Сабж.
1) Говорят, существует в нашей Раше какой-то супер-ТНА, характерной особенностью которого является высокая частота вращения (~100 000 об/мин).
Кто-нибудь знает, что это за чудо, что о нём известно, и где можно посмотреть его фотки и/или изображения?
2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
3) Вопрос...
Вот, допустим, расчитываем камеру РД. Исходя из заданного давления в КС и расхода (и, естественно, состава продуктов сгорания) получили, среди прочих параметров, площадь критического сечения.
Теперь изготовили камеру в железе, и запустили на расчётном режиме.
При уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?
3.5) Если будет - насколько можно уменьшить давление в КС, пока сопло не перестанет работать?
Цитировать2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
Такой участок создал бы составляющую тяги направленую назад но не создал составляющую направленую вперёд. Таким образом суммарная тяга и удельный импульс двигателя снизились бы. Кому это надо?
ЦитироватьПри уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?
Если за срезом сопла вакуум то будет практически при любом. Если за срезом давление то при опредёлённых условиях перестанет работать.
Старый:
ЦитироватьRadioactiveRainbow писал(а):
Цитировать2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
Такой участок создал бы составляющую тяги направленую назад но не создал составляющую направленую вперёд. Таким образом суммарная тяга и удельный импульс двигателя снизились бы. Кому это надо?
Течение сверхзвуковое, поэтому то, что ниже по течению не влияет на то, что выше ("веерность" потока на тягу). Тяга создаётся давлением на стенки сопла, точнее, составляющей такого давления в направлении движения. В цилиндрической части давление будет по нормали, поэтому тяга будет нулевой. А за счёт трения цилиндрический насадок будет тянуть назад.
ЦитироватьRadioactiveRainbow писал(а):
ЦитироватьПри уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?
Если за срезом сопла вакуум то будет практически при любом. Если за срезом давление то при опредёлённых условиях перестанет работать.
При снижении давления до определённого уровня от внешнего происходит "запирание" сопла, оно начинает работать как дозвуковое (поток ускоряется в дозвуковой части). Это давление в классической газодинамике ЕМНИП 0,528 от давления в камере.
ЦитироватьПри снижении давления до определённого уровня от внешнего происходит "запирание" сопла, оно начинает работать как дозвуковое (поток ускоряется в дозвуковой части). Это давление в классической газодинамике ЕМНИП 0,528 от давления в камере.
То есть, пока давление в критическом сечении не упадёт до ~0,53 от давления в КС - сопло будет работать на сверхзвуке?
Именно!
А ещё вопрос человека, который в этих делах ничего не смыслит (я :) ), но интересно:
Если взять обычный воздух в нормальных условиях, то при каком минимальном давлении на входе в классическое сопло (сужение + расширение), т. е. на входе в сужающуюся часть (не в области критического сечения) можно будет получить сверхзвуковой поток на выходе?
ЦитироватьА ещё вопрос человека, который в этих делах ничего не смыслит (я :) ), но интересно:
Если взять обычный воздух в нормальных условиях, то при каком минимальном давлении на входе в классическое сопло (сужение + расширение), т. е. на входе в сужающуюся часть (не в области критического сечения) можно будет получить сверхзвуковой поток на выходе?
Если сопло в вакууме работает, то при любом давлении на входе, важны ведь не абсолютные давления, а соотношение между входным давлением и давлением в критическом сечении. Очевидно, что в вакууме ничто не мешает поддерживать это соотношение постоянным, а в атмосфере сопло запрется, когда внешнее давление сравняется с критическим, так как газу некуда будет расширяться. Для сопла на сжатом воздухе минимальное входное давление на уровне моря примерно 2 атмосферы.
:) хехе. Посчитать, что ли, на досуге сопло для воздуха? На 2-3 атм в "КС". :roll:
Интересно - сильно оно будет шуметь?
Насичёт ТНА (вопрос №1) никто ничего не знает?
ЦитироватьНасичёт ТНА (вопрос №1) никто ничего не знает?
ЕМНИП, РД-0146 (КБХА, кислород-водород), обороты свыше 120 тыс/мин.
ЦитироватьЦитироватьА ещё вопрос человека, который в этих делах ничего не смыслит (я :) ), но интересно:
Если взять обычный воздух в нормальных условиях, то при каком минимальном давлении на входе в классическое сопло (сужение + расширение), т. е. на входе в сужающуюся часть (не в области критического сечения) можно будет получить сверхзвуковой поток на выходе?
Если сопло в вакууме работает, то при любом давлении на входе, важны ведь не абсолютные давления, а соотношение между входным давлением и давлением в критическом сечении. Очевидно, что в вакууме ничто не мешает поддерживать это соотношение постоянным, а в атмосфере сопло запрется, когда внешнее давление сравняется с критическим, так как газу некуда будет расширяться. Для сопла на сжатом воздухе минимальное входное давление на уровне моря примерно 2 атмосферы.
У меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?
ЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?
Так это запросто, и сопло можно простейшее сделать, тут ведь потери не важны - цилиндр и два конуса.
ЦитироватьЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?
Так это запросто, и сопло можно простейшее сделать, тут ведь потери не важны - цилиндр и два конуса.
Даже конические части не нужны - в выходное отверстие насоса вкрутить типа штуцера с минимальным сечением определённого диаметра и готово :)
ЦитироватьДаже конические части не нужны - в выходное отверстие насоса вкрутить типа штуцера с минимальным сечением определённого диаметра и готово :)
Ну если совсем уж упрощать, то лучше открыть вентиль у азотного баллона например. :) :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ меня этот вопрос - остаток ещё детской идеи: можно ли получить сверхзвуковой поток (пусть на короткое время) в домашних условиях минимальными техническими средствами без огня и гари? Скажем, используя для нагнетания ручной велосипедный/машинный насос :wink: ?
Так это запросто, и сопло можно простейшее сделать, тут ведь потери не важны - цилиндр и два конуса.
Даже конические части не нужны - в выходное отверстие насоса вкрутить типа штуцера с минимальным сечением определённого диаметра и готово :)
Пробовал. Именно так :wink: . Не получалось. Давил на насос (нормальный, исправный мопедный насос)) всей массой (правда, тогда она была по-меньше :wink: ), шток опускался относительно медленно (т. е. проходное сечение сопла (ну, дырки :wink: ) не было слишком большим) а сверхзвукового потока не наблюдалось. Правда, тут второй вопрос: а как он вообще должен был бы себя проявлять? Может, я просто его не замечал :roll: ?
Вероятно, не замечал. Велосипедный насос 4 атмосферы создаёт довольно легко, а воздух, расширяясь с примерно 2 атм до 1, действительно ускоряется до звуковой скорости.
Тут вот ещё что. Насколько в данном опыте важен конически сужающийся профиль докритической части сопла? Ибо, в это смысле, используемое "сопло" было весьма сильно похоже на дырку :wink:
Как вам сказать...
Вон - некоторые ракетомоделисты (те, что сам двигатели делают), бывает, в качестве "сопла" используют просто шайбу с отверстием нужного диаметра. Работает.
ЦитироватьТут вот ещё что. Насколько в данном опыте важен конически сужающийся профиль докритической части сопла? Ибо, в это смысле, используемое "сопло" было весьма сильно похоже на дырку :wink:
Если просто нужно получить сверхзвуковую скорость, то профиль не важен, главное обеспечить нужный перепад давлений. А все эти конусы и прочие хитрые профили нужны для снижения потерь скорости газа.
ЦитироватьКак вам сказать...
Вон - некоторые ракетомоделисты (те, что сам двигатели делают), бывает, в качестве "сопла" используют просто шайбу с отверстием нужного диаметра. Работает.
Давление в КС модельного двигателя обычно очень маленькое, т.ч. профилирование сопла кроме мороки ничего не приносит.
ЦитироватьЦитироватьКак вам сказать...
Вон - некоторые ракетомоделисты (те, что сам двигатели делают), бывает, в качестве "сопла" используют просто шайбу с отверстием нужного диаметра. Работает.
Давление в КС модельного двигателя обычно очень маленькое, т.ч. профилирование сопла кроме мороки ничего не приносит.
Давление в КС любительских двигателей сопоставимо с давлением в КС современных РД и достигает десятков атмосфер.
:?:
Такой вот ещё вопрос:
Зависимость тепловых нагрузок на СА в зависимости от массы и размеров.
Каковы эти зависимости?
Где бы об этом почитать?
Одинаковы ли зависимости для капсул и ВКС?
Самая простая и важная зависимость, одинаковая для всех аппаратов - с увеличением нагрузки на площадь удельные тепловые потоки увеличиваются, т.к. та же энергия приходится на меньшую площадь.
Зависимость линейная?
Цитировать:?:
Такой вот ещё вопрос:
Зависимость тепловых нагрузок на СА в зависимости от массы и размеров.
Каковы эти зависимости?
Где бы об этом почитать?
Одинаковы ли зависимости для капсул и ВКС?
Кое-что можно прочесть в: Ярошевский В.А. "Вход в атмосферу космических летаткльных аппаратов" - М., Наука, 1988
***
Продолжаем задавать вопросы :)
Первая ступень РН. Тащит на себе 50 тонн. Диаметр 3,5-4,5 метра.
Получится ли залить 350 тонн топлива (кислород-керосин) в 25 тонн ступени?
(25 тонн - всё железо+все технические жидкости, газы (наддува)... Короче, всё кроме, собственно, топлива.)
Цитировать***
Продолжаем задавать вопросы :)
Первая ступень РН. Тащит на себе 50 тонн. Диаметр 3,5-4,5 метра.
Получится ли залить 350 тонн топлива (кислород-керосин) в 25 тонн ступени?
(25 тонн - всё железо+все технические жидкости, газы (наддува)... Короче, всё кроме, собственно, топлива.)
Mтоп/Мсух=350/25=14 очень и очень хороший показатель. У действующих РН такого нет. Лучше было только на 1-ой ступени Сатурн-5:
Stage Number: 1. 1 x Stage: Saturn IC. Gross Mass: 2,286,217 kg (5,040,245 lb). Empty Mass: 135,218 kg (298,104)
Mтоп/Мсух=(2,286,217 -135,218)/135,218=15,908
У Atlas-V
Mтоп/Мсух=284.089/21.277=13,352
Получится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...
ЦитироватьПолучится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...
Titan-4
Мтоп/Мсух=(163,0-8,0)/8,0=19,375 но это Аэрозин-50/N2O4
Циклон-3
Мтоп/Мсух=(127-8,3)/8,3=14,301 но это UDMH/N2O4
Вопрос же был про керосин/кислород.
У всех старых Атласов массовое совершенство было лучше, чем у Сатурна, единственное неудобство - нужен постонный наддув баков, чтобы не сложились.
ЦитироватьУ всех старых Атласов массовое совершенство было лучше, чем у Сатурна, единственное неудобство - нужен постонный наддув баков, чтобы не сложились.
Та технология с очень тонкими стальными баками наверное имеет предел по прочности. В том плане, что на такие баки сверху много не поставить. Возможно по этой причине она не нашла применения в современных РН
Попутный вопрос:
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
ЦитироватьПопутный вопрос:
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
ЦитироватьТа технология с очень тонкими стальными баками наверное имеет предел по прочности. В том плане, что на такие баки сверху много не поставить. Возможно по этой причине она не нашла применения в современных РН
Ограничений по прочности там нет, разгрузка баков от сжимающих усилий внутренним давлением дает тот же эффект что и увеличение толщины стенки, но из-за технологических трудностей только стальные баки можно делать очень тонкими, что в сочетании с высокой прочностью стали позволяет сделать их легче алюминиевых. А отказались от таких баков на первой ступени из-за сложной технологи изготовления и эксплуатации, хотя на Центавре продолжают делать.
ЦитироватьЦитироватьТа технология с очень тонкими стальными баками наверное имеет предел по прочности. В том плане, что на такие баки сверху много не поставить. Возможно по этой причине она не нашла применения в современных РН
Ограничений по прочности там нет, разгрузка баков от сжимающих усилий внутренним давлением дает тот же эффект что и увеличение толщины стенки, но из-за технологических трудностей только стальные баки можно делать очень тонкими, что в сочетании с высокой прочностью стали позволяет сделать их легче алюминиевых. А отказались от таких баков на первой ступени из-за сложной технологи изготовления и эксплуатации, хотя на Центавре продолжают делать.
Большая просьба-чуть по подробней по части сложности изготовления. Пытался найти разъяснеия, но не смог.
ЦитироватьЦитироватьПопутный вопрос:
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
В счастье от высокого массового совершенства не сомневаюсь :) .
Но разве отношение Мт/Мсух не чисто качественное? Наверняка существует большой разброс статистических значений, и как, в таком случае, ориентироваться?
ЦитироватьЦитироватьПолучится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...
Titan-4
Мтоп/Мсух=(163,0-8,0)/8,0=19,375 но это Аэрозин-50/N2O4
Циклон-3
Мтоп/Мсух=(127-8,3)/8,3=14,301 но это UDMH/N2O4
Вопрос же был про керосин/кислород.
Имелось в виду, у Титана выше массовое совершенство, чем спрашивается. Спрашивается 350/25=14.
Кроме того, из того, что были примеры высокого массового совершенства на высококипящих компонентах, не следует, что такого не может быть на кислород-керосине. По массовым характеристикам это похожее топливо.
Далее, Титан 1 - кислород-керосиновый. Заправленная масса первой ступени - 76 тонн, пустая - 4 тонны. 19 раз.
Циклон - на высококипящих компонентах, но есть ещё Атлас. У ранних Атласов даже со сбрасываемыми двигателями массовое совершенство было 15 с лишним, а без стартовых двигателей - вообще за 20. Проблема с теми Атласами была не в ограничении ПН - наддутый бак очень прочен - а в технологических и эксплуатационных неудобствах. Поищите истории фирмы Convair.
ЦитироватьБольшая просьба-чуть по подробней по части сложности изготовления. Пытался найти разъяснеия, но не смог.
