Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 13:18:42Цитата: undefinedМаск собирается производить 120x35 = 4200 рапторов в год
https://www.ao.by/news/news_2932.html
(https://www.ao.by/news/news_2932.html)Ваши планы выглядят несколько более скромными (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Я думаю что по себестоимости РД-180 будет примерно как Раптор, ну а насчет рабочего ресурса посмотрим, что получится. Время работы первой ступени H-1 небольшое, так что, может быть, ресурс будет повыше, в перечете на число запусков. А также мы собираемся сажать первую ступень на специализированных РД, так что аварии будут происходить реже, чем у SpaceX.
И вот цена производства в год нескольких тысяч что РД-170, что РД-180 -- меня несколько напрягает.
Маск пусть штампует свои Рапторы, если бабла много.
А мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
Низкий УИ и плохое массовое совершенство ступеней -- это, конечно, серьезный минус.
Зато прочные баки под вытеснительную подачу будут хорошо переносить нагрузки при многократных полетах.
Похоже, что вытеснительные РД вам придется делать в частном порядке. Но это и лучшему - они будут для вас намного дешевле! Но как вы будете их испытывать? Сразу на 30000 тонн? :o Давайте для начала приcпособим к этому делу вторую ступень H-11. И будущий стартовый комплекс H-1. А с вас - система мягкой посадки :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39129.jpg)
Только вопрос - наcколько тяжелее станут сферические баки?
Цитата: Seerndv от 07.06.2021 15:11:28Цитата: undefinedА мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
- а мне открытой схемы на первой ступени и ДВГГ на верхних. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cool.png)
Ну вот, есть еще один заказчик на H-11 :) Какие еще могут быть варианты РД?
На вторую ступень можно поставить несколько двигателей разных типов и все испытать в одном полете. По мере их готовности к испытаниям. :)
Цитата: Raul от 07.06.2021 17:37:44Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 13:18:42Цитата: undefinedМаск собирается производить 120x35 = 4200 рапторов в год
https://www.ao.by/news/news_2932.html
(https://www.ao.by/news/news_2932.html)Ваши планы выглядят несколько более скромными (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Я думаю что по себестоимости РД-180 будет примерно как Раптор, ну а насчет рабочего ресурса посмотрим, что получится. Время работы первой ступени H-1 небольшое, так что, может быть, ресурс будет повыше, в перечете на число запусков. А также мы собираемся сажать первую ступень на специализированных РД, так что аварии будут происходить реже, чем у SpaceX.
И вот цена производства в год нескольких тысяч что РД-170, что РД-180 -- меня несколько напрягает.
Маск пусть штампует свои Рапторы, если бабла много.
А мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
Низкий УИ и плохое массовое совершенство ступеней -- это, конечно, серьезный минус.
Зато прочные баки под вытеснительную подачу будут хорошо переносить нагрузки при многократных полетах.
Похоже, что вытеснительные РД вам придется делать в частном порядке. Но это и лучшему - они будут для вас намного дешевле! Но как вы будете их испытывать? Сразу на 30000 тонн? :o Давайте для начала приcпособим к этому делу вторую ступень H-11. И будущий стартовый комплекс H-1. А с вас - система мягкой посадки :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39129.jpg)
Только вопрос - наcколько тяжелее станут сферические баки?
Ответ.
При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива, для кислород-водорода около 2,5%.
Массовое совершенство вышеописанной вытеснительной ступени будет около 0,13.
Для второй метановой ступени с давлением в баках 15 атмосфер массовое совершенство примерно 0,10.
Цитата: Seerndv от 07.06.2021 15:11:28Вытесниловку - в топку или в качестве игрушек всяких студенческих стартапов. На большее она не приголна :(
Недооценённая вещь!
Предельная простота конструкции и многоразовости.
Цитата: Raul от 07.06.2021 17:42:04Цитата: Seerndv от 07.06.2021 15:11:28Цитата: undefinedА мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
- а мне открытой схемы на первой ступени и ДВГГ на верхних. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cool.png)
Ну вот, есть еще один заказчик на H-11 :) Какие еще могут быть варианты РД?
- Сатурн-5 и Фалькон-9 не в счет? У них самые успешные двигатели открытой схемы 8)
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный. Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.
Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.
Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Зато обещают двигатели легче.
Кстати, газ наддува в H-1 - это открытая информация (нигде не мог найти)?
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:45:50Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.
Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Зато обещают двигатели легче.
Конечно, без индивидуального газогенератора у каждого двигателя, и без турбонасоса.
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:48:11Цитата: Raul от 07.06.2021 19:45:50Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.
Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Зато обещают двигатели легче.
Конечно, без индивидуального газогенератора у каждого двигателя, и без турбонасоса.
Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Стоп. Откуда взялся газогенератор?
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нужно считать, насколько успеет прогреться сталь от газа за время работы ступени.
Цитата: Raul от 07.06.2021 20:28:03Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Стоп. Откуда взялся газогенератор?
Два газогенератра на ступень, для газификации малой части горючего и окислителя — для наддува ими баков.
Для повышения среднетраекторного УИ первой ступени предлагаю изготовить жопку ракеты в виде единого сопла с центральным телом (по образцу клиновоздушного двигателя с переменной степенью расширения на разных высотах).
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.
Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Там в итоге выходит массовая доля топлива 0,8-0,9.
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).
У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А зачем поддерживать одинаковую температуру?
P.S. В Sea Dragon'е предполагалось поддерживать температуру за счёт наддува метаном. Там был переходный отсек от двигателя к первой ступени, метан постоянно был в состоянии равновесия со своим насыщенным паром. При близости критической температуры часть газа стравливалась прямо в топливный бак, в виде пузырьков поднималось вверх, расширялось там, за счёт этого охлаждалось.
Этот же метан частично растворялся в топливе давая дополнительный УИ, использовался для наддува разнообразных структур, раскрывал "тормозную рубашку" для посадки.
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:37:31Два газогенератра на ступень, для газификации малой части горючего и окислителя — для наддува ими баков.
По идее без этого можно обойтись.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:59:39Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:37:31Два газогенератра на ступень, для газификации малой части горючего и окислителя — для наддува ими баков.
По идее без этого можно обойтись.
Во:
https://www.holderaerospace.com/downloads/Technical_Papers/VaPak%20Systems%20Overview.pdf
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19880069339/downloads/19880069339.pdf
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Там планировались композитные баки.
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:40:46Для повышения среднетраекторного УИ первой ступени предлагаю изготовить жопку ракеты в виде единого сопла с центральным телом (по образцу клиновоздушного двигателя с переменной степенью расширения на разных высотах).
Такие сопла имеют более низкий УИ на определённой высоте, чем заточенный под данную высоту двигатель с соплом Лаваля.
У движков с вытеснительной подачей топлива главная проблема - низкий УИ на уровне моря. Поэтому там практически единственный вариант для первой ступени - это движок с низкой степенью расширения (буквально равной 2) и большой КС.
Центральное тело там можно использовать лишь для получения дополнительного тепла, для наддува например.
С водородом и перекисью при 11 атм в камере сгорания можно иметь 262 секунды УИ на уровне моря и 299 в вакууме. Дальнейшее увеличение давления лишь поднимает УИ на уровне моря, почти не влияя на вакуумный УИ. Окислитель к топливу соотносятся как 5,5 к 1 по массе. Итого плотность топливной пары будет 356 кг/ м3, с объёмным соотношением водорода к перекиси как 3,63 к 1. Если поднять давление до 21 атмосферы, то можно получить 280 секунд УИ на уровне моря и 299 в вакууме, плотность останется примерно такая же.
С метан-кислородом можно иметь 241 секунду УИ на уровне моря и 276 в вакууме. Окислитель к топливу соотносятся как 2,75. Плотность топливной пары будет 783,8 кг/м3, соотношение компонентов по объёму будет метан к кислороду как 1 к 1,014.
С бутан-кислородом выйдет 237 секунд УИ на уровне моря и 267 секунд в вакууме. О/Т = 2,35. Плотность топливной пары = 887 кг/м3, КРТ по объёму как С4Н10 к О2 = 1 к 1,19.
С бутан-перекисью выйдет 219 секунд УИ на уровне моря и 250 в вакууме. О/Т = 6 к 1 по массе и 3 к 1 по объёму, плотность топливной пары = 1004 кг/м3.
С керосином(Т-1)-перекисью выйдет 217 секунд УИ на уровне моря и 248 в вакууме, О/Т = 5,74 к 1 по массе и 4,12 к 1 по объёму, плотность равна 1078 кг/м3.
