые сочетания - схем, давлений, способов охлаждения.
J-2S с Tap-off cycle, вернее как идет отбор газа из КС для турбины:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;topic=14700.0;attach=12768;image)
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;topic=14700.0;attach=12770;image)
А вот еще один прикольный движок, XLR-129
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39342.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39343.jpg)
Хотя ЦРУ не могло предоставить финансирование, ВВС предоставили деньги на разработку двигателя для ISINGLASS. Это был настоящий монстр для своего времени, известный как XLR-129. XLR-129 питался водородом и кислородом и имел тягу 1,11 миллиона ньютонов (250 000 фунтов). (Путаница Каннингема по поводу номера модели - он назвал его RL-20 и сказал, что он использовался на ракете Сатурн - может быть из-за того, что он перепутал его с двигателем Сатурна J-2, который был оценен в 1,03 миллиона ньютонов. (232 000 фунтов) тяги, а также водородно-кислородный двигатель той же категории, что и XLR-129.) Несколько лет назад бывший высокопоставленный чиновник ЦРУ Альберт «Бад» Уилон упомянул, что ISINGLASS был любимым проектом руководителя командования систем ВВС - и отец американской межконтинентальной баллистической ракеты - генерал Бернард Шривер.
У XLR-129 было несколько уникальных аспектов. Во-первых, он был разработан для повторного использования. Во-вторых, он был оснащен уникальным двухпозиционным соплом, которое выдвигалось на большую высоту. Контракт был рассчитан на 54-месячный период с ноября 1967 по май 1972 года. Инженеры оценили возможность использования фтора в качестве окислителя, но это удвоило стоимость программы. XLR-129 так и не закончил разработку, хотя многие из его ключевых подсистем были протестированы. Программа была перенаправлена на демонстрацию критически важных компонентов и завершена в августе 1970 года. XLR-129 послужил основой, в переоцененной форме, для проигравшего предложения Pratt & Whitney о главном двигателе космического шаттла в начале 1970-х годов. Но перенаправление на демонстрацию на уровне компонентов, согласно отчету Pratt & Whitney, «Это было сделано для того, чтобы избежать дублирования работ, выполняемых при исследованиях главного двигателя космического шаттла (SSME) фазы B НАСА». Сотрудники Pratt & Whitney позже заявили, что им сказали уничтожить свои чертежи и данные испытаний, чтобы «не поставить в неловкое положение НАСА». Инженеры Pratt & Whitney, очевидно, чувствовали, что у них есть продукт превосходного качества, но что с ним случилось и почему, вероятно, требует дальнейшего изучения.
Был еще наследник XLR-129, разрабатывался по программе SLI, назывался Cobra, так же один гг и два тна сверху кс. (не могу найти ПГС его, а было, видать с интернета удалили >:( :
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39345.jpg)
Вот ПГС Cobra engine
.png
Все таки у 11д122 самая простая, а значит самая красивая ПГС среди закрытых водородниках:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6682.gif)
Цитата: Просто Василий от 23.06.2021 07:23:00Вот ПГС Cobra engine
Любопытно, а что это за двигун?..
Цитата: C-300-2 от 23.06.2021 09:27:13Цитата: Просто Василий от 23.06.2021 07:23:00Вот ПГС Cobra engine
Любопытно, а что это за двигун?..
Да это просто проект был по программе давно закрытой, SLI space launch initiative, добавил сюда как часть истории, ну и интересно сравнить разные пгс водородных двгг.
Цитата: Просто Василий от 23.06.2021 09:30:57Да это просто проект был по программе давно закрытой, SLI space launch initiative, добавил сюда как часть истории
пОнято! Спасибо, интересно, почитаю про него.