Не сказать, что она сложнее вафельной оболочки, сами листы даже проще изготовить, для сварки стапель в любом случае нужен, но работать с тонкими листами труднее , так как они легко деформируются. Однако если изготовив традиционную оболочку мы можем забыть о ней до пуска, то тонкостенную все время производства и хранения ступени и сборки ракеты нужно держать под контролируемым наддувом и в целом получается проблем с ней больше, хотя на практике Атлас всего один раз складывался на стартовом столе.
А каково обычно давление наддува? Избыточного 2-3 атм хватит?
Что касается Атласа, там при доделке и транспортировке меньше одной атмосферы, а в полете точно не знаю, но вроде 2-3 должно хватить, это достаточно типичные значения для наддува.
Сколько чистой ПН (космонавты + их снаряжение + рюкзаки с багажом) доставляет КК Союз на, допустим, МКС?
А просто на орбиту?
Каков объём СА КК Союз?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПолучится. У Титана первая ступень имеет выше массовое совершенство, у Циклона...
Titan-4
Мтоп/Мсух=(163,0-8,0)/8,0=19,375 но это Аэрозин-50/N2O4
Циклон-3
Мтоп/Мсух=(127-8,3)/8,3=14,301 но это UDMH/N2O4
Вопрос же был про керосин/кислород.
Имелось в виду, у Титана выше массовое совершенство, чем спрашивается. Спрашивается 350/25=14.
Кроме того, из того, что были примеры высокого массового совершенства на высококипящих компонентах, не следует, что такого не может быть на кислород-керосине. По массовым характеристикам это похожее топливо.
Далее, Титан 1 - кислород-керосиновый. Заправленная масса первой ступени - 76 тонн, пустая - 4 тонны. 19 раз.
Циклон - на высококипящих компонентах, но есть ещё Атлас. У ранних Атласов даже со сбрасываемыми двигателями массовое совершенство было 15 с лишним, а без стартовых двигателей - вообще за 20. Проблема с теми Атласами была не в ограничении ПН - наддутый бак очень прочен - а в технологических и эксплуатационных неудобствах. Поищите истории фирмы Convair.
Когда я сравнивал керосино-кислородное совершенство с высококипящим, то имел ввиду, что при прочих равных технологиях и применением одинаковых материалов, у РН на высококипящих компонентах будет, пусть небольшое, но всехе приемущество в совершенстве за счет большей плотности топлива.
Вопрос в продолжении дикуссии вопрос к просвещенным. Можно ли в настоящее время, используя технологию производства баков из нерж. стали сделать ступень на 350т топлива с отношением Мтоп./Мсух=18-20?
Я думаю, вопрос поставлен некорректно. Если бы можно было бы указать, можно ли из данного материала сделать ступень произвольного наперёд заданного совершенства, было бы неплохо :) но ответ на такой вопрос требует большой работы. Поэтому - можно уверенно сказать, что массового совершенства 8 для кислород-керосина добиться можно, а 40 - нельзя, для данной массы ракеты, а вот промежуточные значения оказываются до разной степени неизвестными.
Раз Атласы 40 лет назад делали, то и сейчас можно, было бы желание.
ЦитироватьЯ думаю, вопрос поставлен некорректно. Если бы можно было бы указать, можно ли из данного материала сделать ступень произвольного наперёд заданного совершенства, было бы неплохо :) но ответ на такой вопрос требует большой работы. Поэтому - можно уверенно сказать, что массового совершенства 8 для кислород-керосина добиться можно, а 40 - нельзя, для данной массы ракеты, а вот промежуточные значения оказываются до разной степени неизвестными.
Вопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
Вот, кстати, ещё вопросик (я лично найти не смог):
Может кто-нибудь знает приблизительные параметры стыковочных узлов нашего и амерского, а именно: внешний диаметр, внутренний диаметр, длина, масса.
ЦитироватьВопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
Извиняюсь, описание какой технологии ? Если производства баков для ББР/РН "Атлас" из стали AISI-301, то, да, встречалось.
ЦитироватьЦитироватьВопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
Извиняюсь, описание какой технологии ? Если производства баков для ББР/РН "Атлас" из стали AISI-301, то, да, встречалось.
Если можно координаты.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВопрос то задавался не на пустом месте, а опираясь на достигнутые этой технологией показатели. Разрешите вопрос как откликнувщемуся.
Попадалось ли Вам в нашей литературе описание данной технологии, если да то где? Очень хочется прояснить для себя этот вопрос.
Заранее признателен.
Извиняюсь, описание какой технологии ? Если производства баков для ББР/РН "Атлас" из стали AISI-301, то, да, встречалось.
Если можно координаты.
В ежегодном сборнике ГРУ ГШ по ракетной технике зарубежных стран - с грифом ДСП. :cry:
ЦитироватьВ ежегодном сборнике ГРУ ГШ по ракетной технике зарубежных стран - с грифом ДСП. :cry:
Прекрасный источник!
Дмитрий, большая просьба. Может быть Вы как профи объясните по каким основным причинам не получила дальнейшего развития технология производства несущих баков из нерж. стали. Только чуть подробнее чем господа форумчане в предыдущих постах.
ЦитироватьЦитироватьВ ежегодном сборнике ГРУ ГШ по ракетной технике зарубежных стран - с грифом ДСП. :cry:
Прекрасный источник!
Дмитрий, большая просьба. Может быть Вы как профи объясните по каким основным причинам не получила дальнейшего развития технология производства несущих баков из нерж. стали. Только чуть подробнее чем господа форумчане в предыдущих постах.
Если вкратце описать технологию изготовления баков «Атласа» (а в упомянутом мной источнике – кажется, сборник назывался «Ракеты-носители США»- она и описана довольно кратко), то это выглядит так:
1)Изготавливаются цилиндрические и конические секции бака;
2)Секции вставляются одна в другую (по типу матрешки), причем внешний диаметр последующей («более верхней», т.е. расположенной ближе к «носу» ракеты) секции равен внутреннему диаметру предыдущей.
3)По мере сварки, секции телескопически выдвигаются одна из другой.
4)Сварка секций производится в 2 приема: сначала секции соединяются роликовой контактной сваркой (обеспечивает герметичность) «внахлест», а затем стык проваривается точечной контактной сваркой (для прочности). Для обеспечения пластичности сварного шва, места сварки секций покрыты слоем никеля.
5)После сборки, баки надуваются (точно не помню, чем: то ли воздухом, то ли азотом) для обеспечения жесткости и устойчивости в процессе сборки, транспортировки и эксплуатации ракеты.
Описанная технология соответствует середине 1960-х гг. Возможно, в последующем она претерпела некоторые изменения.
Кроме «Атласа», стальные баки применялись на МБР «Блю стрик» (Великобритания), РН «Ариан» 1-4, на отечественных БРПЛ Р-13, Р-21 (если память не изменяет). До сих пор применяется на ступени «Центавр». Может, кто-нибудь еще вспомнит примеры.
Основная проблема, имхо, со стальными баками – необходимость обеспечения жесткости при наземной эксплуатации, да и в производстве. Ведь, толщина стального листа из условия прочности примерно в 3 раза меньше, чем алюминиевого. Соответственно, изгибная жесткость (обеспечивающая устойчивость оболочки) в 27 раз ниже.
С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьКроме «Атласа», стальные баки применялись на МБР «Блю стрик» (Великобритания), РН «Ариан» 1-4, на отечественных БРПЛ Р-13, Р-21 (если память не изменяет). До сих пор применяется на ступени «Центавр». Может, кто-нибудь еще вспомнит примеры.
На обоих Диамантах. Но на них как и на Арианах баки были не "надувные" а обычные, с несущими стенками.
Проблема увеличения размеров "надувных" баков - всё тот же закон "квадрата-куба". Продольная нагрузка пропорциональна кубу размера, а разгружающее давление газа - квадрату. Поэжтому с ростом размера давление газа наддува надо повышать. С какого момента газ наддува начинает весить больше чем алюминиевые несущие стенки. На этом надувные баки кончаются.
Кроме того увеличение и диаметра баков и давления наддува приводит к росту "кольцевых" напряжений и соответственно толщины и веса стенок баков. Это тоже работает в пользу несущих стенок.
Можно еще добавить, что толщина оболочки у Атласа и других уменьшается снизу вверх соответственно уменьшению нагрузки.
Спасибо Всем за прояснение ситуации.
Толщина стальной стенки Атласа - чуть больше 1 мм, точное значение ускользает из памяти. Кроме Атласов, не было ракет, у которых наддув баков - принципиальная мера обеспечения жёсткости. Поэтому только у Атласа баки не способны себя поддерживать без наддува, и только у Атласа такое массовое совершенство. У Центавра, скажем, иначе. На картинках (не в книжке ГРУ) монтажники собирают бак Атласа изнутри, будучи подвешенными сверху - без опоры на днище бака.
ЦитироватьТолщина стальной стенки Атласа - чуть больше 1 мм,
Существенно тоньше 1 мм и приближается к толщине лезвия бритвы.
ЦитироватьУ Центавра, скажем, иначе.
У Центавра всё аналогично. Без наддува он мнётся. Причём мнётся как фольга.
Если быть совсем уж точным, у Атласа внизу 1 мм, каждая последующая секция тоньше предыдущей и самая верхняя всего 0,1 мм. У Центавра наибольшая толщина 0,35 мм
ЦитироватьЕсли быть совсем уж точным, у Атласа внизу 1 мм, каждая последующая секция тоньше предыдущей и самая верхняя всего 0,1 мм. У Центавра наибольшая толщина 0,35 мм
ЕМНИП, то у Атласа толщина обечаек баков от 0,254 до 1,27 мм
ЦитироватьЕМНИП, то у Атласа толщина обечаек баков от 0,254 до 1,27 мм
Да, скорее всего так и есть, потому что те цифры относятся к боевому Атласу, а его "голова" гораздо легче, чем Центавр или даже Аджена с ПН, да и с тех пор удлинился он изрядно.
ЦитироватьЦитироватьПопутный вопрос:
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Не совсем верно. Ещё - чем выше совершенство, тем дороже ракета. И начиная с какого-то момента его рост увеличивает стоимость вывода на орбиту.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПопутный вопрос:
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Не совсем верно. Ещё - чем выше совершенство, тем дороже ракета. И начиная с какого-то момента его рост увеличивает стоимость вывода на орбиту.
О том и речь. Это я к тому, что критерий уж больно "скользкий".
Получается, что для разного топлива - разное совершенство (если уж вспоминать Циолковского, без учёта влияния удельного импульса топлива картина будет неполной).
И вообще! Отношение Мт/Мсух - это абсолютная "топливная влажность/твёрдость" конструкции что-ли? :) Или топливопоглощение "железа"? :shock:`Чё-то несовершенное какое-то совершенство. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПопутный вопрос:
Какой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" и как правильно его использовать?
Все по Циолковскому-батюшке. Чем выше совершенство, тем меньше Мконечное в формуле. Следовательно при той же Мпн выше скорость, или при той же скорости больше Мпн. Чем выше совершенство тем лучше всем.
Не совсем верно. Ещё - чем выше совершенство, тем дороже ракета. И начиная с какого-то момента его рост увеличивает стоимость вывода на орбиту.
О том и речь. Это я к тому, что критерий уж больно "скользкий".
Получается, что для разного топлива - разное совершенство (если уж вспоминать Циолковского, без учёта влияния удельного импульса топлива картина будет неполной).
И вообще! Отношение Мт/Мсух - это абсолютная "топливная влажность/твёрдость" конструкции что-ли? :) Или топливопоглощение "железа"? :shock:`Чё-то несовершенное какое-то совершенство. :)
Да просто сколько кг топлива приходится на 1 кг конструкции ступени или РН.
ЦитироватьЦитироватьКакой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" ...
Да просто сколько кг топлива приходится на 1 кг конструкции ступени или РН.
Ах, просто. Ну тогда и надо делать просто.
Насколько я понимаю, основная область применения отношения Мт/Мсух - "быстренько", на основе статистики, "увязать" основные массово-энергетические характеристики РН. Однако, размытость сути критерия и разброс статистики величин массового совершенства допускают некий волюнтаризм и могут приводить к ошибочным выводам. Рискну предложить немного другой, более "физический" подход, а именно:
Конструкции РН (и самолётов) представляют собой оболочки, нагружаемые внутренними и внешними силами. Предполагая, что сухая масса конструкции ЛА сосредоточена на поверхности, образующей обводы, в виде оболочки одной толщины, можно, зная размеры, определить условную плотность кв.метра омываемой поверхности, для существующих РН. При этом, эти данные будут учитывать весь спектр действующих нагрузок, а также достигнутый технологический уровень.
Как-нибудь, выберу время, приведу в порядок и обнародую некоторые результаты.
ЦитироватьАх, просто. Ну тогда и надо делать просто.
Насколько я понимаю, основная область применения отношения Мт/Мсух - "быстренько", на основе статистики, "увязать" основные массово-энергетические характеристики РН. Однако, размытость сути критерия и разброс статистики величин массового совершенства допускают некий волюнтаризм и могут приводить к ошибочным выводам. Рискну предложить немного другой, более "физический" подход, а именно:
Конструкции РН (и самолётов) представляют собой оболочки, нагружаемые внутренними и внешними силами. Предполагая, что сухая масса конструкции ЛА сосредоточена на поверхности, образующей обводы, в виде оболочки одной толщины, можно, зная размеры, определить условную плотность кв.метра омываемой поверхности, для существующих РН. При этом, эти данные будут учитывать весь спектр действующих нагрузок, а также достигнутый технологический уровень.
Как-нибудь, выберу время, приведу в порядок и обнародую некоторые результаты.
Ну зачем впадать в крайности из-за одного коэфициента, которым, помимо других, пользуется начинающий любитель, при анализе производимых и не производимых РН
ЦитироватьЦитироватьАх, просто. Ну тогда и надо делать просто.