С НДМГ-тетраоксидом выйдет 225 секунд на уровне моря, 257 секунд в вакууме, О/Т будет 2,116 к 1 по массе и 1,15 к 1 по объёму, плотность = 1144 кг/м3.
Итого, лучшая топливная пара для первой ступени - пероксид+водород или пероксид+бутан, т.к. хорошие УИ, плотность и самовоспламенение.
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
По поводу:
ЦитироватьИзвестен ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива (патент на ЖРД США №3151448, Реферативный журнал, Авиационные и ракетные двигатели №3, 1966 г.), камера сгорания которого жестко соединена со вспомогательной камерой, при этом окислитель и горючее подаются во вспомогательную камеру и основную камеру через отверстия и форсуночные блоки, что обеспечивает газификацию компонентов топлива во вспомогательной камере, и высокую полноту сгорания компонентов топлива и многоступенчатое воспламенение в основной камере сгорания.
https://patents.google.com/patent/RU2551713C1/ru (https://patents.google.com/patent/RU2551713C1/ru)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 10:54:23У движков с вытеснительной подачей топлива главная проблема - низкий УИ на уровне моря. Поэтому там практически единственный вариант для первой ступени - это движок с низкой степенью расширения (буквально равной 2) и большой КС.
Я же говорю, не надо всю первую ступень переводить на вытесниловку, достаточно иметь один посадочный РД (он же вспомогательный при старте). Для его небольших баков можно поднять давление повыше.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 10:54:23Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:40:46Для повышения среднетраекторного УИ первой ступени предлагаю изготовить жопку ракеты в виде единого сопла с центральным телом (по образцу клиновоздушного двигателя с переменной степенью расширения на разных высотах).
Такие сопла имеют более низкий УИ на определённой высоте, чем заточенный под данную высоту двигатель с соплом Лаваля.
У движков с вытеснительной подачей топлива главная проблема - низкий УИ на уровне моря. Поэтому там практически единственный вариант для первой ступени - это движок с низкой степенью расширения (буквально равной 2) и большой КС.
Центральное тело там можно использовать лишь для получения дополнительного тепла, для наддува например.
С водородом и перекисью при 11 атм в камере сгорания можно иметь 262 секунды УИ на уровне моря и 299 в вакууме. Дальнейшее увеличение давления лишь поднимает УИ на уровне моря, почти не влияя на вакуумный УИ. Окислитель к топливу соотносятся как 5,5 к 1 по массе. Итого плотность топливной пары будет 356 кг/ м3, с объёмным соотношением водорода к перекиси как 3,63 к 1. Если поднять давление до 21 атмосферы, то можно получить 280 секунд УИ на уровне моря и 299 в вакууме, плотность останется примерно такая же.
С метан-кислородом можно иметь 241 секунду УИ на уровне моря и 276 в вакууме. Окислитель к топливу соотносятся как 2,75. Плотность топливной пары будет 783,8 кг/м3, соотношение компонентов по объёму будет метан к кислороду как 1 к 1,014.
С бутан-кислородом выйдет 237 секунд УИ на уровне моря и 267 секунд в вакууме. О/Т = 2,35. Плотность топливной пары = 887 кг/м3, КРТ по объёму как С4Н10 к О2 = 1 к 1,19.
С бутан-перекисью выйдет 219 секунд УИ на уровне моря и 250 в вакууме. О/Т = 6 к 1 по массе и 3 к 1 по объёму, плотность топливной пары = 1004 кг/м3.
С керосином(Т-1)-перекисью выйдет 217 секунд УИ на уровне моря и 248 в вакууме, О/Т = 5,74 к 1 по массе и 4,12 к 1 по объёму, плотность равна 1078 кг/м3.
С НДМГ-тетраоксидом выйдет 225 секунд на уровне моря, 257 секунд в вакууме, О/Т будет 2,116 к 1 по массе и 1,15 к 1 по объёму, плотность = 1144 кг/м3.
Итого, лучшая топливная пара для первой ступени - пероксид+водород или пероксид+бутан, т.к. хорошие УИ, плотность и самовоспламенение.
Спасибо за подробную информацию.
Пустотный УИ указан для движка первой ступени с низкой степенью расширения, или для высотного сопла?
Мне из этих пар кажется наилучшей бутан-кислород. Меньше плотность, чем с перекисью, но выше УИ.
Перекись дороже кислорода, а главное — взрывается при при контакте с железом, требует алюминиевых баков. А их нужно более основательно защищать теплозащитой для посадки многоразовой ступени, чем стальные баки, и сильнее ограничена температура газов наддува.
А пара водрод-перекись имеет низкую плотность, и все сложности использования жидкого водорода.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 10:43:10Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Там планировались композитные баки.
Угу. Не вижу тут проблемы. Чисто металлическая бочка выйдет гораздо тяжелее и дороже, хотя бы из-за сварки толстых листов.
Предлагаю такой композит:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39305.jpg)
Зайлон. Брат кевлара. Весьма дешёвый, учитывая что на разрыв он прочнее кевлара более чем в полтора раза, в пересчёте на массу. Его даже используют для армирования бетона и производства всяких теннисных ракеток... Держит температуры жидкого гелия, можно нагревать до 780 градусов! Правда при охлаждении длина волокон УВЕЛИЧИВАЕТСЯ. Главный минус - не любит ультрафиолет, потому его надо использовать как промежуточный слой в корпусе.
Или стекловолокно:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39306.jpg)
Обладает прочностью почти как у углеволокна, правда в 2 раза тяжелее при этом. Имеет большую популярность в кораблестроении, при этом химически и термически весьма устойчивый материал. Недостаток - некоторая токсичность в обработке, но с этим судостроители успешно борются.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 11:31:08Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 10:43:10Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Там планировались композитные баки.
Угу. Не вижу тут проблемы. Чисто металлическая бочка выйдет гораздо тяжелее и дороже, хотя бы из-за сварки толстых листов.
Предлагаю такой композит:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39305.jpg)
Зайлон. Брат кевлара. Весьма дешёвый, учитывая что на разрыв он прочнее кевлара более чем в полтора раза, в пересчёте на массу. Его даже используют для армирования бетона и производства всяких теннисных ракеток... Держит температуры жидкого гелия, можно нагревать до 780 градусов! Правда при охлаждении длина волокон УВЕЛИЧИВАЕТСЯ. Главный минус - не любит ультрафиолет, потому его надо использовать как промежуточный слой в корпусе.
Или стекловолокно:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39306.jpg)
Обладает прочностью почти как у углеволокна, правда в 2 раза тяжелее при этом. Имеет большую популярность в кораблестроении, при этом химически и термически весьма устойчивый материал. Недостаток - некоторая токсичность в обработке, но с этим судостроители успешно борются.
У твердотопливных МБР композитные баки значительно дороже, чем металлические у жидкостных.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24Пустотный УИ указан для движка первой ступени с низкой степенью расширения, или для высотного сопла?
Вакуумный УИ указывается для сопла со степенью расширения в 2 единицы.
Для вакуумного двигателя практически безальтернативна топливная пара пероксид водорода + водород, т.к. у двигателя на такой топливной паре следующие статы:
Давление в камере сгорания: 5 атмосфер.
Степень расширения сопла: 250.
УИ в вакууме: 393 секунды
На уровне моря работать не может, эффективен только на высоте: 23 км = 240 секунд УИ, 31 км = 317 секунд УИ, 43 км = 374 секунды УИ.
Соотношение топливных компонентов по массе как О/Т = 11,045, по объёму = 0,55 к 1.
Плотность топливной пары: 543,2 кг/м3.
Каждый квадратный метр на срезе сопла даёт примерно 4 килоньютона тяги, т.е. понадобится раскрывающееся/раскладное сопло, как здесь:
https://youtu.be/hHG3Z0O9Xzo
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:38:09Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.
Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Там в итоге выходит массовая доля топлива 0,8-0,9.
Т.е. выше чем у Н-1 со сферическими баками? ню-ню.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).
У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.
У банкира Била, видимо, была другая физика ;D
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:57:41Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А зачем поддерживать одинаковую температуру?
Для равенства условий при сравнении.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:58:44Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.
Да, только несущая способность в разы падает:
https://ornamita.ru/tehinfo2/svoystva-stali-aisi-304/
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 11:46:37Для вакуумного двигателя практически безальтернативна топливная пара пероксид водорода + водород, т.к. у двигателя на такой топливной паре следующие статы:
Давление в камере сгорания: 5 атмосфер.
Степень расширения сопла: 250.