Цитата: Просто Василий от 23.06.2021 08:50:21Все таки у 11д122 самая простая, а значит самая красивая ПГС среди закрытых водородниках:
Под каким же у него давлением тракт охлаждения камеры? :o
Цитата: Старый от 23.06.2021 22:03:25Цитата: Просто Василий от 23.06.2021 08:50:21Все таки у 11д122 самая простая, а значит самая красивая ПГС среди закрытых водородниках:
Под каким же у него давлением тракт охлаждения камеры? :o
Очень большим :) , давление на выходе из насоса горючего 475 атм.
Цитата: Просто Василий от 24.06.2021 06:14:03Очень большим (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png) , давление на выходе из насоса горючего 475 атм.
А как же с прочностью и массой сопла? ??? ::)
Цитата: Старый от 24.06.2021 08:09:51Цитата: Просто Василий от 24.06.2021 06:14:03Очень большим (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png) , давление на выходе из насоса горючего 475 атм.
А как же с прочностью и массой сопла? ??? ::)
А что там может быть с прочностью?
Я тут полез составлять статистику по открытым ЖК+керосин ЖРД. Начал чекать массу Фастрака и был поражён! При тяге 327 кН заявленная масса - 900 кг!.. :o :o Как так-то?..
Я сначала думал, что это из-за мотаной КС с абляционным охлаждением получается хреновое (мягко говоря) массовое совершенство. Но у Мерина-1А такая же КС, а массовое совершенство у него вполне нормальное, укладывается в статистику.
Короче, я в замешательстве.
Несколько слов про испытания КС, охлаждаемой ЖК: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34421.msg1340442#msg1340442
И про то, что наличие дефектов не приводит к разгару, а наоборот: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34421.msg1340626#msg1340626
П. С. на испытаниях КС 11Д58МФ наблюдалось то же самое - наличие дефектов в каналах не приводит к кислородному пожару.
История ЖРД ракеты "Аджена"
История ЖРД "Атласа". Есть характеристики, но только на уровне земли. И весьма куцые.
Старая американская школа ЖРД строения чем то напоминает американскую школу ДВС с V8 по 6-9 литров.
Коллеги, нид э хэлп!..
Смотрю тут подробности по газогенератору ФАСТРАК-а. И там температура газа обозначена как на слайде. Во-первых смущает, что вроде же в США пользуются Фаренгейтами, откуда там Реомюры?.. Во-вторых, если эти 1600 переводить из Реомюров в Цельсии, то получается 1280 град. Ц, что для открытого двигателя дохрена. В-третьих (!) 1280 град. Ц для пары ЖК+керосин при Кмгг=0,3 это опять же дохрена.
И где косяк, что я не так понял?..
П. С. на всякий случай прикрепил и сам документец.
П. П. С. в другом документе те же самые 1600 R. :(
Так, отбой тревоги! Оказывается, это градусы Ранкина - коллега подсказал. Получаются адекватные 616 Ц.
Империалисты, блин, хреновы! :(
Чем выше температура тем лучше. Ограничивается только прочностью турбины.
И в двигателях открытой схемы температура перед турбиной всегда выше чем в закрытой.
Конструкция форсуночных головок ЖРД США - доклад НАСА. В том числе статистика - количество и тип форсунок, диаметр ФГ, коэффициент камеры.
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19760023196/downloads/19760023196.pdf
Газогенераторы ЖРД США.
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730018978/downloads/19730018978.pdf
Отличный отчёт НАСА - конструкция ТНА двигунов. В начале - хорошая таблица со статистикой по характеристикам ТНА ЖРД США.
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19750012398/downloads/19750012398.pdf
П. С. ну и конструкция ТНА там тоже добре отражена. Лично меня удивляет чисто осевой насос водорода у J-2 и М-1. :)
Цитата: C-300-2 от 05.08.2021 09:16:23Отличный отчёт НАСА - конструкция ТНА двигунов. В начале - хорошая таблица со статистикой по характеристикам ТНА ЖРД США.