Насколько я понимаю, основная область применения отношения Мт/Мсух - "быстренько", на основе статистики, "увязать" основные массово-энергетические характеристики РН. Однако, размытость сути критерия и разброс статистики величин массового совершенства допускают некий волюнтаризм и могут приводить к ошибочным выводам. Рискну предложить немного другой, более "физический" подход, а именно:
Конструкции РН (и самолётов) представляют собой оболочки, нагружаемые внутренними и внешними силами. Предполагая, что сухая масса конструкции ЛА сосредоточена на поверхности, образующей обводы, в виде оболочки одной толщины, можно, зная размеры, определить условную плотность кв.метра омываемой поверхности, для существующих РН. При этом, эти данные будут учитывать весь спектр действующих нагрузок, а также достигнутый технологический уровень.
Как-нибудь, выберу время, приведу в порядок и обнародую некоторые результаты.
Ну зачем впадать в крайности из-за одного коэфициента, которым, помимо других, пользуется начинающий любитель, при анализе производимых и не производимых РН
Вот тут не соглашусь. Сухая масса конструкции, очищенная от "желания" проектанта - стоит очень многого. Особенно в проектах, уже финансируемых. Далеко ходить не надо...
ЦитироватьЦитироватьКакой физический смысл имеет критерий "массовое совершенство" ...
Да просто сколько кг топлива приходится на 1 кг конструкции ступени или РН.
Вот именно - некий абстрактный безразмерный параметр. Хотя некоторые почему-то думают, что он нуждается в оптимизации.
На самом деле у ракеты только два "главных" параметра - масса ПН и цена вывода кг на орбиту.
Все остальные - "как получится, так получится".
ЦитироватьТечение сверхзвуковое, поэтому то, что ниже по течению не влияет на то, что выше ("веерность" потока на тягу). Тяга создаётся давлением на стенки сопла, точнее, составляющей такого давления в направлении движения. В цилиндрической части давление будет по нормали, поэтому тяга будет нулевой. А за счёт трения цилиндрический насадок будет тянуть назад.
Может быть небольшие сегменты цилиндрической поверхности в плоскости качания сопла были бы полезны при смещении сопла от оси? Например, уменьшился бы необходимый угол и как следствие, продольная тяга уменьшалась бы меньше.
ЦитироватьЦитироватьТечение сверхзвуковое, поэтому то, что ниже по течению не влияет на то, что выше ("веерность" потока на тягу). Тяга создаётся давлением на стенки сопла, точнее, составляющей такого давления в направлении движения. В цилиндрической части давление будет по нормали, поэтому тяга будет нулевой. А за счёт трения цилиндрический насадок будет тянуть назад.
Может быть небольшие сегменты цилиндрической поверхности в плоскости качания сопла были бы полезны при смещении сопла от оси? Например, уменьшился бы необходимый угол и как следствие, продольная тяга уменьшалась бы меньше.
Гораздо эффективнее местами продлить профилированные участки. А там, где такое решение неприемлемо... не знаю, случай довольно редкий.
:?:
Вот здесь
http://www.roscosmos.ru/Roket1Show.asp?RoketID=33
под сухой массой подразумевается именно сухая масса (т.е. вобще только металл), или масса без топлива (но с газом наддува, топливом ГГ и прочего)?
И, кстати, сколько вообще-то работают двигатели 1й ступени Союза?
А то у меня получилось почти 124с. Как-то, имхо, многовато...
А для второй получилось 295... :|
РД-170, если мне не изменяет мой склероз, создавался как многоразовый.
РД-180/191, надо думать, тоже получили в качестве приданного некоторые зачатки многоразовости.
У кого-нибудь есть предположения, сколько может стоить межполётное обслуживание двигателя РД-170/180/191 ?
может я не сюда но всеже. не подскажете. где можно найти ПГС ЖРД-180. в виде чертежа или т.п. чтоб не стыдно было распечатать. и общие чертежи Атласа 521.(общие габариты, размеры баков...) тоже для прильчной распечатки.. и или как минимум сайт энергомаша. а то поисковик или выдает кабеля или выключатели всех стран снг. и почему не открывает сайт росавиокосмоса. это у меня проблема или у них.
:!:
Граждане!
Не дайте погибнуть - подскажите кто-нибудь вязкость (хоть какую-нибудь) жидкого СО2!
В идеале, конечно, хотелось бы таблички зависимости от температуры там, давления или ещё чего...
Ну хотя бы порядок - чтобы можно было посчитать расход через отверстие при заданном перепаде давления.
Яндех, сволочь, не помогает. Не знаю уже где искать. :(
Цитировать:!:
Граждане!
Не дайте погибнуть - подскажите кто-нибудь вязкость (хоть какую-нибудь) жидкого СО2!
В идеале, конечно, хотелось бы таблички зависимости от температуры там, давления или ещё чего...
Ну хотя бы порядок - чтобы можно было посчитать расход через отверстие при заданном перепаде давления.
Яндех, сволочь, не помогает. Не знаю уже где искать. :(
Ватще то я не уверен, что СО2 бывает в жидком состоянии. В сухом, сколько угодно. Его так и называют сухим льдом. А вот в жидком состоянии что то не припомню. :shock: Склероз поганый :D
:D :D :D
Бывает. Из чего по вашему делают сухой.. тьфу, твердый CO2? Но по моему для этого надо атмосфер 20 где-то.
При комнатной температуре - пятьдесят. А при минус 60, что ли, и при атмосферном давлении он будет жидким.
Но вопрос не в этом. А в том, какая у него вязкость при комнатной т-ре и соответствующем давлении.
Если есть такие данные по закиси азота, их смело можно использовать - у этих двух молекул совершенно одинаковые масса, структура, электронная формула.
Граждане, выручайте.
Нужны кривые кипения (зависимость Тиспарения от давления) и насыщения для керосина.
Или хотя бы предельную (допустимую) температуру.
Вопрос такой:
Какой сейчас процент от стартовой массы ракеты приходится на топливо, какой на ПН, а какой на сами конструкции и РД?
Как изменится "процент массы" конструкций ракеты при применении новейших композитных материалов, в т.ч. металло-керамико-углеродно-полимерных?
(А то в ЗВО было написанно что полностью композитный планер истребителя на 22% легче чем металлический аналогичный и это было в 1985-1987 году.)
Каковы предельные перегрузки ракеты на начало необратимой деформации конструкций?
На разрущение?
Какие "стандартно-рабочие" перегрузки?
ЦитироватьГраждане, выручайте.
Нужны кривые кипения (зависимость Тиспарения от давления) и насыщения для керосина.
Или хотя бы предельную (допустимую) температуру.
Предельная температура для керосина (Т1):
температура крекинга, (по-моему) 384К - образование тв. частиц
температура начала кипения - 423К
Испарение 50% - 498К
Испарение 98% - 553К
ЦитироватьВопрос такой:
Какой сейчас процент от стартовой массы ракеты приходится на топливо, какой на ПН, а какой на сами конструкции и РД?
Вообще ПН составляет 3..5%, у "Протона" коло 5% - одна из самых совершенных ракет, еслиб не компоненты. А так - это справочные данные, поищи в гугле, на сайтах NASA и др. - это не секрет.
По поводу нагрузок - самое "страшное" - вибрация, потом тепловые перегрузки, изгибающий момент и проч.
Если я правильно тебя понял, ты хочешь посмотреть на сколько можно сбросить массу "сухой ракеты" - занитие бисполезное, ИМХО. Т.к. при существующем совершенстве РД масса топли до 80% стартовой массы, т.е. 14% сухой массы (приустановке 3компонентных РД) все равно не серьезно. А конечную массу с успехом уменьшают отбрасыванием ступеней.
А кто знает, какая последняя мода на температуру керосина в баках?
Вроде есть ракеты, где его подогревают до ~ +30 C, есть где охлаждают до -20 С (Зенит), на Falcon похоже к этому относятся наплевательски.
В пользу охлаждения говорит:
1. Больше плотность, больше топлива влезет в бак.
2. Больше массовая производительность насоса при той же объёмной
3. Прочнее бак.
4. Больше теплоёмкость для охлаждения камеры/сопла
В пользу нагрева говорит:
1. Больше энергия топлива - больше УИ
2. Меньше вязкость - меньше потери в форсунках, легче качать
3. Меньше теплота испарения - стабильнее и полнее сгорание, меньше требуемая длина камеры
В чём же счастие ?
Счастие - в охлаждающих свойствах. Остальное - закуска.
ЦитироватьА кто знает, какая последняя мода на температуру керосина в баках?
Вроде есть ракеты, где его подогревают до ~ +30 C, есть где охлаждают до -20 С (Зенит), на Falcon похоже к этому относятся наплевательски...
В чём же счастие ?
Счастьеи - Жить! ( :) )
А по существу - стартуют ракеты днем, стартуют ночью, с экватора и с несовсем, тампературы везде разные, поэтому топливо надо просто термостатировать.
Больше топлива чем надо - больше стартовая масса (движок дольше работать не заставишь, суммарный импульс упадет).
Если будет холоднее - повышается вязкость, надо мощнее турбины и немного другие насосы, Каналы далеко не оптимальные с точки зрения охлаждения - и здесь вряд ли выиграем.
Подогрев: потерь в УИ больших не будет, т.к в рубашке хорошо погреем, а на крайний случай через газогенератор пустим!
ИМХО - надо делать просто - из условий эксплуатации. Т.е. при старте с крайнего севера - можно и -30, с байконура +30, заложить в проект, а потом во время заправки баки термостатировать!
И ... дополнительная масса системы термостатирования баков летит вместе с ракетой :D
Лучше уж термостатировать керосин на земле :!:
Вопросы от МосГИРД
Нужна зависимость массы насоса от расхода и давления в аналитическом виде.
Насос для нашей орбитальной ракеты.
Есть задача - система подачи топлива для всех трёх ступеней.
Есть одно решение - вытесниловка.
Хочеться другое решение, для сравнения.
Нужны графики только для насосной части, турбины по всей видимости не будет.
Вопрос к РДТТшникам.
Двигатель. Время работы - 120с. Температура в КС - 3800К.
Вопрос - какая необходима толщина ТЗП в застойной зоне (со скоростями до 100 м/с)? Хотя бы ориентировочно.
100 мм хватит?
ЦитироватьВопросы от МосГИРД
Нужна зависимость массы насоса от расхода и давления в аналитическом виде.
Насос для нашей орбитальной ракеты.
Есть задача - система подачи топлива для всех трёх ступеней.
Есть одно решение - вытесниловка.
Хочеться другое решение, для сравнения.
Нужны графики только для насосной части, турбины по всей видимости не будет.
Вы на перекиси чудо то хоть испытали?
"Зависимость в аналитическом виде" это я так понял последнее чего вам не хватает для полного счастья? Всё остальное уже есть? ;)
ЦитироватьВы на перекиси чудо то хоть испытали?
Даже видео первого "пропшика" выложили.
ЦитироватьДаже видео первого "пропшика" выложили.
Это хорошо... А какой УИ получился?
Однако вы с ТНА голову не морочьте а делайте на вытеснительной. Диамант-А - лучший друг московских самодельщиков. :)
ЦитироватьЦитироватьДаже видео первого "пропшика" выложили.
А какой УИ получился?
Старый, читай сайт http://mosgird.ru/ .
2 avmich
Скорее всего, это у вас уже есть, но тем не менее: на странице http://www.lpre.de/resources/articles/textbooks.htm размещены ссылки на несколько методичек МАИ по ЖРД
Гарод, кто знает, есть ЖРД на АТ-НДМГ с рулевыми камерами или "на кардане" с отклонением вектора тяги:
30-31 тс.
90-100 тс.
180-181 тс.
Сколько они будут примерно весить и какие бы индексы могли иметь елси быбыли созданы?
ЕМНИП по классфикации РД-2хх это на азотной кислоте-азотном тетроксиде в качестве оксилителя ЖРД.
Э-э-э...
Вопрос. У меня для кислорода-аммиака стехиометрическое соотношение компонентов получилось почти 1.
Точнее - 0,98 или 0,99 с копейками.
Это как - я где-то накосячил, или это оно в самом деле так?
Вопрос снимается. Накосячил.
Такой абстрактный вопрос.
Сколько может стоить ЖРД тягой 50т с вытеснительной системой подачи и всеми потрохами (ПГС, УВТ и т.д.) и небольшим (~30атм) давлением в КС ?
Насколько дороже будет аналогичный двигатель с насосной системой подачи?
Надо у Технократа спросить :wink:
ЦитироватьТакой абстрактный вопрос.
Сколько может стоить ЖРД тягой 50т с вытеснительной системой подачи и всеми потрохами (ПГС, УВТ и т.д.) и небольшим (~30атм) давлением в КС ?
Насколько дороже будет аналогичный двигатель с насосной системой подачи?
Для ЖРД такой размерности 30 атм - это довольно высокое давление. Особенно, с учетом того, что в баках оно будет еще выше.
Да и стоимость одного двигателя глупо учитывать - конструкции ракет будут настолько разными, в том числе и по цене.
Ну тридцать не тридцать, а с 20-ю атмосферами в КС двигатель на Диаманте-B стоял, тягой 35 тонн. Но не думаю, что ракета в целом для той же ПН будет дешевле, чем с ТНА, уж лучше тогда твердотопливник делать, чем баки на 40 атмосфер.
ЦитироватьТакой абстрактный вопрос.
Сколько может стоить ЖРД тягой 50т с вытеснительной системой подачи и всеми потрохами (ПГС, УВТ и т.д.) и небольшим (~30атм) давлением в КС ?
Насколько дороже будет аналогичный двигатель с насосной системой подачи?
Угу - баки на 40атм, плюс запас газа для вытеснения - тяжеловато получается.
С другой стороны - насос на 30 атм тоже не слишком дорогой - это фактически ширпотребовские давления...