УИ в вакууме: 393 секунды
На уровне моря работать не может, эффективен только на высоте: 23 км = 240 секунд УИ, 31 км = 317 секунд УИ, 43 км = 374 секунды УИ.
Соотношение топливных компонентов по массе как О/Т = 11,045, по объёму = 0,55 к 1.
Плотность топливной пары: 543,2 кг/м3.
Каждый квадратный метр на срезе сопла даёт примерно 4 килоньютона тяги, т.е. понадобится раскрывающееся/раскладное сопло, как здесь:
Для тяги 40 меганьютон для второй ступени понадобится суммарная площадь сопел в гектар.
Даже с раскладным соплом нужно уменьшить степень расширения раз в 5.
Двигатель Аполлона AJ10-137 на аэрозине и тетраоксиде при давлении в камере 7 атмосфер и степени расширения 60 выдавал УИ 314 с.
Если на метане или бутане с кислородом при степени расширения 40-60 — то реально получить УИ 330-350 с.
С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24Перекись дороже кислорода, а главное -- взрывается при при контакте с железом, требует алюминиевых баков.
Для самовоспламеняемого топлива она стоит весьма дёшево, может легко храниться, и может быть стабилизирована (обычно добавляется слабый раствор азотной кислоты/кислая соль щелочного металла/комплексообразователь, суть которого связать в комплекс примеси, дестабилизирующие перекись).
Для изготовления баков пойдёт хорошая эмаль или алюминий.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24А их нужно более основательно защищать теплозащитой для посадки многоразовой ступени, чем стальные баки, и сильнее ограничена температура газов наддува.
Кстати, для первой ступени Sea Dragon'а расчётная температура составляла порядка 530-570 градусов. Вполне рабочая температура для большинства сталей, сплавов алюминия, зайлона, стекловолокна.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24и сильнее ограничена температура газов наддува.
Тут слишком сильна разгоняться не надо. Большое давление в КС всё равно не нужно.
Ракета со слишком тяжёлыми баками будет иметь меньший МюПГ, следовательно должна быть больше по размерам и по массе, жрать больше топлива, требовать больше газа наддува для наддува больших баков, и либо более тяжёлую, либо более производительную систему наддува.
Лично я наилучшей считаю такую схему компоновки:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48327.png)
Слева бак с совмещёнными днищами, посередине с несовмещёнными днищами, справа моя схем. Диаметр равен 24 у всех трёх блоков, длина соответственно 85, 90, 104 метра (до 22% разницы длины), объём баков с топливом одинаков.
Красный и синий - горючее и окислитель. Жёлтый бак - бак для газа наддува. Делается бак наддува из тех же компонентов, что и днища топливных баков, также бак для наддува топлива служит своеобразной теплоизоляцией для компонентов топлива с разной температурой кипения.
Например, пероксид кристаллизируется при -2 градусах Цельсия, бутан при - 138 градусах уже кристаллизируется, а кислород при -182 градусах только сжижается. А если между ними будет прослойка, то всё будет норм: криогенный компонент охлаждает стенки своего бака и бак наддува, в баке наддува охлаждается газ, это газ потом нагревается от теплообменника, который нагревается от двигателя.
Конечно в идеале иметь систему самонаддува, но вот в чём проблема:
Малое давление в камере сгорания ведёт к большим размерам КС, что ведёт к хорошему соотношению площадь КС/объём КС. Т.е. у нас расход топлива (зависит от объёма КС) растёт гораздо быстрее, чем площадь с которой мы можем снимать тепло.
Малое давление в КС ведёт к низким температурам в КС. Так, для водород-перекисного двигателя со степенью расширения в 2, давлением в КС = 11 атм, температуры в КС будут подниматься на выше 2100 Кельвинов. И это у водорода с его-то температурой сгорания... Ей Богу, можно сопло просто сделать тонкостенной монолитной конструкцией карбида-чего-нибудь (благо распространённые в промышленности карбиды плавятся при температурах за 2000 градусов Цельсия).
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 11:59:34Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).
У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.
У банкира Била, видимо, была другая физика ;D
Композиты и очень плотная топливная пара.
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 11:57:53Т.е. выше чем у Н-1 со сферическими баками? ню-ню.
Ну как считали. Как можно было сделать такое низкое весовое совершенство у Н-1, понятия не имею.
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 12:01:54Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:58:44Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.
Да, только несущая способность в разы падает:
https://ornamita.ru/tehinfo2/svoystva-stali-aisi-304/
Угу.
Поэтому у Сверхтяжа Шестопёра бак для горячего газа наддува из толстой стали, большой основной бак с топливом из тонкой стали. Газ для наддува при переходе в основной бак с топливом будет расширяться с пониженим давления и температуры. Хотя тогда выигрыша в массе не будет...
Кстати, учитывая высокую тяговооружённость первой ступени и малый запас топлива в ней, может есть смысл уложить в бак наддува теплоизолятор, чтобы сталь, из которой сделан бак наддува тупо не успеет нагреться. А когда ракета приземлится, она просто стравит неостывший шаз наддува в атмосферу.
Жаропрочное стекловолокно как раз держит до 1200 градусов тепла и имеет совсем низкую теплопроводность и весьма прочное на разрыв.
Но вообще я за композиты, и наддув баков заранее закачанными под высоким давлением газами.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36Для тяги 40 меганьютон для второй ступени понадобится суммарная площадь сопел в гектар.
1 гектар = 10 000 м2, что эквивалентно вот такой ракете:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48328.png)
Диаметр ракеты = 24 метрам.
Вы вообще какую грузоподъёмность на НОО хотите? Какой диаметр? Потому что диаметр нижней части сопла равен 115 метрам.
Можно понизить степень расширения сопла до 150, тогда тяга с 1м2 среза сопла в вакууме будет 6,5 кН, а УИ в вакууме = 388 секунд. На срезе сопла температура 500К.
Вообще я считаю, что 40 МН слишком большая тяга для второй ступени. Второй ступени хватит и 2,5-3,5 МН для 200-250 тон на НОО.
И стартовую массу при этом от 3700 до 5000 тонн.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36Даже с раскладным соплом нужно уменьшить степень расширения раз в 5.
При степени расширения в 50 тяга с 1 м2 сопла в вакууме равна 18,9 кН, УИ равен 376 секунд в вакууме. На срезе сопла температура 700К.
Тут вообще нужно привлекать Эксель. Больше расширения сопла = больший УИ и большая масса. Но сопло может быть очень лёгким и без системы охлаждения, т.к. смешные температуры, так что огромная степень расширения имеет плюсы.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.
УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 14:11:57Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.
УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.
Тогда, может, три ступени?
C вытеснительными ЖРД, металлическими баками и без водорода двумя ступенями вывести больше 1,5-1,6% не получится.
А тремя ступенями - 2,5-2.7%.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 15:55:20Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 14:11:57Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.
УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.
Тогда, может, три ступени?
C вытеснительными ЖРД, металлическими баками и без водорода двумя ступенями вывести больше 1,5-1,6% не получится.
А тремя ступенями - 2,5-2.7%.
Тут это уже обсуждалось.
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=3219.0
Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.
Выигрыш в стартовой массе тоже не велик.
Третья ступень = третий двигатель, дополнительные сборочные операции = увеличение цены.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 16:30:54Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.
Трехступ немного выигрывает у двухступа по мю ПН при выведении на НОО (что не окупает усложнение ракеты за счет третьей ступени) только для ступеней с насосными ЖРД.
Для вытеснительной подачи ситуация другая - по массовому совершенству и УИ такие ступени ближе к твердотопливным. Существовало несколько полностью твердотопливных носителей (и еще несколько - с одной верхней жидкостной ступенью для точного довыведения на орбиту), и все они имели не меньше 3 ступеней, а некоторые и 4.
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 16:48:46Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 16:30:54Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.
Трехступ немного выигрывает у двухступа по мю ПН при выведении на НОО (что не окупает усложнение ракеты за счет третьей ступени) только для ступеней с насосными ЖРД.
Для вытеснительной подачи ситуация другая - по массовому совершенству и УИ такие ступени ближе к твердотопливным. Существовало несколько полностью твердотопливных носителей (и еще несколько - с одной верхней жидкостной ступенью для точного довыведения на орбиту), и все они имели не меньше 3 ступеней, а некоторые и 4.
Ракеты с РДТТ не самая корректная аналогия, поскольку там есть свои особенности:
УИ у РДТТ низкий, отсюда малая delta-v ступеней и необходимость их большого количества.
РДТТ имеют малое время работы, отсюда необходимость большого их количества и, опять же, малая delta-v.