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19750012398/downloads/19750012398.pdf
П. С. ну и конструкция ТНА там тоже добре отражена. Лично меня удивляет чисто осевой насос водорода у J-2 и М-1. :)
Давление в КС у джей-2 не большое, хватило лишь один тна. Вот у Раптора это все удивительно)
Цитата: Просто Василий от 05.08.2021 11:30:05Вот у Раптора это все удивительно)
Да у Раптора чего-то удивительного не вижу. Высокое давление на входе в ТНА, необходимое давление на выходе на одном импеллере получить вполне возможно...
Доклад НАСА - конструкция камер сгорания. В начале краткая табличка, включая схему охлаждения и материал стенки со стороны огня :)
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730022965/downloads/19730022965.pdf
Собственно говоря, откуда я беру все эти техотчёты: https://www.nakka-rocketry.net/sp8000.html
Там много всякого: типа модели атмосфер Земли и планет (правда, данные старые, но, может, для кого-то они представляют историческую ценность) и всякое такое.
Коллеги, а как вы считаете - стоит ли завести отдельную тему про ЯРД "Нерва" в свете последних новостей про заинтересованность США в возобновлении работ по ЯРД? Тсзть, вспомнить историю и что там было сделано?
Или материалы сюда закидывать?
Цитата: C-300-2 от 09.08.2021 09:45:54Коллеги, а как вы считаете - стоит ли завести отдельную тему про ЯРД "Нерва" в свете последних новостей про заинтересованность США в возобновлении работ по ЯРД? Тсзть, вспомнить историю и что там было сделано?
Или материалы сюда закидывать?
Вот есть тема
NERVA и производные от него (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=8766.0)
Глава ULA рассказал, почему американская альтернатива РД-180 разрабатывается так долго
https://naked-science.ru/article/cosmonautics/ula-tory-bruno-about-be-4?utm_referrer=https%3A%2F%2Fzen.yandex.com
Интересно. Оказывается, двигун "Аджены" охлаждался окислителем. :)
https://www.alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/Bell_8096-39_Cycle.png
Цитата: C-300-2 от 19.07.2021 15:51:43Несколько слов про испытания КС, охлаждаемой ЖК: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34421.msg1340442#msg1340442
И про то, что наличие дефектов не приводит к разгару, а наоборот: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34421.msg1340626#msg1340626
П. С. на испытаниях КС 11Д58МФ наблюдалось то же самое - наличие дефектов в каналах не приводит к кислородному пожару.
Интересно, а многоразовый жрд с охлаждением ЖК можно сделать? Чтобы дефектов не было, или они и у обычных жрд тоже появляются?
Просто, вот не могу понять до конца почему БЕ-4 не стали делать ДВГГ, дросселировать сложнее? Не уже ли только это остановило?
Оказывается был и такой LR-87 LH2(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/45364.jpg)
Цитата: Просто Василий от 16.10.2021 20:50:11Интересно, а многоразовый жрд с охлаждением ЖК можно сделать?
Можно. Американцы это проверяли на модельных камерах в 80-х.
Цитата: Просто Василий от 16.10.2021 20:50:11они и у обычных жрд тоже появляются?
Конечно :)
Цитата: Просто Василий от 16.10.2021 20:50:11Просто, вот не могу понять до конца почему БЕ-4 не стали делать ДВГГ, дросселировать сложнее? Не уже ли только это остановило?
Баланс мощностей на ЖК+метан легче замыкается на кислом газе. Поэтому вновь разрабатываемые ЖРД делают на кислом газе или, как минимум, с кислым контуром: БЕ-4, Раптор, у нас РД-0177 (если индекс не путаю), китайский газ-газ.
Цитата: Просто Василий от 16.02.2022 14:49:37Оказывается был и такой LR-87 LH2
Угумс, проиграл Джей-2. Единственный двигатель, работавший как минимум на трёх разных топливных парах.