Короче, для такого давления насосный ТНА будет не сильно дороже, зато сильно облегчит ракету...
Остаётся подумать над экономической целесообразностью примитивных но дешевых ракет. Что будет быстрее падать с примитивизацией конструкции - масса ПН, или стоимость вывода груза.
Мировой опыт говорит, что быстрее падает масса ПН, что особенно заметно для больших ракет.
Вот для верхних ступеней я не уверен.
Во-первых, там нет необходимости большого давления в баке/КС. Снижение давления можно просто скомпенсировать соплом с бОльшей степенью расширения.
Кроме того, для верхних ступеней с умеренной ХС, когда масса сухой ступени меньше массы ПН - изменение массы сухой ступени не так сильно сказывается на ХС.
Хотя, конечно, в любом случае увеличение массы РБ - это равное уменьшение массы ПН.
ЦитироватьВот для верхних ступеней я не уверен.
Во-первых, там нет необходимости большого давления в баке/КС. Снижение давления можно просто скомпенсировать соплом с бОльшей степенью расширения.
Кроме того, для верхних ступеней с умеренной ХС, когда масса сухой ступени меньше массы ПН - изменение массы сухой ступени не так сильно сказывается на ХС.
Хотя, конечно, в любом случае увеличение массы РБ - это равное уменьшение массы ПН.
Так то для верхних, а мы же вроде про нижние говорили, или зачем вам давление в КС 30 атм?
Ну, изначально меня интересовало в комплексе :)
И верхние, и нижние, и все остальные.
ЦитироватьКороче, для такого давления насосный ТНА будет не сильно дороже, зато сильно облегчит ракету...
Остаётся подумать над экономической целесообразностью примитивных но дешевых ракет. Что будет быстрее падать с примитивизацией конструкции - масса ПН, или стоимость вывода груза.
В конечном итоге оптимальными окажутся ракеты средней сложности - не совсем примитивные но и не супернавороченые.
ЦитироватьЦитироватьКороче, для такого давления насосный ТНА будет не сильно дороже, зато сильно облегчит ракету...
Остаётся подумать над экономической целесообразностью примитивных но дешевых ракет. Что будет быстрее падать с примитивизацией конструкции - масса ПН, или стоимость вывода груза.
В конечном итоге оптимальными окажутся ракеты средней сложности - не совсем примитивные но и не супернавороченые.
а при давлении в 30-50 атм надеждност 1?
Цитироватьа при давлении в 30-50 атм надеждност 1?
Надёжности 1 не бывает.
Ну и ещё один. Уже не абстрактный, а чисто практический.
Можно для двигателя тягой порядка 30-50т на время работы 30-60с сделать камеру полностью (!) с абляционным охлаждением ?
Могут ли на прочность (читай - надёжность работы) теплозащиты повлиять вч/нч колебания?
ЦитироватьНу и ещё один. Уже не абстрактный, а чисто практический.
Можно для двигателя тягой порядка 30-50т на время работы 30-60с сделать камеру полностью (!) с абляционным охлаждением ?
В смысле, без завесного? или только без регенеративного? если только без регенеративного, то Мерлин именно таков - 77 тысяч фунтов тяги, это как раз 35 тонн. А время работы у него даже больше, чем 60 секунд
ЦитироватьМогут ли на прочность (читай - надёжность работы) теплозащиты повлиять вч/нч колебания?
Да, ещё как! Всё поотлетает нафиг! Правда, при ВЧ и металлическая камера обычно разрушается...
ЦитироватьНу и ещё один. Уже не абстрактный, а чисто практический.
Можно для двигателя тягой порядка 30-50т на время работы 30-60с сделать камеру полностью (!) с абляционным охлаждением ?
Могут ли на прочность (читай - надёжность работы) теплозащиты повлиять вч/нч колебания?
Подозреваю, RadioactiveRainbow что-то мастерит в тайне от человечества. :wink:
Та не.
Это так - для общего развития... :roll:
ЦитироватьВ смысле, без завесного? или только без регенеративного? если только без регенеративного, то Мерлин именно таков - 77 тысяч фунтов тяги, это как раз 35 тонн. А время работы у него даже больше, чем 60 секунд
Знаете, у меня такое стрёмное чувство, что вы ошибаетесь. Даже по изображениям Мерлина - у него сопло с внешним охлаждением. По крайней мере кроме 2/3 длины с/з части сопла.
А вот двигатель верхней ступени у них действительно с абляционным охлаждением. Но его тяга всего порядка 3-4т.
ЦитироватьВ конечном итоге оптимальными окажутся ракеты средней сложности - не совсем примитивные но и не супернавороченые.
Именно. Хотя то, что было супернавороченным вчера - завтра может стать примитивным.
Например (в качестве бреда :) ) - электрический ТНА. Со сверхпроводящими обмотками и получением мощности с МГД-генератора в сопле.
Почему не используют пару ЖК+НДМГ?
Уи получается высоким:
Для Рк=3МПа и Ра=0,001МПа - УИп=385 ед. Альфа=0,8.
ЦитироватьПочему не используют пару ЖК+НДМГ?
Уи получается высоким:
Для Рк=3МПа и Ра=0,001МПа - УИп=385 ед. Альфа=0,8.
Ну почему не используют, был такой пример - РД-119. Но у таких двигателей собраны вместе недостатки обоих компонентов - криогенность и "вонючесть", к тому же плотность топлива меньше, чем у керосинок, а УИ не намного выше, потому от них и отказались.
Можно ли с использованием самых современных технологий и материалов изготовить полый вакуумированный сосуд легче воздуха в объеме этого сосуда? То есть, чтобы он мог воспарить, как воздушный шар, но без заполнения легким газом?
ЦитироватьМожно ли с использованием самых современных технологий и материалов изготовить полый вакуумированный сосуд легче воздуха в объеме этого сосуда? То есть, чтобы он мог воспарить, как воздушный шар, но без заполнения легким газом?
Сделать пустую мягкую оболочку и зарядить так, чтоб расперло. А?
Зарядить электрически?
Ага
Интересно. Удастся ли удержать давление ~1 кг. на см*2? Наверняка ведь вакуум придется глубокий использовать. Для компенсации веса оболочки. Какой минимальный вес можно обеспечить? Видимо, основными силами будут разрывающие от того же заряда соседних учасков.
И правда. Тогда можно чуть уменьшить заряд. Только останется ли оболочка устойчивой?
Но сжатие оболочки от окружающего воздуха должно компенсировать разрывающие усилия. Да, вопрос с макро-устойчивостью и степенью избытка заряда для этого.
В настоящее время появились специальные молекулярные мембраны, которые могут увеличивать содержание кислорода до 30% на выходе за счет снижения кол-ва азота в воздухе (такое встречается в кондиционерах некоторых фирм).
Мой вопрос такой (быть может не совсем по тематике форума):
Как повышение кислорода в воздухе может повлиять на двигатель внутреннего сгорания применительно к его КПД и полноте сгорания (меньшее выделение вредных веществ в атмосферу) топливной смеси?
Мне кажется, обострит проблему детонации.
ЦитироватьМне кажется, обострит проблему детонации.
А кто говорил, что должно быть легко? :twisted:
Меня интересует больше всего полнота сгорания (применительно к экологии) и КПД, как для бензина, так и для диз. топлива. :)
Всем спасибо. Ответ нашел в Гугле. :)
http://www.3dgallery.ru/picture.htm?idp=2338
Для чего эти «ножки» у Днепра?
(http://r.foto.radikal.ru/0706/c0/1732f3236417.jpg)
ЦитироватьДля чего эти «ножки» у Днепра?
(http://r.foto.radikal.ru/0706/c0/1732f3236417.jpg)
Направляющие, по которым скатывается отделяемый поддон?
Поддон скорее всего по ним скользит :wink:
А что у него компоненты так и садят изо всех щелей?
ЦитироватьА что у него компоненты так и садят изо всех щелей?
Система опорожнения баков (СОБ) хорошо работает: сбрасывает лишний амил справа, и лишний гептил слева :lol:
ЦитироватьИнтересно. Удастся ли удержать давление ~1 кг. на см*2? Наверняка ведь вакуум придется глубокий использовать. Для компенсации веса оболочки. Какой минимальный вес можно обеспечить? Видимо, основными силами будут разрывающие от того же заряда соседних учасков.
Заряд будет стекать. Особенно - через выступающие части. Груз придётся размещать внутри :roll: . А в грозу лучше не попадать.
Но у меня есть идея получше. На основе современных технологий. Как-то я прикидывал, что если взять кусок хорошего аэрогеля, обернуть непроницаемой плёнкой, откачать воздух, то получим твёрдый предмет легче воздуха. Но можно и не вакуум, а заполнить водородом. Получатся твёрдые кирпичи легче воздуха. Из них можно строить летающие города и аэродромы. :idea:
Для чего у Днепра этот шнурок?
(http://k.foto.radikal.ru/0706/75/e85186fe210f.jpg)
ЦитироватьДля чего у Днепра этот шнурок?
(http://k.foto.radikal.ru/0706/75/e85186fe210f.jpg)
Версии на выбор:
1.Это лента, соединяющая обтюраторы корпуса ракеты. При отстреле поддона, он стягивает обтюраторы с ее помощью.
2.С помощью этого "шнурка" отделяющийся поддон "расчековывет" какой-нибудь клапан, обеспечивающий запуск ЖРД первой ступени.
3.О, Боже! Неужели это пропавший хвост ослика Иа?! :lol:
Какое красивое апокалиптическое фото! Непосвящённому покажи, однозначно подумает, что это развитие очередной жуткой ракетной катастрофы.
А шнурок - может, это какой-то кабель?
Ой, а можно эти фотографии целиком запостить (или ссылку на них), а то что-то мне не приходилось еще видеть запуск Днепра/РС-20 в таком хорошем разрешении.
Заранее благодарю!
ЦитироватьДля чего эти «ножки» у Днепра?
(http://r.foto.radikal.ru/0706/c0/1732f3236417.jpg)
А этот откуда рыжий хвост и почему он появляется?
(http://o.foto.radikal.ru/0706/91/a3bbf8b9af7b.jpg)
ЦитироватьА этот откуда рыжий хвост и почему он появляется?
(http://o.foto.radikal.ru/0706/91/a3bbf8b9af7b.jpg)
Раз рыжий - значит окислитель. Наверно, из баков второй ступени.
ЗЫ: Кстати, "шнурки" во всю их длину видны...
Видимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.
ЦитироватьВидимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.
А, может, это запуск турбогенератора?
ЦитироватьВидимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.
Точно
Цитировать(http://k.foto.radikal.ru/0706/75/e85186fe210f.jpg)
А для чего вообще этот поддон? С вышибленным дном и прогоревшими до страшных дыр боками? Двигатель на снимке в каком состояниии? До запуска, в процессе или уже дует?
ЦитироватьЦитироватьВидимо, рыжий хвост - это сброс избыточного давления наддува окислителя 1-ой ступени. После запуска двигателя.
Точно
А я тк и не смог понять - зачем создают лишнее давление которое потом приходится сбрасывать?
На Протоне, кстати, такая же картина.
ЦитироватьА для чего вообще этот поддон? С вышибленным дном и прогоревшими до страшных дыр боками? Двигатель на снимке в каком состояниии? До запуска, в процессе или уже дует?
Поддон - для того, чтобы "вытащить" ракету из шахты. На момент снимка он уже своё отработал и отводится в сторону, но ЖРД ещё не дует, но скорей "в процессе"
ЦитироватьА я тк и не смог понять - зачем создают лишнее давление которое потом приходится сбрасывать?
На Протоне, кстати, такая же картина.
Может для хранения одно давление, а для полёта - другое? Хотя смысл конечно понять сложно...
ЦитироватьА я тк и не смог понять - зачем создают лишнее давление которое потом приходится сбрасывать?
На Протоне, кстати, такая же картина.
Может быть, регулятор давления в баке устроен, как на скороварке, со сбросом лишнего давления. Возможно, система наддува мощна, но плохо регулируется.
ЦитироватьВозможно, система наддува мощна, но плохо регулируется.
В это сложно поверить.
Хотелось бы всётаки услышать компетентное мнение специалиста.
Специалист всегда знает "как", но не всегда "почему". По моим чистой воды домыслам задача наддува при старте: быстро поднять давление в баках; быстро остановить рост давления при достижении рабочего; после выстрела не допустить просадки давления при резком увеличении подачи топлива (а баки полные, газа в них мало); не допустить последующего заброса давления. Далее режим становится стационарным. На форуме писали, что наддув осуществляется не из баллонов, а путем реакции с другим компонентом топлива. Как сделать простой механический регулятор?
Однако почти такой же выброс наблюдается и на Протоне. Там тоже противоположный компонент в бак и быстро-быстро-быстро? ;)
Граждане, объясните мне, пожалуйста, один вопрос.
В книге "Основы механики космического полета" (Охоцимский, Сихарулидзе) в теме посадки на Луну описаны два варианта посадки на Луну - с непрерывно работающим двигателем (один активный участок) и с двумя активными участками.
При этом, затраты ХС для двух активных участков существенно меньше (1800м/с против 2200 м/с).
Вопрос. В чем суть посадки в два активных участка, и почему американцы не использовали этот способ для посадки на Луну?
ЦитироватьГраждане, объясните мне, пожалуйста, один вопрос.
В книге "Основы механики космического полета" (Охоцимский, Сихарулидзе) в теме посадки на Луну описаны два варианта посадки на Луну - с непрерывно работающим двигателем (один активный участок) и с двумя активными участками.
При этом, затраты ХС для двух активных участков существенно меньше (1800м/с против 2200 м/с).
Вопрос. В чем суть посадки в два активных участка, и почему американцы не использовали этот способ для посадки на Луну?
При двух импульсах уменьшаются гравитационные потери ХС. Вроде, так садились наши "Луны". Хотя, ЕМНИП, где-то на форуме мелькало года полтора, что и американе использовали этот способ посадки.