Третья/четвёртая ступень твёрдотопливной РН зачастую какой-нибудь гептиловый разгонный блок с малой delta-v, нужный для коррекции орбиты. Будь у твердотопливников возможность рестартов и аккуратного регулирования тяги, многие твердотопливники потеряли бы ступень.
Первая/вторая/третья ступень твердотопливных РН зачастую является частью МБР/её производной/изготовлена со схожей технологией. Это накладывает ограничения на располагаемую delta-v ступени.
Ступени обладают малыми размерами и плохим соотношением площадь пов-ти/внутренний объём.
Американцы, практически единственные, у кого есть РДТТ размерности "больше, чем для МБР" обладают безудержным желанием впихнуть туда водород. И хорошая смесь получается:
Space Shuttle имел 28 тонн тяги на тонну ПН на орбите (орбитер я тоже считаю за ПН), против 62-67 тонн у большинства РН. Массовая доля ПН была >5%, что тоже очень круто.
Вот эта РН имела порядка 2,8% МюПН, что неплохо. Массовую долю ПН и эффективность использования двигателей можно было бы поднять, увеличив тягу двигателя первой ступени.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/55721.jpg)
По Омеге от Грумманов есть данные о стартовой массе? А то судя по ПН, это либо мастодонт, либо страшно эффективный зверь.
Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм и 800 градусным наддувом после газогенератора, то после выработки жидкого кислорода в баке H-11 останется ~4.5 тонны газообразного O2. (500 * (2.6/3.6) / 1.141 * 0.001429 / 3 * 30). На таком запасе 120-тонный РД мягкой посадки может работать десятки секунд с постепенно уменьшающейся тягой. Для мягкой посадки после гашения вертикальной скорости требуется половинная тяга, которая достигается естественным образом после выжигания около половины газа. А всего на торможение ступени H-11 перед посадкой требуется примерно 9-10 секунд. Т.е. садиться можно на "бесплатных" газообразных остатках кислорода и последней тонне керосина.
Чтобы бак не перегревался, можно уменьшить температуру газа наддува и выжигать избыточный кислород посадочным РД в конце АУТ, или использовать его для выхода в точку посадки.
Как я предположил, вытеснительный РД со вспомогательной камерой газификации вполне может работать на газообразном кислороде, при условии доработки системы подачи окислителя. В моем [ламерском] понимании, запустить посадочный РД на газе проще, чем на жидком кислороде, чтобы не иметь те проблемы с замерзанием, которые мы предполагаем у "Старшипа". В общем, если это не так и работа вытеснительного РД в режиме "газовой горелки" невозможна - то прошу извинить ::).
00000001.png
Кстати, а как насчёт баков с двойной стенкой? Это когда у бака две стенки, и один компонент заливается во внутренний бак, а второй компонент заливается в пространство между стенками. Преимущество: внутренняя стенка не будет испытывать нагрузок от наддува, т.к. там равновесие давлений. Ступень выйдет короче.
Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм
30 атм я хочу на первой ступени.
На верхних хватит и 15.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 09.06.2021 16:52:28Кстати, а как насчёт баков с двойной стенкой? Это когда у бака две стенки, и один компонент заливается во внутренний бак, а второй компонент заливается в пространство между стенками. Преимущество: внутренняя стенка не будет испытывать нагрузок от наддува, т.к. там равновесие давлений. Ступень выйдет короче.
В случае толстых коротких баков такой же эффект получается при совмещенном днище.
Цитата: Шестопер239 от 09.06.2021 18:42:33Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм
30 атм я хочу на первой ступени.
На верхних хватит и 15.
Это понятно. Подсчеты проводились для модифицированной первой ступени H-11.
Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17В общем, если это не так и работа вытеснительного РД в режиме "газовой горелки" невозможна - то прошу извинить (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png).
Попадалась на глаза статья о ЖРД на вытеснительной схеме, питающейся газом наддува (кислород-метан, если не запамятовал). ЖРД предназначался для посадки. :)
Так, пришла совсем безумная идея - подача топлива за счёт давления столба топлива.
Но понадобится реально ОГРОМНАЯ ракета.
Суть такова, что при высокой ракете и плотном топливе на нижний слой топлива, который рядом с инжектором, будет оказываться огромное давление за счёт веса вышестоящего столба жидкости.
Здесь положительная зависимость: чем выше ракета, тем больше давление - тем больше тяга с каждого квадратного метра сопла - тем меньший диаметр будет у сопла и камеры сгорания двигателя - тем выше будет ракета (ракета = цилиндр, уменьшаешь диаметр, увеличиваешь высоту для сохранения объёма) - чем выше ракета, тем выше давление в КС и т.д.
Конечно, давление будет падать, но на большой высоте требования к давлению в КС и к тяге уже не такие жёсткие. Можно наддувом держать минимальные 5-7 атмосфер и будет всё в шоколаде).
Безумие конечно, но тем не менее.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.06.2021 15:40:45Так, пришла совсем безумная идея - подача топлива за счёт давления столба топлива.
Но понадобится реально ОГРОМНАЯ ракета.
Суть такова, что при высокой ракете и плотном топливе на нижний слой топлива, который рядом с инжектором, будет оказываться огромное давление за счёт веса вышестоящего столба жидкости.
Здесь положительная зависимость: чем выше ракета, тем больше давление - тем больше тяга с каждого квадратного метра сопла - тем меньший диаметр будет у сопла и камеры сгорания двигателя - тем выше будет ракета (ракета = цилиндр, уменьшаешь диаметр, увеличиваешь высоту для сохранения объёма) - чем выше ракета, тем выше давление в КС и т.д.
Конечно, давление будет падать, но на большой высоте требования к давлению в КС и к тяге уже не такие жёсткие. Можно наддувом держать минимальные 5-7 атмосфер и будет всё в шоколаде).
Безумие конечно, но тем не менее.
Это для вертикально летящей ракеты?)
Как раз схема для Шестопёра, с топливными баками по полкилометра длинной...
Цитата: cross-track от 20.06.2021 15:42:54Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.06.2021 15:40:45Так, пришла совсем безумная идея - подача топлива за счёт давления столба топлива.
Но понадобится реально ОГРОМНАЯ ракета.
Суть такова, что при высокой ракете и плотном топливе на нижний слой топлива, который рядом с инжектором, будет оказываться огромное давление за счёт веса вышестоящего столба жидкости.
Здесь положительная зависимость: чем выше ракета, тем больше давление - тем больше тяга с каждого квадратного метра сопла - тем меньший диаметр будет у сопла и камеры сгорания двигателя - тем выше будет ракета (ракета = цилиндр, уменьшаешь диаметр, увеличиваешь высоту для сохранения объёма) - чем выше ракета, тем выше давление в КС и т.д.
Конечно, давление будет падать, но на большой высоте требования к давлению в КС и к тяге уже не такие жёсткие. Можно наддувом держать минимальные 5-7 атмосфер и будет всё в шоколаде).
Безумие конечно, но тем не менее.
Это для вертикально летящей ракеты?)
Думаю небольшой крен не повредит, при правильно сделанном топливопроводе.
Главное обеспечить высокое давление на уровне моря, подняться километров до 10-15, а там резко падают требования к наддуву. На больших высотах и в вакууме УИ уже почти не зависит от давления в КС, и от давления наддува топливных баков (для вытеснительной РН).
Просто если обеспечивать необходимые 25-30 атмосфер наддувом, то понадобится тяжёлый бак, а у гигантских ракет можно 10 атмосфер получить наддувом, и 15-20 атмосфер за счёт гидростатического давления. И масса баков будет разительно отличаться.
На сверхтяжелой ракете пакетной компоновки вполне можно применить цилиндрические баки высотой порядка 100 метров (и диаметром несколько метров).
Если залить в такой бак керосин, и стартовать с ускорением 5 м/с^2, гидростатическое давление составит около 17 атмосфер.
Но бак все равно придется делать тяжелым — по крайней мере, его нижнюю часть. Гидростатическое давление способно разорвать бак не хуже давления газов наддува.
Правда, некоторое снижение массы бака будет достигнуто за счет утоньшения стенок в верхней части, и уменьшения массы газов наддува.
Но цилиндрический тонкий и высокий бак с большим отношением длины к диаметру будет обладать плохим массовым совершенством.
Наиболее легкий бак, рассчитанный на высокое давление, должен иметь форму, близкую к сфере (даже если делать толщину стенок одинаковой во всех местах).
Если же устанавливать двигатели первой ступени намного ниже баков первой ступени, метров на 100, и создавать высокое давление за счет высоты топливопроводов — понадобится прочная и тяжелая 100-метровая ферма, способная выдержать снизу силу тяги двигателей, а сверху вес заправленных топливных баков первой ступени.