Самое интересное, что в литературе есть намёки на то, что этот двигун прошёл ОСИ на паре АТ+алюмизин-50. Я потратил несколько вечеров, чтобы найти источники, на которые идёт ссылка, но их в интернете нет. Надо искать в библиотеке (Ленина, например) но сил и времени нет. :(
Цитата: C-300-2 от 16.02.2022 17:46:05Цитата: Просто Василий от 16.02.2022 14:49:37Оказывается был и такой LR-87 LH2
Угумс, проиграл Джей-2. Единственный двигатель, работавший как минимум на трёх разных топливных парах.
Самое интересное, что в литературе есть намёки на то, что этот двигун прошёл ОСИ на паре АТ+алюмизин-30. Я потратил несколько вечеров, чтобы найти источники, на которые идёт ссылка, но их в интернете нет. Надо искать в библиотеке (Ленина, например) но сил и времени нет. :(
На http://www.astronautix.com прямо указывается, что испытания проходили но были не слишком успешными. При этом есть ссылка на этот источник: https://www.amazon.com/Aerojet-Creative-Company-History-Group/dp/0965976904
Цитата: Дмитрий В. от 16.02.2022 20:10:08На http://www.astronautix.com (http://www.astronautix.com) прямо указывается, что испытания проходили но были не слишком успешными.
Эта энциклопедия для меня не источник. :(
Цитата: Дмитрий В. от 16.02.2022 20:10:08При этом есть ссылка на этот источник: https://www.amazon.com/Aerojet-Creative-Company-History-Group/dp/0965976904 (https://www.amazon.com/Aerojet-Creative-Company-History-Group/dp/0965976904)
А вот это уже другое дело. Но 500 с гаком долларов плюс пересылка - меня жаба удавит :(
Собственно, про прожиг АТ+алюмизин-50 я взял из книжки "Ракетные топлива (по материалам зарубежной печати)" под ред. Я. М. Паушкина, 1975:
"В соответствии с контрактами, заключёнными фирмой "Баллистик системз дивижн" и ВВС США с фирмами "Аэроджет дженерал" и "Мартин", предполагается применение алюминизина в модифицированном варианте ракеты "Титан-2" [38, 39]. ... Стабильность алюминизина сохраняется в течение приблизительно 5 лет. Он устойчиво сгорал в серийном ЖРД; при работе двигателя не наблюдалось стирания сёдел топливных клапанов под действием твёрдой фазы [38]."
38. Space Aeronautics, 1964, 42, №4, рр. 39 - 43.
39. Aviation Week, 1964, 81, №22, рр. 77.
П. С. в той же книжке даются некоторые сведения по алюмизину-50.
Всё это ж-ж-ж было неспроста. ВВС США прорабатывали оснащение Титана-2 сверхбомбой с мощностью минимум 35 мегатонн. (Там уже своя история - прорабатывались две концепции спецзаряда: на традиционной схеме Улама-Теллера и более продвинутый дизайн, прошедший испытания в начале 60-х.) Рост массы заряда требовал роста энергетики ракеты в габаритах, ограниченных шахтой. На наса спэйс флайте есть такая информация:
Цитата: undefinedDuring 1962-64, Martin and Aerojet performed an Improved Titan Feasibility Study on a concept named "Titan 2A" that would have doubled Titan 2 payload. Titan 2A would have burned gelled "Alumazine" (aluminized (metalized) hydrazine) and N2O4. This was aluminum powder suspended in 56.7% hydrazine and 0.3% Carbopol 904 (a gelling agent). The tanks (mostly Stage 1) would have been stretched a bit to hold the denser, higher-energy propellant. Higher thrust engines would also have been developed. Though now up to 116.556 feet long, Titan 2A would still have fit within modified Titan 1 or Titan 2 silos.
Scaled engine testing took place on what would have been highly efficient engines, but chamber cooling proved to be a challenge. Extra Aerozine-50 tanks would have been needed to feed the gas generators, some of which might have been in four external cylindrical tanks attached to Stage 1. The effort ended in 1964.