И на Протоне и на Днепре двигатели нижней ступени запускаются при подаче компонентов в ГГ самотеком. Повышенное давление наддува увеличивает начальный расход компонентов и соответственно ускоряет выход двигателя на режим, что особенно важно для Днепра. После запуска давление естественно уменьшается до нормального давления наддува, единственное, что не совсем понятно - почему не делать это плавно, по мере выработки топлива, возможно это сделано для упрощения регулятора давления и агрегатов наддува.
ЦитироватьПри двух импульсах уменьшаются гравитационные потери ХС. Вроде, так садились наши "Луны". Хотя, ЕМНИП, где-то на форуме мелькало года полтора, что и американе использовали этот способ посадки.
Судя по запасу ХС ступеней ЛМа они садились и взлетали как раз в один импульс. Там по 2,2 км/с на ступень.
А в чем суть двухимпульсного метода?
ЦитироватьОднако почти такой же выброс наблюдается и на Протоне. Там тоже противоположный компонент в бак и быстро-быстро-быстро? ;)
Здесь пишут, что баки у Протона наддуваются из отдельных газогенераторов. А хвост когда выскакивает, еще до старта? http://www.buran.ru/htm/gud%2013.htm[/quote]
ЦитироватьГраждане, объясните мне, пожалуйста, один вопрос.
В книге "Основы механики космического полета" (Охоцимский, Сихарулидзе) в теме посадки на Луну описаны два варианта посадки на Луну - с непрерывно работающим двигателем (один активный участок) и с двумя активными участками.
При этом, затраты ХС для двух активных участков существенно меньше (1800м/с против 2200 м/с).
Вопрос. В чем суть посадки в два активных участка, и почему американцы не использовали этот способ для посадки на Луну?
Топливо выгоднее тратить как можно ближе к поверхности - тогда ХС меньше в частности из-за уменьшения гравпотерь, поэтому первый импульс используется для схода с орбиты, а второй - для торможения у поверхности Луны. Однако второй способ требует большей тяги двигателя, т.к. время торможения уменьшается, а так же снижает точность посадки и увеличивает риск. Сделать двигатель с таким диапазоном регулирования тяги вряд ли возможно, поэтому пришлось бы делать верньерные двигатели, а маршевый например сбрасывать, все это вряд ли увеличит надежность. В то же время массовое совершентсво ступени падает, что снижает выигрыш ХС, а управление ею затрудняется.
Может, речь идет о прямой посадке без выхода на орбиту Луны?
Неа. Речь шла о посадке с орбиты.
Я так понял, первый импульс почти полностью гасит орбитальную скорость, а второй непосредственно у поверхности - вертикальную.
И, все же, страшно, когда, только что выполнив свою задачу, поддон уже в таком жутком, насквозь прогоревшем состоянии.
ЦитироватьНеа. Речь шла о посадке с орбиты.
Я так понял, первый импульс почти полностью гасит орбитальную скорость, а второй непосредственно у поверхности - вертикальную.
Первый импульс выдается так и в такой момент, чтобы обеспечить положение периселения над точкой посадки и его заданную высоту (скажем, 15-20 км). Немного не долетая до периселения, выдается второй, уже непрерывный, импульс.
ЦитироватьИ на Протоне и на Днепре двигатели нижней ступени запускаются при подаче компонентов в ГГ самотеком. Повышенное давление наддува увеличивает начальный расход компонентов и соответственно ускоряет выход двигателя на режим, что особенно важно для Днепра. После запуска давление естественно уменьшается до нормального давления наддува, единственное, что не совсем понятно - почему не делать это плавно, по мере выработки топлива, возможно это сделано для упрощения регулятора давления и агрегатов наддува.
Может быть, дело в том, что по выходу ДУ Днепра на режим, весьма резко возникает ускорение, порождающее давление от прижима топлива ко дну баков. Которое, складываять теперь с давлением наддува, может создать избыточное давление на входе в двигатель. Чтобы вернуть входное давление к нормальному значению, надо по факту появления ускорения резко сбросить давление наддува на соотв. величину?
ЦитироватьМожет быть, дело в том, что по выходу ДУ Днепра на режим, весьма резко возникает ускорение, порождающее давление от прижима топлива ко дну баков. Которое, складываять теперь с давлением наддува, может создать избыточное давление на входе в двигатель. Чтобы вернуть входное давление к нормальному значению, надо по факту появления ускорения резко сбросить давление наддува на соотв. величину?
Повышенное давление на входе в двигатель не только не вредно, но и полезно, так как уменьшает вероятность кавитации в насосах. Кроме того, в полете давление наверняка может быть и больше из-за больших перегрузок - не сбрасывать же из-за этого наддув.
ЦитироватьА хвост когда выскакивает, еще до старта? http://www.buran.ru/htm/gud%2013.htm
Нет, на начальном участке подъёма. Там хвост тянется из центрального бака в одном из промежутков между двумя боковыми.
ЦитироватьПервый импульс выдается так и в такой момент, чтобы обеспечить положение периселения над точкой посадки и его заданную высоту (скажем, 15-20 км). Немного не долетая до периселения, выдается второй, уже непрерывный, импульс.
Нет, переселений не был над точкой посадки - именно в нем и начинался посадочный импульс, а не долетая до периселения импульс невыгодно давать, т.к. гравпотери возрастут. Двухимпульсная схема имеет смысл только при значительной тяговооруженности - после погашения части скорости в перисерении двигатель выключается и снова включается уже ближе к поверхности, чтобы не тратить топливо на подержание скорости снижения.
ЦитироватьИ, все же, страшно, когда, только что выполнив свою задачу, поддон уже в таком жутком, насквозь прогоревшем состоянии.
Поддон не прогоревший, это на нём снаружи всякая фигня (остатки "пыжа"?) горит.
Если импульс выдаётся в горизонтальной плоскости то гравпотери отсутствуют. Поэтому энергетически выгодно садиться именно через орбиту. Первый импульс выхода с перелётной траектории на лунную орбиту практически горизонтален и второй импульс гашения орбитальной скорости для посадки тоже практически горизонтален.
Вертикально направлены лишь крайние пара сотен метров в секунду импульса.
При посадке же прямо с перелётной траектории практически весь испульс будет направлен вертикально что приведёт к большим гравпотерям.
ЦитироватьЦитироватьПервый импульс выдается так и в такой момент, чтобы обеспечить положение периселения над точкой посадки и его заданную высоту (скажем, 15-20 км). Немного не долетая до периселения, выдается второй, уже непрерывный, импульс.
Нет, переселений не был над точкой посадки - именно в нем и начинался посадочный импульс, а не долетая до периселения импульс невыгодно давать, т.к. гравпотери возрастут. Двухимпульсная схема имеет смысл только при значительной тяговооруженности - после погашения части скорости в перисерении двигатель выключается и снова включается уже ближе к поверхности, чтобы не тратить топливо на подержание скорости снижения.
http://www.space-science.ru/pub/drugie/tipichnyie_shemyi_spuska/
Цитироватьhttp://www.space-science.ru/pub/drugie/tipichnyie_shemyi_spuska/
Ну там же написано, перицентр вблизи точки посадки, а не над ней :wink:
Скажите, а как поведет себя обычный парашют в на сверхзвуковой скорости?
Только прочность обсуждать не надо ;)
http://www.mtu-net.ru/mosseev/pl/paralab.htm
ЦитироватьЦитироватьИ, все же, страшно, когда, только что выполнив свою задачу, поддон уже в таком жутком, насквозь прогоревшем состоянии.
Поддон не прогоревший, это на нём снаружи всякая фигня (остатки "пыжа"?) горит.
Правда, только снаружи горит
(http://rg.foto.radikal.ru/0707/ce/bf8b4f865ede.jpg)
Какое номинальное давление в КС РД-704 на первом режиме?
ЦитироватьКакое номинальное давление в КС РД-704 на первом режиме?
http://www.buran.ru/htm/maxmain.htm
300 атмосфер
Афигеть... :shock:
Покажите это товарищу ооо из ЧД.
Он там возмущался, что 300атм ЖРД никто не делает.
ЦитироватьАфигеть... :shock:
Покажите это товарищу ооо из ЧД.
Он там возмущался, что 300атм ЖРД никто не делает.
Да пусть Гахуна почитает, последние страницы - 300 атм можно сделать. Но зачем? Прирост УИ копеечный, а геморроя - куда больше.
Цитировать300 атм можно сделать. Но зачем? Прирост УИ копеечный, а геморроя - куда больше.
Это для него сложно. У него попроще теория. Про то что УИ после 200-300 атм резко падает. :roll:
А зачем так высоко давление задрали? Чтобы на втором режиме получить как бы нормальный пустотный кислород-водородник?
Для углеводородов, максимальное давление может быть выше 300, а габариты зато существенно меньше. особенно для водорода
ЦитироватьДля углеводородов, максимальное давление может быть выше 300, а габариты зато существенно меньше. особенно для водорода
Что-то вы уже сами себе противоречите.
ЦитироватьДля углеводородов, ... особенно для водорода
Т.е. водород - это разновидность углеводородов? :)
ЦитироватьЦитироватьДля углеводородов, ... особенно для водорода
Т.е. водород - это разновидность углеводородов? :)
Ну, да, этакий углеводородик, из которого изъяты все атомы углерода :wink:
водород - это часть метана.
Цитироватьводород - это часть метана.
А также этана и прочих УВ :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДля углеводородов, ... особенно для водорода
Т.е. водород - это разновидность углеводородов? :)
Ну, да, этакий углеводородик, из которого изъяты все атомы углерода :wink:
Еще проще. Это углеводород, из которого изъят уголь.
Какая перекись применяется на Союзе?
Интересует концентрация и наличие каких-то добавок.
Концентрация 82 %, а из добавок стабилизатор какой-нибудь, например, ортофосфорная кислота.
Есть у кого нибудь информация сколько весит переходная ферма между 2-й ступенью и Блоком И РН "Союз", а также ТЗП второй ступени?
И ещё нигде не могу найти сколько весит ГО типа S РН Союз-ФГ. В НК№ 12 за 2006 год есть данные по ГО типа ST (1,5 тн). а по типу S тишина. :(
Хм.
У кого-нибудь есть информация - какое массовое совершенство достижимо для ракетного блока
1) на высококипящем хим топливе
2) с современным ЯРДом
3) с современным ЯРДом и системой охлаждения криогенного РТ
4) с ЭРД, ионниками и т.п. двигателями
Исходя из каких соображений была выбрана высота, на которой выравнивается давление в СА "Союз"?
ЦитироватьИсходя из каких соображений была выбрана высота, на которой выравнивается давление в СА "Союз"?
Так что, никто не знает? (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59578.gif)
Вопрос:
Каково время жизни (порядок) сравнительно большой ОС на круговой орбите высотой 350 и, скажем, 1000 км?
Сколько ХС нужно чтобы подняться с НЗО до орбиты высотой 1000 км?
ЦитироватьВопрос:
Каково время жизни (порядок) сравнительно большой ОС на круговой орбите высотой 350 и, скажем, 1000 км?
Сколько ХС нужно чтобы подняться с НЗО до орбиты высотой 1000 км?
Для подъема с 200 км на 1000 км (компланарные орбиты) затраты ХС примерно 435 м/с (идеальная ХС для гомановских перелетов).
Со сроком существования сложнее (блин, и ведь в курсаче по спецразделам динамики полета, а т.ч. мне надо было рассчитать срок существования ИСЗ именно на 1000 км орбите - склерозззз!!!).
ЦитироватьВопрос:
Каково время жизни (порядок) сравнительно большой ОС на круговой орбите высотой 350 и, скажем, 1000 км?
Сколько ХС нужно чтобы подняться с НЗО до орбиты высотой 1000 км?
Орбита сложнее выбирается, а время полета зависит от активности Солнца, так что будет гулять по годам. А как потом туда летать всем кораблям? С радиацией похуже. Хорошая орбита 426 км, и кратная, и время существования побольше. Но уже высоковато для Союза.
Насколько серьезную и трудноразрешимую проблему представляет из себя качественная сварка цилмндров и сфер диаметров до 10м из алюминиевого листа толщиной до 5мм?
ЦитироватьНасколько серьезную и трудноразрешимую проблему представляет из себя качественная сварка цилмндров и сфер диаметров до 10м из алюминиевого листа толщиной до 5мм?
Да какие там проблемы? Все решено еще во времена Сатурна-5 и Н-1.
ЦитироватьЦитироватьИсходя из каких соображений была выбрана высота, на которой выравнивается давление в СА "Союз"?
Так что, никто не знает? (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59578.gif)
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1996/12-13/12-13-1996-3.html#63
О Союзе-11:
ЦитироватьПри закрытии люка-лаза между бытовым отсеком корабля и спускаемым аппаратом не погас транспарант "Люк открыт". Волков взволнованно закричал "Люк негерметичен, что делать, что делать?!!". Алексей Елисеев спокойно проинструктировал: "Не волнуйтесь, люк закроется. Откройте люк, выберете штурвал влево до отказа, закройте люк и поверните штурвал вправо на 6.5 оборотов." Добровольский и Волков выполнили инструкцию, но транспарант не погас. Дальнейшие повторения ничего не дали. Экипаж нервничал. Люк между БО и СА — последняя дверь между экипажем без скафандров и космосом. Если бы загерметизировать люк не удалось, то благополучная посадка была бы невозможна. Это была первая ласточка, а может быть, предупредительная сирена в пользу наличия на борту спасательных скафандров. Но судьбе, видно, этого предупреждения показалось мало. Проследовало второе, более страшное...
На Земле предположили, что барахлит контакт датчика на обрезе люка, поэтому рекомендовали экипажу подложить под концевик датчика бумажку. Добровольский подложил пластырь и после закрытия люка транспарант погас. Все обрадовались, потому что за 20 минут возни с люком нервы у всех напряглись до предела. Герметичность проверили сбросом давления в БО. Было все в норме.