Если же применить такую компоновку (снизу вверх): двигатели первой ступени, потом вторая ступень, потом ПН, и на самом верху баки первой ступени (они соединены с двигателями первой ступени вертикальным топливопроводом, двигатели и баки первой ступени по завершении ее работы отбрасываются от ракеты одновременно, двигатели вниз, баки уводятся вверх) — тогда корпус второй ступени и обтекатель ПН придется усиливать и утяжелять, чтобы могли выдержать сжимающую нагрузку от веса баков первой ступени.
В итоге сомневаюсь, что получится прибавка мю ПН, или что она будет значительной.
Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 18:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
С плоскими. С неплоскими это уже не цилиндр. Не? ;D
Цитата: telekast от 20.06.2021 18:26:05Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 18:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
С плоскими. С неплоскими это уже не цилиндр. Не? ;D
Ну, тогшда вывод, похоже, не верен . Толщина плоского днища нагруженного давлением t=0.9*f*R*(P/SIGMAв)^0.5. Плоские днища всю картину портят. Попробуйте, посчитайте.
Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 19:32:03Цитата: telekast от 20.06.2021 18:26:05Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 18:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
С плоскими. С неплоскими это уже не цилиндр. Не? ;D
Ну, тогшда вывод, похоже, не верен . Толщина плоского днища нагруженного давлением t=0.9*f*R*(P/SIGMAв)^0.5. Плоские днища всю картину портят. Попробуйте, посчитайте.
Я говорил лишь о геометрии, цилиндре с наименьшей общей площадью.
Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
Поэтому я хочу такую компоновку ступеней (на рисунке первая ступень):
(https://b.radikal.ru/b05/2106/e6/3b1fd559421e.jpg)
Совмещенное днище тоньше внешних стенок баков, в баках горючего и окислителя одинаковое давление.
При диаметре баков 30 метров можно установить 72 двигателя с диаметром сопла 3,5 метра.
Нет проблем с мгновенным случайным переносом центра тяжести по горизонтали?
Цитата: telekast от 20.06.2021 20:01:34Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 19:32:03Цитата: telekast от 20.06.2021 18:26:05Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 18:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
С плоскими. С неплоскими это уже не цилиндр. Не? ;D
Ну, тогшда вывод, похоже, не верен . Толщина плоского днища нагруженного давлением t=0.9*f*R*(P/SIGMAв)^0.5. Плоские днища всю картину портят. Попробуйте, посчитайте.
Я говорил лишь о геометрии, цилиндре с наименьшей общей площадью.
А что толку от минимальной площади, если она не соответствуеи тминимальной массе? :o
Цитата: telekast от 20.06.2021 18:26:05Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 18:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
С плоскими. С неплоскими это уже не цилиндр. Не? ;D
Плоские днища делают массу оболочки бесконечной.
Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 21:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 20:01:34Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 19:32:03Цитата: telekast от 20.06.2021 18:26:05Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 18:00:11Цитата: telekast от 20.06.2021 17:55:49Цитата: Дмитрий В. от 20.06.2021 17:33:02Цитата: telekast от 20.06.2021 16:45:52Наиболее близкий к сфере цилиндр это высотой равный диаметру. У него наименьшая площадь поверхности, а значить наименьшая масса оболочки.
А это с учётом днищ или без?
Ессно с днищами.
С плоскими?
С плоскими. С неплоскими это уже не цилиндр. Не? ;D
Ну, тогшда вывод, похоже, не верен . Толщина плоского днища нагруженного давлением t=0.9*f*R*(P/SIGMAв)^0.5. Плоские днища всю картину портят. Попробуйте, посчитайте.
Я говорил лишь о геометрии, цилиндре с наименьшей общей площадью.
А что толку от минимальной площади, если она не соответствуеи тминимальной массе? :o
Это отправная точка. Затем вносим поправки. Не нравиться цЫлиндр? Делате чистую сферу, будет минимальная масса для данного объёма. Я разве против. :)
Как-то так:
(https://a.radikal.ru/a41/2106/de/8052dc82178b.jpg)
Метановый трехступ и водородно-метановый двухступ.
Максимальный диаметр (по двигателям первой ступени) 40 метров, длина 120-140 м.
Стартовая масса 30000 тонн.
ПН на НОО 700-750 тонн.
На первой ступени 72 двигателя по 600 тонн, на второй 18, на третьей 6.
Водородник хорош тем, что при добавлении третьей ступени доставит порядка 200 тонн на ГСО, а метаннику для этого нужно 4 ступени.
Поскольку УИ первой ступени примерно 0,75 от уровня Раптора, а тяга 43200 тонн - акустические нагрузки примерно вдвое мощнее, чем при старте Starshipа (они зависят от скорости истечения в четвертой степени), но воздействовать они будут на гораздо более массивный и прочный корпус баков с вытеснительной подачей у носителя с шестикратно большей массой - так что развалиться не должен.
Цитата: telekast от 20.06.2021 22:12:16А что толку от минимальной площади, если она не соответствует минимальной массе? :o
Это отправная точка. Затем вносим поправки. Не нравиться цЫлиндр? Делате чистую сферу, будет минимальная масса для данного объёма. Я разве против. :)
Со сферой будет минимальная масса баков, но не конструкции блока.
Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 16:23:45Но бак все равно придется делать тяжелым -- по крайней мере, его нижнюю часть. Гидростатическое давление способно разорвать бак не хуже давления газов наддува.
Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 16:23:45Правда, некоторое снижение массы бака будет достигнуто за счет утоньшения стенок в верхней части, и уменьшения массы газов наддува.
Если наддувать компонентами топлива, то масса газов наддува выходит приличная. Можно увеличить температуру газов наддува, и тогда уменьшится его масса, но есть предел по прочности материала (ИРЛ у РН температура газов наддува до 450 градусов доходила).
И для узкой и высокой ракеты "утоньшение стенок в верхней части" равно огромной экономии на массе топливного бака, просто из-за того, что там высокое давление будет лишь в нижней части.
Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 16:23:45Наиболее легкий бак, рассчитанный на высокое давление, должен иметь форму, близкую к сфере (даже если делать толщину стенок одинаковой во всех местах).
Кто знает. Широкие баки должны иметь внутри систему от расплёскивания топлива, кучу перегородок. Они должны быть выполненными из толстой стали, чтобы держать давление. Толстая сталь = сложная и дорогая сварка. Напомню, что ещё в масштабах Sea Dragon'а (23 метра диаметр) это было заметно, потому керосиновый бак там выполнен из другого материала, с меньшей прочностью на единицу массы, но большей прочностью на единицу объёма.
В то же время узкий бак можно делать из более тонких листов при том же внутреннем давлении и объёме, что значит можно применять простые технологии сварки, можно оперировать более лёгкими и тонкими сегментами, работать в крытом помещении с небольшим пролётом, отказаться от перегородок против плескания топлива, а прочность нижних сегментов ракеты обеспечить просто за счёт приварных лонжеронов, и т.п..
Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 22:27:10Максимальный диаметр (по двигателям первой ступени) 40 метров, длина 120-140 м.
Такой не в каждый канал пролезет.
Чёрт, в голову пришла абсолютно безумная вещь.
Я давно заметил, что УИ ЖРД в вакууме не зависит от давления в КС, и там вполне могут быть доли атмосферы при хорошем УИ и малой тяге и низкой температуре.
Так вот, а если построить ракетную ступень с дико тонкими стенками из тончайшей полимерной плёнки, наддувать нагретыми до 700+ градусов Цельсия компонентами топлива и довольствоваться малой тягой, уровня "разгонимся до отлётной траектории за день-два"? Там же может получиться дичайшее весовое совершенство.
Я пока сделал несколько прикидок в уме, это реально может составить конкуренцию всяким аппаратам с СБ/ЯЭУ и ионниками.
Ещё всё никак не опускает меня идея гибридного РД.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48389.png)
Там же можно наддувать лишь 1 бак, давлением большим, чем в камере сгорания. А второй бак по сути и есть КС, и давление там относительно низкое.
Температуры в баке что там высокие, что там, чтобы снизить массу газов наддува.
Ещё у гибридников есть крутая фишка - по сути топливо может служить этакой стенкой, пока не закончится.
Чем больше топлива - тем толще эта "стенка". Чем толще стенка, тем большее давление можно нагнетать.