Perhaps Titan 2A was briefly considered as the U.S. answer to the USSR's R-36 "Satan".
- Ed Kyle
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=40012.msg1514950#msg1514950
Цитата: Просто Василий от 16.02.2022 14:49:37Оказывается был и такой LR-87 LH2
Вот здеся, на странице 3, есть кратко про водородный вариант двигуна.
Интересно, был ли проект сверхтяжелого многодвигательного Сатурна например с 35ю lr-87 или H-1 engine, и с керосином на первой и водородом сверху. Наверняка по началу уверенности не было что F-1 заработает как надо.
Цитата: Просто Василий от 18.02.2022 06:59:40Интересно, был ли проект сверхтяжелого многодвигательного Сатурна например с 35ю lr-87 или H-1 engine, и с керосином на первой и водородом сверху. Наверняка по началу уверенности не было что F-1 заработает как надо.
Не стоит забывать про Е-1 с тягой на уровне моря 210 тс. :)
Цитата: C-300-2 от 18.02.2022 10:02:19Цитата: Просто Василий от 18.02.2022 06:59:40Интересно, был ли проект сверхтяжелого многодвигательного Сатурна например с 35ю lr-87 или H-1 engine, и с керосином на первой и водородом сверху. Наверняка по началу уверенности не было что F-1 заработает как надо.
Не стоит забывать про Е-1 с тягой на уровне моря 210 тс. :)
Может и на него рассчитывали, а может был просто этап отработки больших тяг, не знаю эти моменты в программе Аполлон.)
Классные фильмы эпохи лунной гонки, при просмотре прям проникаешься той эпохой)
Цитата: Просто Василий от 21.02.2022 17:41:41Классные фильмы эпохи лунной гонки, при просмотре прям проникаешься той эпохой)
Есть такое.
Вот ещё шикарное видео (1080 р, 64 кадров/сек!), как пытают ЛР-87-Аджэй-5:
ОСИ Е-1 в Санта-Сузанне.
Эххх, мужики!.. Раньше на ютубе был ролик с ОСИ Е-1, а теперь он куда-то пропал :(
История эволюции двигателей Рокетдайн. Взято отсюда: https://www.enginehistory.org/Rockets/RPE03/RPE03.shtml
Я конечно ненавижу т. н. "эвэридэйастронавта", однако с паршивой овцы хоть шерсти клок. Схема пинтл форсунки и сам её вид с двигателя Мерлин-1.
youtube.com/watch?v=hIPLmZK3C1Y
https://youtu.be/97t7Xj_iBv0?t=515
Цитата: C-300-2 от 30.06.2022 22:00:55Я конечно ненавижу т. н. "эвэридэйастронавта", однако с паршивой овцы хоть шерсти клок. Схема пинтл форсунки и сам её вид с двигателя Мерлин-1.
youtube.com/watch?v=hIPLmZK3C1Y
Вот ёкарный бабай, какая простая и элегантная конструкция...
А какие такие у этой конструкции недостатки, что ВСЕ двигатели на ней не строят?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.08.2022 16:07:00А какие такие у этой конструкции недостатки, что ВСЕ двигатели на ней не строят?
Гибкая подводка труб с давлением 15 атм.
Отсутствие дублирования.
Цитата: Штуцер от 02.08.2022 16:29:34Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.08.2022 16:07:00А какие такие у этой конструкции недостатки, что ВСЕ двигатели на ней не строят?
Гибкая подводка труб с давлением 15 атм.
Разве это свойство пинтл-форсунок?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.08.2022 16:07:00А какие такие у этой конструкции недостатки, что ВСЕ двигатели на ней не строят?
Всё очень просто. Множество форсунок обеспечивают равномерный распыл по сечению камеры сгорания, равномерное смешение и более полное сгорание. Увеличивается полнота сгорания (коэффициент "фи ка").
Наоборот - пинтл-форсунка ухудшает полноту сгорания.