В 21:25:15 корабль отстыковался от станции. По команде с Земли Добровольский замедлил расхождение и подвел корабль к станции для фотографирования, что и сделал Виктор Пацаев с расстояния 30-40 метров.
После этого экипаж полностью успокоился, и теперь ничто не мешало посадке.
30 июня в 1:35:24 должен был включиться двигатель корабля для торможения, но связь с кораблем неожиданно пропала. В 1:47:28 должно было произойти разделение отсеков корабля, но из-за отсутствия связи ни о работе двигателя, ни о разделении информации не было. Если бы двигатель не включился и корабль остался на орбите, космонавты могли бы выйти на связь по УКВ (1:49:37-2:04:07), но и этого не произошло.
На Земле предположили, что двигатель все же включился, корабль вошел в атмосферу и начали поиски в расчетном районе посадки.
Спускающийся СА был обнаружен средствами ПВО страны. В 1:54 поступило сообщение из командного пункта ВВС, что корабль находится на расстоянии 2200 км от расчетного места посадки. Далее его уже не выпускали из виду. В 2:02:54 на высоте около 7 км раскрылся парашют, и его обнаружили с встречающих вертолетов.
Корабль снижался в заданном районе, но связи с экипажем по прежнему не было. На стренге парашюта есть антенна УКВ — связь с экипажем должна была восстановиться. В 2:18 СА нормально приземлился в 202 км восточнее Джезказгана (47°20' с.ш.; 70°24' в.д.). Одновременно неподалеку сел вертолет поисковой службы. Через три минуты к СА подошли генерал Горегляд и полковник-врач Лебедев. После открытия люка они обнаружили экипаж в СА без признаков жизни
Врачи-реаниматоры сделали все возможное, но вернуть к жизни Добровольского Волкова и Пацаева не удалось.
После обследования тел космонавтов была обнаружена кровь в легких, кровоизлияние в мозг, порванные барабанные перепонки и выделение азота из крови — явные признаки смерти от разгерметизации.
После осмотра корабля выяснилось, что в кабине выключены все передатчики и все приемники. Плечевые ремни у всех космонавтов были отстегнуты, а ремни Добровольского сильно перепутаны и застегнут только верхний поясной замок. Один из вентилей воздушного клапана оказался вывернутым на 10 мм. Других отклонений от нормы комиссия не обнаружила.
Утром, прямо на месте посадки, СА наддули и выяснили, что аппарат герметичен и причиной разгерметизации мог быть только один из двух вентиляционных клапанов.
Позже, комиссия, под председательством В.М.Келдыша, восстановила картину происшедшего:
Сразу после разделения отсеков в 1:47:28 корабля в спускаемом аппарате началось резкое падение давления из-за несанкционированного отстрела пробки вентиляционного клапана. Через 10-15 сек. космонавты потеряли работоспособность. На 48-49 секунде наступила их смерть. Через 112 сек. давление упало до нуля.
Николай Петрович Каманин в своих дневниках описывает происшедшее так:
"Космонавты были достаточно работоспособны, они хорошо выполнили ориентацию корабля, точно включили ТДУ и были довольны работой двигателей. (Каманин не объяснил отсутствие связи с космонавтами перед включением ТДУ, — И.М.) Космонавты хорошо привязались и зафиксировались в креслах. В момент разделения космонавты во все глаза следили за давлением в СА — их не мог не беспокоить люк-лаз. Хлопок разделения — и начинается резкое падение давления. Добровольский отстегнул привязные ремни и бросился проверять люк. Люк оказался герметичен, но давление продолжает падать, слышен свист уходящего в космос воздуха. Трудно определить, где свистит воздух. Свистят передатчики, свистят приемники, свистят вентиляторы. Волков и Пацаев отстегивают плечевые ремни и выключают радио(связь). Свист воздуха слышится под креслом Добровольского — вентиляционный клапан. Добровольский и Пацаев пытаются найти и закрыть вентиль (закручен на 10 мм), но сил уже нет, они падают в кресла. Добровольский еще успевает застегнуть поясной замок перепутанных ремней. Весь воздух корабля с давления 920 мм до 0 вышел за 112 с. Через 4 с после начала падения давления количество дыханий у Добровольского подскочило до 48 (нормально —16). Агония началась через 3-5 с после разделения, а через 20-30 с наступила смерть. Вот и заткни в этой обстановке неизвестную дырку пальцем. (Именно с такой претензией выступил Василий Мишин, обвинив экипаж и Центр в недостаточной подготовленности экипажа, — И.М.). В бортовой инструкции о клапане написано только следующее: "В случае посадки на воду и при невозможности открыть люк из-за волнения моря, а так же в случае длительного отсутствия групп поиска (более часа), космонавтам разрешается открыть вентиляционный клапан.
Через час после посадки разрешается открыть!!!, а он открылся на высоте 170 км. Вот в чем причина гибели экипажа "Союза-11"."
Вопрос не совсем технический, но...
Предприятия, занимающиеся изготовлением небольших РДТТ (разделения ступеней, САС, обеспеченяи запуска, тормозные и т.п.) в принципе могут продавать свою продукцию частникам?
ЦитироватьВопрос не совсем технический, но...
Предприятия, занимающиеся изготовлением небольших РДТТ (разделения ступеней, САС, обеспеченяи запуска, тормозные и т.п.) в принципе могут продавать свою продукцию частникам?
Попробуйте договориться с кем-нибудь из работяг :wink: Думаю, за ящик водки можно и черта лысого достать :D
Что дороже, один РД-180, или 5 РД-107 ?
ЦитироватьЧто дороже, один РД-180, или 5 РД-107 ?
Не, это через проходную не вынести :wink:
Угу ;) Мне пока и не надо.
А по существу вопроса?
Вроде бы для РД-107 называлась стоимость чуть ли не в 100 килобаксов. Так что 5 РД-107 вероятно дешевле, может быть даже в разы ;-D.
Подозреваю что вся ракета Союз дешевле чем один РД-180.
Напомните, пожалуйста - какое в нашей замечательной стране ограничение на диаметр блоков?
ЦитироватьПодозреваю что вся ракета Союз дешевле чем один РД-180.
Ну, это все таки вряд ли :)
Сколько та нынче Собз стоит?
ЦитироватьЦитироватьПодозреваю что вся ракета Союз дешевле чем один РД-180.
Ну, это все таки вряд ли :)
Сколько та нынче Собз стоит?
По внутреним? 4 зелёных лимона. Правда не знаю какова внутренняя цена РД-180.
4 M$ за одну ракету?!?!?!?!?!?! :shock: :shock: :shock: :shock: :shock:
Цитировать4 M$ за одну ракету?!?!?!?!?!?! :shock: :shock: :shock: :shock: :shock:
Да, а что? Это прмерно 100М деревянных. Протон стоит 500М.
Это... как-то экстремально мало :|
Я как-то думал, что цена на десятки миллионов идет...
Впрочем это цифры гдето пятилетней давности. Счас они возможно выросли.
А подскажите ка мне еще ориентировочно габаритные размеры (длина/ширина) РД-107/108.
Если не трудно.
Длина 2.9 м, диаметр 2.6 м, сухая масса 1150 кг (всё без рулевых камер)
РД-180 соответственно 3.6м, 3.2м, 5330кг. Так что если даже брать по весу то РД-180 весит как пять РД-107/108. Ну а уж каждый его килограм очевидно дешевле килограма РД-107.
Блин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
ЦитироватьБлин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
3,9 м - без остановки встречного движения и 4,1 м - с остановкой.
ЦитироватьБлин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
При давлении в КС выше определенного предела (60-90атм? Не помню уже) рекомендуется применять схему двигателя с дожиганием, т.к. при открытой схеме затраты топлива на привод турбины становятся не вполне гуманными...
Почему не применять схему с дожиганием при мЕньшем давлении - это существенно усложнит конструкцию двигателя?
Я почему спрашиваю - при прочих равных мне не вполне очевидна более высокая конструктивная сложность ДУ с дожиганием. С управлением/регулированием - возможно.
Образумьте, если не трудно.
Применяли и при меньшем. Например, в 11Д33 и КВД-1 давления меньше 6 МПа.
Конструкцию это усложнит, но не существенно. А вот массу точно увеличит.
Ну в общем-то в безгазогенераторной схеме, которая тоже относится к закрытым, как раз и применяют небольшие давления, правда по причине проблематичности получить большие из-за ограниченности теплового потока через стенку камеры и соответственно трудности получить потребную мощность ТНА.
А в случае газогенераторной схемы для нижних ступеней малые давления невыгодны из-за невозможности реализовать высокую степень расширения, плюс при малых давлениях выигрыш в сравнении с открытой схемой невелик и не оправдывает усложнения двигателя. На верхних же ступенях большие давления в основном применяются из-за габаритных ограничений - компромисс между УИ, массой двигателя и переходников, а также для уменьшения потерь на диссоциацию. Однако есть несколько примеров и небольших давлений, причем все они на РБ, где габариты играют меньшую роль и нет смысла усложнять и утяжелять двигатель (хотя конечно для своего времении и условий создания давления были не так и малы, но при теперешнем стремлении к удешевлению умеренные давления снова востребованы).
ЦитироватьЦитироватьБлин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьБлин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
А для Дальнего Востока?
ЦитироватьПри давлении в КС выше определенного предела (60-90атм? Не помню уже) рекомендуется применять схему двигателя с дожиганием, т.к. при открытой схеме затраты топлива на привод турбины становятся не вполне гуманными...
Почему не применять схему с дожиганием при мЕньшем давлении - это существенно усложнит конструкцию двигателя?
Я почему спрашиваю - при прочих равных мне не вполне очевидна более высокая конструктивная сложность ДУ с дожиганием. С управлением/регулированием - возможно.
Образумьте, если не трудно.
Возможно тут дело не столько в усложнении, сколько в массе потребных систем - добавление которых съест весь получаемый выигрыш
Кстати - а есть схемы с дожиганием в отдельном сопле (возможно с более низким давлением, чем в основных)?
Так это ещё один ТНА на другое давление!
Как приближенно посчитать силу, необходимую для трогания с места ж. д. состава известного веса на горизонтальном участке пути?
ЦитироватьТак это ещё один ТНА на другое давление!
Никакого ТНА! Один компонент - "отработанный" в ТНА, с его давлением на выходе, а второй добавляем из основного потока по потребности, уже в камеру сгорания.
Основная фича - не нужно, чтобы это выходное было равно выходному основного потока - т.е. не нужно сверхвысокое "входное" давление перед турбиной.
ЦитироватьКстати - а есть схемы с дожиганием в отдельном сопле (возможно с более низким давлением, чем в основных)?
Есть, все где-то есть - где угодно матери-природе. :wink:
Что из себя представляет современное смесевое твердое ракетное топливо "на вид и на ощупь" :wink: ? Его кто-нить в руках держал или видел?
ЦитироватьЧто из себя представляет современное смесевое твердое ракетное топливо "на вид и на ощупь" :wink: ?
Твердую резину.
ЦитироватьЕго кто-нить в руках держал или видел?
Встречаются фотографии.
Так и думал. Почему-то всегда представлял его, как ластик для стирания. По физике дела так должно быть :roll: .
ЦитироватьНикакого ТНА! Один компонент - "отработанный" в ТНА, с его давлением на выходе, а второй добавляем из основного потока по потребности, уже в камеру сгорания.
Основная фича - не нужно, чтобы это выходное было равно выходному основного потока - т.е. не нужно сверхвысокое "входное" давление перед турбиной.
Можно конечно сделать и камеру дожигания, с давлением целая атмосфера или даже меньше, и подвод второго компонента через дроссель, только ценность ее на земле будет невелика, да и в пустоте потери на диссоциацию не позволят достичь УИ как в основной КС, а габариты будут немаленькие. На керосинке такую сделать вообще проблематично из-за забивания форсунок сажей, делать же ради такого случая окислительную схему смысла нет. Плюс конструкция двигателя усложнится, поэтому лучше немного поднапрячься и сделать нормальную замкнутую схему с умеренным давлением, в незамкнутой же схеме отработаный турбогаз удобно использовать в управляющих соплах.
ЦитироватьТак и думал. Почему-то всегда представлял его, как ластик для стирания. По физике дела так должно быть :roll: .
Как автомобильная покрышка.
Вопрос не вполне по ракетной технике... скорее по термодинамике в целом.
Допустим, есть некая среда с давлением. Ну, пусть 20 атмосфер к примеру. Ну и температура околокомнатная.
И есть в этой среде капля жидкого СО2 с той же температурой.
Т.е. при таком давлении и температуре СО2 находится в газообразном виде, так что эта капелька быстро-быстро испарится.
Вопрос: какова механика испарения?
Чем будет определяться время испарения? При таком давлении температура капли выше температуры кипения - значит ли это, что капля закипит сразу по всему объему, или будет все таки испаряться с поверхности?
На испарение затрачивается теплота? Должна. За счет чего будет происходить испарение - за счет снижения температуры жидкой фазы перед испарением, или как?
Подскажите, где можно поточнее почитать про двигатель H-1 ?
На википедии какие-то непонятки с УИ, да и вообще иныормации не очень много.
Может где есть пдф про этот двигатель?
ЦитироватьПодскажите, где можно поточнее почитать про двигатель H-1 ?
На википедии какие-то непонятки с УИ, да и вообще иныормации не очень много.
Может где есть пдф про этот двигатель?
А что у Вэйда? Ну, можно еще в энциклопедии "Космонавтика" (на бумаге :lol: ).
ЦитироватьПодскажите, где можно поточнее почитать про двигатель H-1 ?
На википедии какие-то непонятки с УИ, да и вообще иныормации не очень много.
Может где есть пдф про этот двигатель?
А что именно интересует в этом "старом рогатом железе"?
Читаю у Гахуна: тяга у земли 912 кН, в вакууме 1023 кН, соотношение компонентов 2,23, УИ=2583/2901 м/с, давление в КС 4,86 МПа, масса сухая 912 кг.