Суть идеи такова: гибридная вторая ступень стартует где-то на суборбитальной траектории, и запускается. В КС лютое давление для большой тяги, все нагрузки на КС воспринимаются топливными брикетами. Бак с жидким компонентом топлива прикрыт сверху большим напёрстком. Сам по себе бак тонкий, под давлением он раздувается, и упирается в стенки напёрстка, которые и воспринимают всю нагрузку. Потом на НОО напёрсток отстреливается, чтобы на высокие орбиты не таскать лишний груз, и дальше ступень идёт на малой тяге. КС сама по себе почти чистое топливо, и начинает воспринимать нагрузки лишь когда почти всё топливо сгорело. К этому моменту давление там уже совсем низкое, как и температуры. Бак жидкого компонента постепенно стравливает давление в КС, и дальше работает под очень низким давлением и малыми нагрузками.
Как идея, в кач-ве напёрстка может быть сложенная СКЭС, которая также будет играть роль и обтекателя.
В сложенном виде она должна быть в виде цветка ландыша:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40035.jpg)
Но тогда её сбрасывать не надо, а лететь с ней до конца.
Т.к. КС по сути не испытывает каких-то зверских температур или нагрузок, она тоже может быть использована как какой-либо компонент. Лично я её вижу как горячий компонент ТЭГа (термоэлектрогенератора).
Ешё я думаю насчёт ТЭГа, там ведь по идее мощность зависит лишь от разницы температур и от площади элементов.
Удельная мощность зависит лишь от мощности и массы. Мощность зависит от площади. Максимальная площадь при минимальной массе достигается за счёт очень тонких плёнок в качестве элементов.
И тут я не вижу каких-то разумных ограничений...
Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 22:27:10(https://a.radikal.ru/a41/2106/de/8052dc82178b.jpg)
Справа хохлы верхом на
этой стране!
;D ;D ;D ;D ;D
(извиняюсь, навеяло)
Цитата: Старый от 17.07.2021 09:35:48Справа хохлы верхом на этой стране!
Так у РФ флаг белый-синий-красный.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 11:33:24Цитата: Старый от 17.07.2021 09:35:48Справа хохлы верхом на этой стране!
Так у РФ флаг белый-синий-красный.
Так вокруг всё белое. И сверху и снизу - на любой вкус.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 08:28:44Так вот, а если построить ракетную ступень с дико тонкими стенками из тончайшей полимерной плёнки, наддувать нагретыми до 700+ градусов Цельсия компонентами топлива и довольствоваться малой тягой, уровня "разгонимся до отлётной траектории за день-два"? Там же может получиться дичайшее весовое совершенство.
Самое лучшее отношение массы топлива к конструкции у ракет-автофагов, о них ещё Ф.А. Цандер мечтал: делать конструкцию из топлива, а потом сжигать.
Цитата: pkl от 17.07.2021 21:43:34Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 08:28:44Так вот, а если построить ракетную ступень с дико тонкими стенками из тончайшей полимерной плёнки, наддувать нагретыми до 700+ градусов Цельсия компонентами топлива и довольствоваться малой тягой, уровня "разгонимся до отлётной траектории за день-два"? Там же может получиться дичайшее весовое совершенство.
Самое лучшее отношение массы топлива к конструкции у ракет-автофагов, о них ещё Ф.А. Цандер мечтал: делать конструкцию из топлива, а потом сжигать.
Отформовать ТТРД с торцом в виде клинового сопла и "Вперед, на Марс!"©Цандер
Этого мало - у.и. незначительный. Надо придумать что-то насчёт твёрдого горючего и окислителя. Может, замороженные газы в лёгкой теплоизоляции.
Цитата: pkl от 17.07.2021 23:00:09Этого мало - у.и. незначительный. Надо придумать что-то насчёт твёрдого горючего и окислителя. Может, замороженные газы в лёгкой теплоизоляции.
"Твердое горючие и окислитель" это и есть ТТРД.
Цитата: telekast от 17.07.2021 23:11:08Цитата: pkl от 17.07.2021 23:00:09Этого мало - у.и. незначительный. Надо придумать что-то насчёт твёрдого горючего и окислителя. Может, замороженные газы в лёгкой теплоизоляции.
"Твердое горючие и окислитель" это и есть ТТРД.
Там смесевое твёрдое топливо, а я имею в виду раздельное хранение и подачу.
Цитата: pkl от 17.07.2021 23:16:25Цитата: telekast от 17.07.2021 23:11:08Цитата: pkl от 17.07.2021 23:00:09Этого мало - у.и. незначительный. Надо придумать что-то насчёт твёрдого горючего и окислителя. Может, замороженные газы в лёгкой теплоизоляции.
"Твердое горючие и окислитель" это и есть ТТРД.
Там смесевое твёрдое топливо, а я имею в виду раздельное хранение и подачу.
"Раздельное зрнение и подача" твердого топлива и твердого окислителя? И нафига такой гимморой? Дабеще и в виде "самосгорающего корпуса". Не, повывихивать себе мозг иогда интересно, конечно, но НАФИГА? Какие такие плюшки рисуются в мечтах?
Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное зрнение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Цитата: pkl от 17.07.2021 23:51:18Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное зрнение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Ну, Вы сами написали "..и подача" потому и спросил. И в зону плавки/газификации компоненты все равно ПОДАВАТЬ придется таки. :) НА-ФИ-ГА?
Так, я тут нашёл какую-то книгу, которую иначе как Камасутрой ракетных топлив не назвать.
Если конкретнее, то это М.С. Штехер "Топлива и рабочие тела ракетных двигателей".
Я пока её не прочитал, но то что там рассматривают в самом начале главы "высокоэнергетические виды" топлива, уже доставляет. Например пятикомпонентное топливо...
Вот ещё хорошая идея для топлива для ракетной ступени.
Существуют т.н. называемые неньютоновские жидкости, не подчиняющиеся ньютоновским законам, описывающим вязкость.
Суть таких жидкостей в том, что при оказывании на них механического давления они в большинстве своём делают две из перечисленных вещей:
Становятся более текучими. Например шампуни, косметика и различные краски. При размешивании они становятся достаточно жидкими, чтобы легко наносится на ворсинки кисточки, чтобы затекать между волосами и т.п., а когда их не трогают, они становятся очень вязкими, и не стекают с поверхностей. Такими же свойствами обладают некоторые виды машинных масел и смазок. Они очень плотные и не стекают с обмазанных деталей, но ведут себя как очень текучие жидкости и легко фильтруются.
Становятся твёрдыми. Такие жидкости встречаются реже. Ярким примером будет взвесь крахмала (желательно кукурузного) в воде. При правильной концентрации свежеприготовленный раствор будет твердеть при механических нагрузках. Вот я в школе на одном из шоу из такого жидкого, как кефир, крахмала умудрялся лепкой заниматься. Но как только руки останавливаются, он сразу растекается, как будто ничего и не было. А ещё я лабораторную мешалку сломал в таком растворе, когда слишком резко начал размешивать раствор - он тупо затвердел. Вот говорят, "на высоких скоростях ударься об воду - как бетон". Тут такой же эффект, только уже при медленном помешивании.
Обычно такие свойства наблюдаются у разнообразных взвесей. А топливо на основе взвесей ой какое лютое...
Вот было бы круто из такого топлива создать самонесущую ракету. Устанавливаешь по краям бака какие-нибудь вибраторы, и вуаля.
Цитата: pkl от 17.07.2021 23:51:18Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное хранение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Надо на основе неньютоновский жидкости делать.
https://youtu.be/zTXN5t5K2Co
Это называется дилатантная жидкость, если быть точнее.
Можно заставлять её затвердевать за счёт микровзрывов в топливном баке эту жидкость твердеть. Заодно обеспечить т.н. химический наддув (часть топлива сжигается прямо в баке, что образовывать горячие газы для наддува).
Итак, бак из тонкой фольги, прочной на разрыв, "твёрдая" за счёт микровзрывов неньютоновская жидкость берёт на себя все нагрузки, которые испытывает вторая ступень при выведении, двигатель работает на жидких компонентах, которые хранятся в баки из твёрдой неньютоновской жидкости.
В невесомости ракета переходит на питание двигателя неньютоновской жидкостью. Быстро её подавать нельзя, потому большой тяги не добиться, но для орбитального маневрирования это не так важно.
Ещё по идее в невесомости топливо на основе взвесей не будет страдать от оседания твёрдых частиц. Гравитации же нет. А при выведении из-за больших нагрузок на неньютоновскую жидкость жидкость постоянно перетекает из промежутков между молекулами, и они никуда оседать не смогут.
Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 22:27:10Стартовая масса 30000 тонн.
При такой стартовой массе лучше применить атомно-импульсный принцип. Масса такая же, эффективность выше.