П. С. конструкция, придуманная инженерами Фаерфлая, удивительна и совмещает оба подхода, привнося нечто своё: центральный подвод окислителя через "грибок" со множеством отверстий, подвод струй горючего с пояса после рубашки охлаждения. Струи взаимно сталкиваются, распыливаются. При этом вся конфигурация подбирается с учётом циркулирующих у головки вихрей, увеличивающих полноту сгорания. По своему красиво.
Цитата: Старый от 02.08.2022 16:30:18Цитата: Штуцер от 02.08.2022 16:29:34Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.08.2022 16:07:00А какие такие у этой конструкции недостатки, что ВСЕ двигатели на ней не строят?
Гибкая подводка труб с давлением 15 атм.
Разве это свойство пинтл-форсунок?
Мы друг друга не поняли. Это мой коммент к другому видео.
https://youtu.be/97t7Xj_iBv0?t=515 (https://youtu.be/97t7Xj_iBv0?t=515)
Цитата: C-300-2 от 03.08.2022 16:07:34Наоборот - пинтл-форсунка ухудшает полноту сгорания.
Вряд ли
пинтл-форсунка возможна в двигателе с дожиганием.
Цитата: Штуцер от 03.08.2022 16:57:50Вряд ли пинтл-форсунка возможна в двигателе с дожиганием.
Пока что "пинтл-форсунка" и "двигатель без дожигания"(открытой схемы, либо вытеснительный; короче - жидкость-жидкость) шли в связке.
Пожалуй, можно придумать конструкции, подобные пинтл-форсунке, для двигателей газ-жидкость. ИМХО, это будет полезно для двигунов с глубокой степенью дросселирования. Кажется, я сейчас придумал новую тему для дипломного проекта! :)
Цитата: Штуцер от 03.08.2022 16:57:50Вряд ли пинтл-форсунка возможна в двигателе с дожиганием.
Собственно, а почему нет? Почему вы так считаете?.. Из-за большой разницы в плотностях сред?
ИМХО, концентрическая форсуночная головка 11Д58/11Д58М - первый шаг на пути к "точечному" подводу компоненту. Учитывая, что на ЖРД небольшой (тонн до 10) тяги камеры небольшие, а потребности в дросселировании могут быть высокие (при посадке на Луну или далее), то это интересное направление развитие конструкции камер.
П. С. завтра с утра попробую нарисовать своё видение форсуночной головки с пинтл-форсункой для замкнутого двигуна :)
Если в центре камеры будет этот единственный фонтанчик, смесеобразования хорошего не достичь. Не знаю, может, ЖК-керосин к этому терпимее, чем штатные компоненtы?
У наших космических жрд стояли центробежные форсунки.
Цитата: Штуцер от 03.08.2022 23:30:22Если в центре камеры будет этот единственный фонтанчик, смесеобразования хорошего не достичь. Не знаю, может, ЖК-керосин к этому терпимее, чем штатные компоненtы?
Своё первое применение пинтл-форсунка нашла на посадочной ступени лунного модуля а потом на второй ступени Дельты-2900. Топливо АТ+НДМГ.
Цитата: Старый от 03.08.2022 23:38:24Своё первое применение пинтл-форсунка нашла на посадочной ступени лунного модуля а потом на второй ступени Дельты-2900. Топливо АТ+НДМГ.
Только не НДМГ.
И что? Как там со смесеобразованием, есть данные?
Цитата: Штуцер от 04.08.2022 08:20:51Только не НДМГ.
Ну А-50 что суть одно и то же.
Цитата: Штуцер от 04.08.2022 08:20:51И что? Как там со смесеобразованием, есть данные?
Не знаю как со смесеобразованием но удельный импульс уникален для вытеснительной подачи.
Вот отечественная форсуночная головка в разборе.
Двигатель с дожиганием и никаких пинтлов. ))
Интересно: какой конструкции были форсуночные головки и удвигателей ряда AJ-10?