Цитировать...
Вопрос: какова механика испарения?
Чем будет определяться время испарения? При таком давлении температура капли выше температуры кипения - значит ли это, что капля закипит сразу по всему объему, или будет все таки испаряться с поверхности?
...
За счет чего будет происходить испарение - за счет снижения температуры жидкой фазы перед испарением, или как?
Про физику кипения и испарения на пальцах можно почитать например тут:
http://ru.wikipedia.org/wiki/Кипение
http://ru.wikipedia.org/wiki/Испарение
Средняя температура капельки после испарения одной молекулы действительно станет чуть меньше (а температура воздуха соответственно -- чуть больше), но ненадолго -- она быстро придёт в равновесие с окружающим воздухом и столом на котором лежит.
Хм. А почему ЖВ используют только с ЖК?
Почему не другие окислители? Существенно ниже УИ, или что?
Ну ещё можно с фтором. :shock:
Почему не с АТ?
Почему не с перекисью?
Почему не с закисью?
Перечисленные окислители проигрывают однозначно жидкому кислороду и по цене, и по энергетике. Если уж мы используем криогенное горючее, криогенный окислитель использовать - самое оно.
Кандидаты, которые есть смысл рассматривать - это фтор, окись фтора, раствор озона в жидком кислороде, ну, и, возможно, фторид перхлорила (но там хлор, скорее всего, испортит малину, слишком большой у него молекулярный вес)
Спасибо.
Следующий.
Дано: Закись азота подается из бака самонаддувом ~6МПа.
Давление на выходе из бака, соответственно, давление газовой фазы + столб жидкости.
По тракту в местах всяко-разных гидросопротивлений происходит потеря давления (предположим, без изменения температуры).
Если статическое давление (ну или полное, не суть) упадет ниже давления испарения при данной температуры - компонент в магистралях закипит?
Чувствую что да, но хочется убедиться.
ЦитироватьЕсли статическое давление (ну или полное, не суть) упадет ниже давления испарения при данной температуры - компонент в магистралях закипит?
Чувствую что да, но хочется убедиться.
Тут как бы не всё так просто. Закипит только небольшая часть компонента, давление возрастёт и кипение прекратится. В итоге в трубопроводе всегда будет и жидкость и пар и давление равное давлению насыщеного пара при данной температуре. А кипения как такового не будет. И надо ещё учитывать теплоту фазового перехода при кипении.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьБлин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
Я слышал, что ещё хуже :( - 3900 и 4100, как и было указано, обеспечиваются, но - ТОЛЬКО по конкретной проверенной ж.д. трассе с конкретного завода (ЦиХ, Южмаш).
ЦитироватьПри давлении в КС выше определенного предела (60-90атм? Не помню уже) рекомендуется применять схему двигателя с дожиганием, т.к. при открытой схеме затраты топлива на привод турбины становятся не вполне гуманными...
Почему не применять схему с дожиганием при мЕньшем давлении - это существенно усложнит конструкцию двигателя?
Я почему спрашиваю - при прочих равных мне не вполне очевидна более высокая конструктивная сложность ДУ с дожиганием. С управлением/регулированием - возможно.
Образумьте, если не трудно.
Есть предположение (поправьте, если ошибаюсь), что при более высоких давлениях больше теплоперенос к корпусу и элементам турбины, что может вызвать риск перегрева и тепловых деформаций, а также окисления поверхностей и необходимости применять более дорогие защитные покрытия.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьБлин...
Совсем склероз достал :( И повторялось здесь часто, и, кажется, даже спрашивал недавно - не могу найти :(
Напомните ограничение на диаметр баков для транспортировки по ж/д.
4100 с остановкой встечного движения. 3900 без.
До Байконура, но не до Дальнего Востока
Я слышал, что ещё хуже :( - 3900 и 4100, как и было указано, обеспечиваются, но - ТОЛЬКО по конкретной проверенной ж.д. трассе с конкретного завода (ЦиХ, Южмаш).
А зачем с других? Будет другой завод - проверят трассу.
Вопрос по РД-0124А:
"В 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара». Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются: изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете."
Есть у кого то более подробная информация?
И в порядке бреда.
У двигателя две ступени тяги:
номинальная 294.3 кН
промежуточная 149.9 кН
При втором включении тяга в 30тс представляется избыточной. Наверное есть смысл работать на промежуточной ступени в 15 тс.
При этом видимо упадут удельные параметры (УИ в том числе).
А если две камеры из четырёх отключить? ТНА будет работать на половинной мощности, но только на две КС из четырёх. Есть ли в этом смысл?
ЦитироватьВопрос по РД-0124А:
"В 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара». Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются: изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете."
Есть у кого то более подробная информация?
И в порядке бреда.
У двигателя две ступени тяги:
номинальная 294.3 кН
промежуточная 149.9 кН
При втором включении тяга в 30тс представляется избыточной. Наверное есть смысл работать на промежуточной ступени в 15 тс.
При этом видимо упадут удельные параметры (УИ в том числе).
А если две камеры из четырёх отключить? ТНА будет работать на половинной мощности, но только на две КС из четырёх. Есть ли в этом смысл?
При двукратном включении, выгоднее работать на максимальном режиме тяге - уменьшаются гравпотери, а схема перелета приближается к идеальной гомановской.
Дмитрий, речь о втором включении.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:
Кроме того время работы двигателя составит 650/83,3=8с. Не маловато ли? Очень сложно будет обеспечить точность выведения. :(
ЦитироватьДмитрий, речь о втором включении.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:
А масса полезного груза? :wink:
:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
Цитировать:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
Во-первых, для автоматических Ка - пройдет. А, во-вторых, у "Ангары-5", ПГ на этой орбите будет выше, чем 4 т. Для легкой А-1.2, да перегрузки довольно большие, но тоже не смертельные (вот для нее, возможно, и пригодится пониженный режим тяги).
Дмитрий, я прошу прощения, но я забыл сказать, что речь об использовании второго включения на Союзе-2 с его блоком И (Вы знаете мою манию). :D
Так вот есть ли смысл отключить две КС при использовании промежуточной ступени тяги, даст ли это какой-то эффект. Или нет смысла заморачиваться. :wink:
ЦитироватьДмитрий, я прошу прощения, но я забыл сказать, что речь об использовании второго включения на Союзе-2 с его блоком И (Вы знаете мою манию). :D
Так вот есть ли смысл отключить две КС при использовании промежуточной ступени тяги, даст ли это какой-то эффект. Или нет смысла заморачиваться. :wink:
Ой, мы же пару месяцев назад уже считали такой Союз :shock:
Сомневаюсь, я, что возможность отключения двух камер наличествует в РД-0124. Слишком сложный бы ЖРД получиля: на каждую камеру по главному клапану О и Г. :roll:
Цитировать:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
Тяговооруженность тут не принципиальна, не пилотируемый же пуск, у Космоса-3М еще больше была. Ну у Космоса конечно режим рулевых сопел был, но и конечной ступени тяги вполне достаточно, импульс последействия у РД-0124 невелик. И почему точность должна быть ниже, чем при обычном пуске в одно включение?
Клапана Г вроде бы и так стоят. А дополнительный клапан О судя по ПГС понадобится только один. Правда возникает вопрос с УВТ, поскольку у РД-0124 камеры качаются в тангенциальной плоскости. :(
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4917.jpg)
Пневмогидравлическая схема
1-ампула пусковая
2-клапан горючего
3-ампула пусковая
4-главный клапан окислителя
5-регулятор
6-газогенератор
7-турбонасосный агрегат
8-клапан горючего
9-камера сгорания
10-узел качания
11-теплообменник
12-бустерный насос
13-клапан пусковой
14-бустерный насос
15-теплообменник
ЦитироватьЦитировать:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.
Тяговооруженность тут не принципиальна, не пилотируемый же пуск, у Космоса-3М еще больше была. Ну у Космоса конечно режим рулевых сопел был, но и конечной ступени тяги вполне достаточно, импульс последействия у РД-0124 невелик. И почему точность должна быть ниже, чем при обычном пуске в одно включение?
В обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:
ЦитироватьВ обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:
В одно включение на 800 км выводить просто невыгодно, но разве сильно ухудшит точность импульс последействия во 2-м включении?, при одном включении он тоже присутствует и на точность никто не жалуется, к тому же 2-й импульс можно проводить с учетом погрешности первого. СУ на точность влияет гораздо сильнее.
На промежуточной тяге УИ немного ниже конечно, но не намного, тем более для малого прироста ХС это не принципиально. Да и сама конечная ступень может применяться только на последних секундах, а не всё 2-е включение. Поэтому отключение двух камер я считаю неоправданным усложнением двигателя.
Спасибо за ответ. :wink:
Да не за что :wink:
ЦитироватьДмитрий, речь о втором включении.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:
Только сейчас заметил... Базовой орбитой при выведении на ССО 800 км будет орбита 200*800 км, лежащая в той же плоскости. ХС на довыведение (второе включение - апогейный импцульс) примерно 165 м/с. Масса топлива на импульс 402 кг. Масса ПГ 5363 кг. Принято, что конечная масса блока И (с СООЗ и остатками топлива и газов) равна 3000 кг.
Дмитрий, я конечно ошибся с базовой орбитой, поскольку для выведения с орбиты 200 км нужно два импульса. Но ведь Союз 2-1б на ССО да ещё выстой 200 на 800 км ПН в 8,3 т не выведет. Думаю не больше 6,5т. А значит ПН будет не больше 3,5-4т. :wink:
ЦитироватьДмитрий, я конечно ошибся с базовой орбитой, поскольку для выведения с орбиты 200 км нужно два импульса. Но ведь Союз 2-1б на ССО да ещё выстой 200 на 800 км ПН в 8,3 т не выведет. Думаю не больше 6,5т. А значит ПН будет не больше 3,5-4т. :wink:
8,3 т - это же с массой блока И. Почему не выведет?
Беру свои слова обратно. Выведет. :oops:
Расклад (округленно) примерно такой:
- конечная масса блока 3000 кг
- масса РЗТ для выведения на орбиту 200*800 км наклонением 98,5 град -22198 кг
- масса РЗТ для апогейного импульса 402 кг
- масса ПГ 5363 кг.
Спасибо, Дмитрий, и за пояснения и за программулину. Книга у Вас тоже классная. :wink:
ЦитироватьЦитироватьВ обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:
В одно включение на 800 км выводить просто невыгодно, но разве сильно ухудшит точность импульс последействия во 2-м включении?, при одном включении он тоже присутствует и на точность никто не жалуется, к тому же 2-й импульс можно проводить с учетом погрешности первого. СУ на точность влияет гораздо сильнее.
На промежуточной тяге УИ немного ниже конечно, но не намного, тем более для малого прироста ХС это не принципиально. Да и сама конечная ступень может применяться только на последних секундах, а не всё 2-е включение. Поэтому отключение двух камер я считаю неоправданным усложнением двигателя.
Неоправданное услохнение это конечно понятно, но возможна ли подобная доработка
в принципе? Это же требуется не клапаном щелкнуть, а закрыть достаточно широкое отверстие в газоводе
с окислительным газом высокой температуры и давлении, большем чем в КС :!: Имхо это вообще НННШ.
Спасибо. :wink:
Я уже понял. :oops:
ЦитироватьНеоправданное услохнение это конечно понятно, но возможна ли подобная доработка в принципе? Это же требуется не клапаном щелкнуть, а закрыть достаточно широкое отверстие в газоводе с окислительным газом высокой температуры и давлении, большем чем в КС :!: Имхо это вообще НННШ.
Сделать можно, но не нужно.
Приветствую всех!
Как человек здесь новый испытываю некоторое замешательство по поводу волнующего вопроса - не знаю в какую тему его написать - сюда, или в тему "В порядке бреда", либо еще куда то... вообщем растерялся и пока решил сюда, не бейте если сильно натоптал...
А вопрос следующий: допустим есть КА с N ой массой, пусть на орбите земли скажем 1000 км, то - какой из параметров двигателя КА (тяга, УИ) играет большую роль, если необходимо чтоб сей КА двигался с Х ой скоростью (ну пусть 10 км/с)? И вообще на что именно влияют эти параметры?
Это скажем так вопрос чайника :oops: сразу уж не обсмеивайте :)
ЦитироватьПриветствую всех!
Как человек здесь новый испытываю некоторое замешательство по поводу волнующего вопроса - не знаю в какую тему его написать - сюда, или в тему "В порядке бреда", либо еще куда то... вообщем растерялся и пока решил сюда, не бейте если сильно натоптал...
А вопрос следующий: допустим есть КА с N ой массой, пусть на орбите земли скажем 1000 км, то - какой из параметров двигателя КА (тяга, УИ) играет большую роль, если необходимо чтоб сей КА двигался с Х ой скоростью (ну пусть 10 км/с)? И вообще на что именно влияют эти параметры?
Это скажем так вопрос чайника :oops: сразу уж не обсмеивайте :)
По орбите КА будет двигаться вообще не используя тягу. Что касается орбитальных маневров, то наибольшее влияние оказывает УИ.
т.е. если нужна скорость, то это зависит от величины УИ?
Тогда такой вопрос - чтоб разогнать КА весом пусть 5т до тех же 10 км/с какой нужен УИ (если я правильно понял). наверное есть какая то бормула?
И опять - когда указывают тягу в вакууме, чего это цифра/параметр означает?
Вам нужно прочесть эту книгу:
Левантовский В.И. "Механика космического полёта в элементарном изложении"
Здесь она вроде бы есть http://rapidshare.com/files/42120620/mehanika.djvu
И здесь тоже: ftp://ftp.kiam1.rssi.ru/pub/gps/lib//book/levantovscy.djvu
Вопрос по КДУ "Янтаря":
ЦитироватьКомпоненты топлива КДУ: горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель — азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг, горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3.65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0.34 кг при давлении от 1.05 до 1.35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН·сек.