Цитата: Дмитрий Инфан от 18.07.2021 14:03:39Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 22:27:10Стартовая масса 30000 тонн.
При такой стартовой массе лучше применить атомно-импульсный принцип. Масса такая же, эффективность выше.
Типа такого?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40052.gif)
Там проблема с дорогущими ядерными зарядами и неприменимостью на лёгких кораблях.
Щит должен быть тяжёлым, чтобы выдерживать последствия ядерного взрыва.
Он должен быть лёгким относительно космического корабля, чтобы тот был инертным по отношению к щиту и не колебался от взрывов.
Ну и целый ядерный арсенал ради одного полёта...
https://ru.wikipedia.org/wiki/Тиксотропия
Эх, всё придумано до нас...
В той камасутре ракетных топлив описываются затвердевающие в случае аварии жидкие КРТ.
Цитата: Дмитрий Инфан от 18.07.2021 14:03:39При такой стартовой массе лучше применить атомно-импульсный принцип. Масса такая же, эффективность выше.
Летать на ядерных взрывах - это не для ежедневных стартов с Земли. Это для межпланетных полетов, причем с включением ядерного двигателя вне атмосферы.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.07.2021 12:12:08Существуют т.н. называемые неньютоновские жидкости, не подчиняющиеся ньютоновским законам, описывающим вязкость.
Ради интереса погуглите про тиксотропные суспензии алюминия в гидразине. Наша - люминал-А, американская - алюмизин.
По алюмизину у меня есть книжка, там ему несколько статей посвящено.
https://youtu.be/t3neqUhoDRA
Вот это вещь!
Цитата: C-300-2 от 19.07.2021 10:52:29Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.07.2021 12:12:08Существуют т.н. называемые неньютоновские жидкости, не подчиняющиеся ньютоновским законам, описывающим вязкость.
Ради интереса погуглите про тиксотропные суспензии алюминия в гидразине. Наша - люминал-А, американская - алюмизин.
По алюмизину у меня есть книжка, там ему несколько статей посвящено.
А вот книжку я хочу! Самые интересные главы той камасутры я уже прочитал, нашёл ещё книгу при применение дилатантных жидкостей в пром-ти, на английском, но пока не читал.
Так вот, в той книге про ракетные топлива не рассматривали такого. Там были суспензии и прочие гетерогенные системы металлов в органике, и там их процессы горения мешали друг другу. Либо металл неполностью сгорал и уменьшал УИ, либо он как раз-таки сгорал, но тогда органическая основа не сгорала, а термически разлагалась в лютом пламене горящего металла, и получался кокс и прочее, движок от этого сильно дымил.
Эх, хотел прикрепить книжку сюда, но и размер большой и джвю не даёт прикрепить :(
Напишите почту в личку - отправлю.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.07.2021 10:52:40https://youtu.be/t3neqUhoDRA
Вот это вещь!
Это уже не натягивание шкурки на кисель а стягивание шкурки с киселя, какоето...
Цитата: telekast от 17.07.2021 23:57:23Цитата: pkl от 17.07.2021 23:51:18Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное зрнение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Ну, Вы сами написали "..и подача" потому и спросил. И в зону плавки/газификации компоненты все равно ПОДАВАТЬ придется таки. :) НА-ФИ-ГА?
Если топливо является частью конструкции космического аппарата, нужна другая схем: некий агрегат, который перемещается по конструкции с одного конца и плавит/газифицирует её.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.07.2021 12:12:43Цитата: pkl от 17.07.2021 23:51:18Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное хранение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Надо на основе неньютоновский жидкости делать.
Подобрать две ньютоновские жидкости, одна из которых горючее, а другая - окислитель? Гм... это вообще возможно. Тем более, что выбор окислителей и так невелик.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.07.2021 14:22:21Цитата: Дмитрий Инфан от 18.07.2021 14:03:39Цитата: Шестопер239 от 20.06.2021 22:27:10Стартовая масса 30000 тонн.
При такой стартовой массе лучше применить атомно-импульсный принцип. Масса такая же, эффективность выше.
Там проблема с дорогущими ядерными зарядами и неприменимостью на лёгких кораблях.
Человек предлагает носитель со стартовой массой 30 тыс. тонн, так что с этим всё нормально. А вот необходимость распылять по космосу актиноиды... гм... Мне кажется, лучше искать возможность термоядерного зажигания без делящихся материалов.
Цитата: pkl от 20.07.2021 00:44:42Цитата: telekast от 17.07.2021 23:57:23Цитата: pkl от 17.07.2021 23:51:18Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное зрнение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Ну, Вы сами написали "..и подача" потому и спросил. И в зону плавки/газификации компоненты все равно ПОДАВАТЬ придется таки. :) НА-ФИ-ГА?
Если топливо является частью конструкции космического аппарата, нужна другая схем: некий агрегат, который перемещается по конструкции с одного конца и плавит/газифицирует её.
Этим агрегатом может выступать сам двигатель, перемещать его будет реактивная тяга, автоматически, т.с. Но это всетравно, все таже "подача", только наизнанку. Подаете не топливо в двигатель, а двигатель к топливу, не факт, что это будет проще. Вот в случае неньютоновских жидкостей этот вариант может и сработать и вообще он мне нравится, достаточно безумный, чтобы попробовать. ;D
Цитата: telekast от 20.07.2021 08:50:39Вот в случае неньютоновских жидкостей этот вариант может и сработать и вообще он мне нравится, достаточно безумный, чтобы попробовать. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
)
Главная идея разгружать стенку неньютоновской жидкостью.
В своих химических изысканиях я достаточно близко подошёл к нахождению такой жижи.
А подавать неньютоновку просто (в теории) разжижаешь стенки, и они самотёком поступают в ЖРД. ЖРД ведь работает, создаёт тягу, значит есть ускорение и эрзац-сила тяжести.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40094.png)
Тёмно-синим показана "твёрдая" неньютоновская жидкость, светло-голубым - "сжиженная" неньютоновская жидкость.
На левой картинке подразумевается, что жидкость под диким давлением. Возможно, стоило бы нарисовать там газ наддува. Наддув лютый - чем больше давление, тем выше тяга, она при довыведении на орбиту нужна (я сейчас подразумеваю вторую ступень РН аля Falcon 9/Зенит) и тем компактнее сопло (для той же тяги).
Потом давление нагнетается чисто за счёт гидростатического давления. Ускорение в 4-5 G даёт соответствующие перегрузки и сильно увеличивает вес жидкости, верхнее слои сильнее давят на нижние и вуаля, подача топлива.
А последние остатки топлива подаются при очень малом давлении в КС и топливном баке. Сам по себе он ведь дико тонкий и большого давления не выдержит. Газы наддува, в теории, должны создать достаточно большое давление, чтобы газифицировать компоненты топлива, тогда всё должно сработать. Углеволокно держит порядка 1600-2000 градусов Цельсия, если рядом нет химически активных веществ. Бак из сверхтонкого углеволокна, внутри и снаружи облеплен карбидом фигни, чтобы волокно не реагировало с КРТ и атмосферным кислородом при возвращении. Огромный и почти невесомый топливный бак будет легко тормозиться. Большое давление (в теории) тоже не нужно. Для надувного щита второй ступени Sea Dragon'а предполагалось внутреннее давление порядка 5 psi сверх атмосферного, ЕМНИП. И какой-то отдельной ТПЗ не нужно.
Как только заставлять неньютоновскую жидкость твердеть... Есть идея вызывать в ракетной ступени болтанку. Сначала будет тяжело, но жидкость от постоянного сдвига слоёв будет постепенно сжижаться, и уровень болтанки можно снизить. ПН придётся это терпеть, но перебьются. Ей ещё по ЖД/на самолёте на космодром лететь, да и выведение то же не прогулка по парку. Ещё можно внутри бака сделать перемычки и распорки. Они укрепят корпус, и будут работать как своего рода мешалки. Собственно мутовки и выглядят как своего рода крестовины, и предназначенные они для перемешивания густых жидкостей, типа сметаны:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/73395.jpg)
Я тут ещё подумал, возможно есть смысл в псевдопластике - это неньютоновская жидкость, которая твердеет при малых нагрузках, но разжижается при больших. Но да, заправлять его будет будет сложнее.
Цитата: telekast от 20.07.2021 08:50:39Но это всетравно, все таже "подача", только наизнанку.
Так движение относительно! С точки зрения топлива, двигатель всегда приближается к нему, а с точки зрения двигателя наоборот, а третий персонаж в этой истории лишний.
Цитата: telekast от 20.07.2021 08:50:39Подаете не топливо в двигатель, а двигатель к топливу, не факт, что это будет проще.
А может нафиг двигатель?
Берём длинную шашку твёрдого ракетного топлива. На одной стороне ПН, на другой - "сопло". Поджигаем со стороны сопла. На самом деле там нифига нет, кроме цилиндра из чистого топлива и ПН, а сопло - это не агрегат, а направление.
Зажигание происходит со стороны сопла, и топливо начинает гореть. Если правильно поджечь, то может быть получится этакий конус, который сможет играть роль эрзац сопла:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48398.png)
Пущай без нормального сопла УИ идёт в трубу. Пущай это слабо контролируемый процесс. Но это реально ключ к дальнему космосу. Смотри:
Нужно много ХС для полёта к далёким планетам. Но максимум ХС ограничен двумя вещами:
Весовым совершенством разгонного блоки.
Удельным импульсом его двигательной установки.
В теории можно оставить не удел почти всё способы передвижения в космосе... Но понадобятся огромные массы на орбите. Но это может оказаться проще разработки высокомощных космических ядерных реакторов.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40095.png)
Цитата: pkl от 20.07.2021 00:57:10Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.07.2021 12:12:43Цитата: pkl от 17.07.2021 23:51:18Цитата: telekast от 17.07.2021 23:39:27"Раздельное хранение и подача" твердого топлива и твердого окислителя?
Не, только хранение. Для подачи горючее /а не топливо/ и окислитель плавятся либо газифицируются.
Надо на основе неньютоновский жидкости делать.
Подобрать две ньютоновские жидкости, одна из которых горючее, а другая - окислитель? Гм... это вообще возможно. Тем более, что выбор окислителей и так невелик.
Можно один из компонентов делать твёрдым, а другой - из неньютоновской жидкости. Металлосодержащее топливо горит с дикой температурой, так что жидкий окислитель может иметь в своём составе вещество, не вступающее в хим реакцию, а только нагревающееся. Это вещество будет охлаждать КС, заодно может получиться повышение УИ.
Т.е. в качестве жидкого окислителя может подойти тот же раствор какого-нибудь высокомолекулярного соединения и растворимого окислителя в воде. Окислителя растворять ровно столько, чтобы была стехиометрия, чтобы максимум температуры в КС, и чтобы было больше тепла для уноса воды.
Вместо воды можно какой-нибудь органический растворитель, у них температура замерзания ниже.
Но суть в том, что неньютоновская жидкость в большинстве своём лишь жидкость с плавающими в ней частицами.
Цитата: C-300-2 от 19.07.2021 11:03:19Эх, хотел прикрепить книжку сюда, но и размер большой и джвю не даёт прикрепить :(
Напишите почту в личку - отправлю.
Ок.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48403.jpg)
Не забуду.
Цитата: telekast от 20.07.2021 08:50:39Этим агрегатом может выступать сам двигатель, перемещать его будет реактивная тяга, автоматически, т.с. Но это всетравно, все таже "подача", только наизнанку. Подаете не топливо в двигатель, а двигатель к топливу
Ну как то так, да. Двигатель своей тягой будет прижиматься к топливу. Но топливо, причём как горючее, так и окислитель, должны быть твёрдыми в нормальных условиях. Хотя бы в условиях космоса и достаточно прочными без баков и поддерживающих конструкций. Подобрать такое топливо мне видится главной проблемой. Особенно окислитель, горючим то может быть и полиэтилен, и металл какой.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.07.2021 10:21:16А может нафиг двигатель?
Берём длинную шашку твёрдого ракетного топлива. На одной стороне ПН, на другой - "сопло". Поджигаем со стороны сопла. На самом деле там нифига нет, кроме цилиндра из чистого топлива и ПН, а сопло - это не агрегат, а направление.
Зажигание происходит со стороны сопла, и топливо начинает гореть. Если правильно поджечь, то может быть получится этакий конус, который сможет играть роль эрзац сопла:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48398.png)
Хех! Мне такая идея пришла в голову, когда мне ещё было 14 лет! :) Почерпнул её из книги Гильзина К.А. "Электрические межпланетные корабли" 1970 г.
А из чего конкретно делать?
Цитата: pkl от 21.07.2021 12:51:49Цитата: telekast от 20.07.2021 08:50:39Этим агрегатом может выступать сам двигатель, перемещать его будет реактивная тяга, автоматически, т.с. Но это всетравно, все таже "подача", только наизнанку. Подаете не топливо в двигатель, а двигатель к топливу
Ну как то так, да. Двигатель своей тягой будет прижиматься к топливу. Но топливо, причём как горючее, так и окислитель, должны быть твёрдыми в нормальных условиях. Хотя бы в условиях космоса и достаточно прочными без баков и поддерживающих конструкций. Подобрать такое топливо мне видится главной проблемой. Особенно окислитель, горючим то может быть и полиэтилен, и металл какой.
Вообще при лютом весовом совершенстве можно пожертвовать УИ, но тут проще твердотопливник с тонюсенькими стенками, ИМХО.
Давайте конкретно по химии. Допустим, в моём разгонном блоке-автофаге /на РН пока не замахиваюсь/ горючее - полиэтилен либо какой-то легкоплавкий углеводород. Из чего делаем окислитель? Ну хоть та же пентаокись диазота, подмороженная водой для прочности. У Вас что? Из чего конкретно Вы думаете делать РДТТ?
Цитата: pkl от 21.07.2021 12:55:26Хех! Мне такая идея пришла в голову, когда мне ещё было 14 лет! (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png) Почерпнул её из книги Гильзина К.А. "Электрические межпланетные корабли" 1970 г.
А из чего конкретно делать?
ХЗ, тут очень много параметров, которые нужно обдумать. Мне больше нравится идея с неньютоновской жидкостью, вот пока тему изучаю.
А какую конкретно жидкость Вы думаете использовать в качестве окислителя?
Цитата: pkl от 21.07.2021 13:28:22А какую конкретно жидкость Вы думаете использовать в качестве окислителя?
Скорее всего перекись, хранится при адекватных температурах, может разлагаться при высоких температурах играя роль воспламеняющей жидкости.
Если брать в качестве топлива гидрид алюминия, то с пероксидом он даст 401 секунду УИ (даже больше, чем водород + пероксид!).
Можно добавить в пероксид пластика-загустителя-стабилизатора. Суть в том, что пероксид весьма реакционноспособный, и все стабилизаторы работают по механизму "связать самые активные катализаторы разложения с собой, пока они не прореагировали с пероксидом". Если взять добавку с достаточно большие молекулами, то может проявляться эффект неньютоновской жидкости, как с крахмалом. Например парафин, поливинилхлорид, многие галогено- и фторосодержащие полимеры (сам в афиге, но они реально применяются для изготовления тары/труб/уплотнителей/etc.) нейтральны к пероксиду высокой концентрации. Наиболее интересны трифторхлорвиниловые полимеры - они весьма вязкие, применяются для приготовления смазок для устройств, контактирующих с пероксидом.
Конечно присадку придётся подготавливать.
Проблемы две.
Первая проблема:
Пероксид со стабилизаторами сильно теряет в реакционной способности, и это скорее всего понизит УИ. При начальном УИ в 401 секунду это не так страшно.
Есть вероятность, что повышение температуры может скомпенсировать это (выше температура - вещ-ва активнее реагируют).
Вторая проблема:
Органическая добавка для пероксида при высоких температурах может разлагаться, давая дымящийся выхлоп, а металлосодержащее топливо ради высоких температур и создано.
Можно отойти от стехиометрии, тогда упадёт УИ.
Можно добавить третий компонент, чисто для охлаждения КС. Если это не водород, то УИ тоже упадёт.
Можно попробовать поиграть с добавками к топливу. Многие пластики и органические вещества при сильном нагреве выделяют водород. Только для этого нужны весьма высокие давления и температуры, и насыщенные углеводороды (парафин пойдёт, его в пром-ти часто дегидрируют), но в КС гибридного двигателя их найти не проблема. Бонусом водород в КС уменьшает потребность в гидриде алюминия раз в 6, так что мб действительно есть смысл.
Но мне кажется, ещё нужно материалов по теме изучить.
Пришла идея:
Добавление газа в КС понижает её температуру, и может повысить УИ, почему бы не взять и не сделать газифицированную пену из аммиака и какого-нибудь псевдопластика с добавками гидрида алюминия?
Псевдопластик - неньютоновская жидкость, которая вязкая/твёрдая при малых нагрузках сдвига и жидкая при больших. Большинство красок - псевдопластики.