А почему и гелий и азот? Почему нельзя было обойтись одним гелием?
Цитироватьт.е. если нужна скорость, то это зависит от величины УИ?
Тогда такой вопрос - чтоб разогнать КА весом пусть 5т до тех же 10 км/с какой нужен УИ (если я правильно понял). наверное есть какая то бормула?
И опять - когда указывают тягу в вакууме, чего это цифра/параметр означает?
Настоятельно рекомендую воспользоваться рекомендациями Salo.
Все же позволю себе кратко откомментировать.
Приращение идеальной скорости V считается по формуле:
V=I*ln(M0/Mк)
I - удельный импульс (м/с)
М0 - начальная масса
М1 - конечная масса
(начальная - конечная = масса топлива)
мерси за ответы!! :P
жаль что лит-уру смогу почитать только в след. месяце, ибо трафик уже не позволяет много скачивать :cry:
а если можно, еще пару слов про тягу в вакууме? сие что есть?
Из-за противодавления атмосферы тяга на уровне моря существенно ниже чем в вакууме (Космосе). В расчётах используются оба значения.
это ясно... если совсем по простому и приближенному тяга - это что то типо веса к-ый двигатель может поднять? в атмосфере. а в вакууме же вроде она не особую роль играет? или я сильно ошибаюсь :roll:
При изменении орбиты играет. Тяга это реактивная сила которую развивает ЖРД при истечении газов из КС через сопло.
Я прошу прощения прочтите книгу. Там всё ясно и доходчиво изложено. Хотя бы первую главу. Хорошо? :wink:
Усек!!! :D прочту, пока не могу скачать книгу!!! pardon moi!!! :roll:
Нда...
Тяга - реактивная сила, создаваемая двигателем.
Она может быть такой, какой необходимо.
Грубо говоря, чем ближе к планете летаете - тем больше нужна тяга.
Тяга ДУ первых ступеней РН должна превышать вес ракеты.
Для полетов в космосе, для управления положением аппарата и корректировок орбиты тяга может быть достаточно низкой (менее процента от массы аппарата)...
Що це було? :shock:
Начальный курс введения в ракетную технику выполнен успешно :)
Ничего, все когда-то были чайниками... Гораздо хуже, если сразу ламерами.
ЦитироватьЩо це було? :shock:
Причину моего крайнего удивления модераторы к счастью удалили. Надо было и мою ремарку удалить. Ну пускай будет для истории. :wink:
Кому-нибудь что-нибудь говорит температура для керосина 400С ?
В расчете охлаждения указывается как максимально допустимая температура охладителя. Почему?
ЦитироватьКому-нибудь что-нибудь говорит температура для керосина 400С ?
В расчете охлаждения указывается как максимально допустимая температура охладителя. Почему?
Начинается закоксовывание.
400 градусов - это ОЧЕНЬ много. Раньше бронзовая стенка сдохнет. Со стальной, конечно, можно и при такой т-ре работать, но там и перепад на стенке между Тж и Тг раз в десять больше.
Да, о стальной стенке речь и идет.
Спасибо за ответ :)
в очередной раз прошу пардона за глупые вопросы...
Товарищи! ткните, пожалуйста, носом в тему, где было обсуждение проекта МАКС. уверен, что такое было... поиск по темам что-то не удволетворяет обилием результата
Почитайте информацию на сайте Вадима Лукашевича //www.buran.ru.
Ещё здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4148&highlight=%EC%E0%EA%F1
и здесь
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1406
Цитироватьв очередной раз прошу пардона за глупые вопросы...
Товарищи! ткните, пожалуйста, носом в тему, где было обсуждение проекта МАКС. уверен, что такое было... поиск по темам что-то не удволетворяет обилием результата
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4148
Merci bein!
C сайтом Buran знаком хорошо! хотелось увидеть обсуждение возможности и реальности с тех. точки зрения. Проштудирую темы кот-ые вы показали, думаю найду ответы.
о! за счет чего пытаются увеличить тягу ЭРД? по теории вроде надо увеличить давлении в ускорительном канале... чего мешает и как с этим бороться? :roll:
Можно свой вопросик?
Возник он у меня в процессе просмотра файла
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19790077039_1979077039.pdf
Сравнение разных топливных пар, проведенное Рокетдайном в рамках программы Аполло.
Собственно, сложившиеся топливные пары - это навсегда? Скажем, неплохо для хранимого на орбите топлива выглядит N2F4+CH4 c добавкой Li (348 с у земли). Есть там и другие интересные циферки :)
(NF3 + аммиак/Li - 340 с). В общем, исследования в этом ключе ведутся, или считается, что возможности хим. топлив выбраны до разумного предела?
Осторожно! Файл в моей предыдущей реплике - свыше 8 мег.
ЦитироватьСобственно, сложившиеся топливные пары - это навсегда?
По совокупности УИ и эксплуатационных свойств - навсегда.
Вопрос первый: почему не было попыток создать ТФЯРД малой тяги?
Представим себе его в качестве межпланетного двигателя. Тяга должна обеспечить разгон в течении времени, сравнимого со свободным полетом. Например, разгон длится неделю, тяга - десятки килограмм. Двигатель получается проще и легче, чем реактор-ЭРД, и с приемлемым временем разгона. По сравнению с ЖРД - в разы меньше масса рабочего тела. По сравнению с мощным ТФЯРД - пропорционально легче и проще.
В связи с этим же второй вопрос. Поскольку это двигатель не для выведения, не грех попытаться поднять импульс за счет большей массы. МОЖНО ЛИ реализовать не адиабатический, а изотермический цикл рабочего тела? То есть, расширяющуюся часть сопла сделать удлиненной, и обеспечить ее нагрев. Это позволит при той же температуре серьезно поднять удельный импульс. И чем выше степень расширения, тем выше будет прибавка. Только не говорите, что меньший КПД вызовет повышенный расход урана :)
ЦитироватьВопрос первый: почему не было попыток создать ТФЯРД малой тяги?
Почему - не было? Наши создавали ТфЯРД именно малой тяги - конкретно, 3,6 тонны. РД-0410
ЦитироватьПредставим себе его в качестве межпланетного двигателя. Тяга должна обеспечить разгон в течении времени, сравнимого со свободным полетом. Например, разгон длится неделю, тяга - десятки килограмм.
При таких представлениях ЭРД рулят немеряно.
ЦитироватьДвигатель получается проще и легче, чем реактор-ЭРД, и с приемлемым временем разгона.
Приемлемое время перелёта не больше, чем в два раза по сравнению с Гомановским. А ЭРД, несмотря на большое время работы, обеспечивают время перелёта к Юпитеру и дальше, меньшее, чем на химии по Гоману.
ЦитироватьПо сравнению с ЖРД - в разы меньше масса рабочего тела.
зато водород морозить не надо. ЯРД работает исключительно на водороде. Хранить водород неделю - это, значит, везти с собой криохолодильник и кучу геморроя.
ЦитироватьПо сравнению с мощным ТФЯРД - пропорционально легче и проще.
Категорически неправильно. Легче, чем РД-0410, ТфЯРД не сделать. Критмассу же в реакторе как-то собрать нужно? нужно. Управлять течением реакции нужно? нужно. От радиации экранироваться нужно? а то! вот так и набегает килограмм к килограмму. Даже у турбонасоса, который легчает при уменьшении тяги, относительная масса растёт.
ЦитироватьВ связи с этим же второй вопрос. Поскольку это двигатель не для выведения, не грех попытаться поднять импульс за счет большей массы. МОЖНО ЛИ реализовать не адиабатический, а изотермический цикл рабочего тела? То есть, расширяющуюся часть сопла сделать удлиненной, и обеспечить ее нагрев. Это позволит при той же температуре серьезно поднять удельный импульс.
Не позволит. Нагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.
Спасибо, я рассчитывал на ваш ответ :).
ЦитироватьНагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.
Здесь хочу возразить. Я предполаю какие-нибудь конструктивные проблемы, но с физикой все в порядке. Сопло как раз является механизмом, преобразующим радиальную составляющую скорости потока в осевую. Конечно, КПД снижается, поскольку улетающее рабочее тело имеет высокую температуру. Но полезная работа возрастет соответственно площадям под изотермой и адиабатой.
Можно рассмотреть это по шагам. При адиабатическом расширении в 11 (если не ошибся) раз температура падает вдвое. То есть половина энергии газа переходит в кинетическую. Потом еще раз расширяем в 11 раз. В кинетическую переходит еще четверть энергии первоначального нагрева. Если мы в промежутке догреем газ до первоначальной температуры, то при втором расширении в работу перейдет не четверть, а половина энергии. И чем больше коэффициент расширения, тем больше выигрыш перед адиабатой.
Так иногда делают в паровых машинах.
ЦитироватьСпасибо, я рассчитывал на ваш ответ :).
ЦитироватьНагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.
Здесь хочу возразить. Я предполаю какие-нибудь конструктивные проблемы, но с физикой все в порядке. Сопло как раз является механизмом, преобразующим радиальную составляющую скорости потока в осевую. Конечно, КПД снижается, поскольку улетающее рабочее тело имеет высокую температуру. Но полезная работа возрастет соответственно площадям под изотермой и адиабатой.
Можно рассмотреть это по шагам.
Вот по шагам, как раз, и нельзя. Если мы к газу подводим тепло в сверхзвуковой части сопла, газ начинает тормозиться. Это явление реально имеет место в ЖРД из-за рекомбинации продиссоциировавших ранее преодуктов.
Мало того, возможно, так называемое, тепловое сопло, при котором газ движется с непрерывно увеличивающейся скоростью по трубе постоянного сечения, только до достижения звуковой скорости тепло к газу подводится, а после достижения звуковой скорости тепло должно отводиться.
ЦитироватьПри адиабатическом расширении в 11 (если не ошибся) раз температура падает вдвое. То есть половина энергии газа переходит в кинетическую. Потом еще раз расширяем в 11 раз. В кинетическую переходит еще четверть энергии первоначального нагрева. Если мы в промежутке догреем газ до первоначальной температуры, то при втором расширении в работу перейдет не четверть, а половина энергии. И чем больше коэффициент расширения, тем больше выигрыш перед адиабатой.
Так иногда делают в паровых машинах.
в паровых машинах такой фокус проходит, потому что там рабочий процесс циклический. В РД он незамкнутый, поэтому и подводить тепло к газу в сопле бессмысленно.
Грубо говоря, чтобы подведённое тепло сработало, газ придётся затормозить до дозвуковой скорости, а потом опять разгонять.
ЦитироватьПри таких представлениях ЭРД рулят немеряно.
магнитореактивные тоже рулят
ЦитироватьЯРД работает исключительно на водороде.
Вообще говоря, ЯРД работает на чём угодно. Водород - это просто наиболее выгодное по тяге вещество.
Но выгодность по тяге может проиграть выгодности по хранению/заправке. В этом отношении наиболее удобна вода.
Граждане, оцените навскидну аэродинамическое качество такого пепелаца на высокой скорости (М=5..10).
Интересно сравнить с полученный результатом ваши мнения :)
(http://c.my-files.ru/SA1.jpg)
(http://www.bharat-rakshak.com/MISSILES/Images/RV_Reentry_shockwave_at_Mach_8_r10d_1200pix.jpg)
навскидку
http://www.bharat-rakshak.com/MISSILES/Agni.html
ЦитироватьСпасибо, я рассчитывал на ваш ответ :).
ЦитироватьНагрев увеличит лишь радиальную составляющую скорости потока, что есть вредное явление. Осевая составляющая увеличится на очень незначительную величину - хорошее сопло преобразует БОЛЬШУЮ часть хаотического движения в упорядоченное, так что, температура-то падает, а вот скорость - почти что и нет.
Здесь хочу возразить. Я предполаю какие-нибудь конструктивные проблемы, но с физикой все в порядке. Сопло как раз является механизмом, преобразующим радиальную составляющую скорости потока в осевую. Конечно, КПД снижается, поскольку улетающее рабочее тело имеет высокую температуру. Но полезная работа возрастет соответственно площадям под изотермой и адиабатой.
Можно рассмотреть это по шагам. При адиабатическом расширении в 11 (если не ошибся) раз температура падает вдвое. То есть половина энергии газа переходит в кинетическую. Потом еще раз расширяем в 11 раз. В кинетическую переходит еще четверть энергии первоначального нагрева. Если мы в промежутке догреем газ до первоначальной температуры, то при втором расширении в работу перейдет не четверть, а половина энергии. И чем больше коэффициент расширения, тем больше выигрыш перед адиабатой.
Так иногда делают в паровых машинах.
Тут всё просто. В любой точке неохлаждаемого сопла температура торможения газа равна температуре в камере. Если вы хотите греть сопло, то его стенки должны выдерживать бОльшую температуру. Но если у вас есть такой материал, то проще поднять температуру в камере. Принципиально при желании можно греть всё сопло, но дозвуковую часть нужно греть осторожно, чтобы не образовалось дозвуковое течение. ИМХО, практически что-то можно получить в сопле только очень маленького размера.
Товарищи, кто-нибуть знает формулу расчета пройденного ракетой пути с переменным ускорением при начальной скорости 0?
Время полета - 45 сек.
Перегрузка в момент пуска двигателя - 44 G (Т=0 с).
Перегрузка в момент остановки двигателя - 125 G (Т=45 с).
Начальная масса в Т=0 - 12.000 кг.
Конечная масса в Т=45 - 3.000 кг.
Тяга - 400 тс, двигатель не дросселируется работая в одном режиме все время.
Расход рабочего тела из бака - 200 кг/с.
Начальная скорость на момент включения двигателя - 0.
Конечная скорость на момент выключения двигателя - 27,72 км/с. (по Формуле Циолковского)
Нужно узнать какую дистанцию ракета пройдет на активном участке полета. А формулы расчета я не знаю просто.
Цитировать...
Перегрузка в момент пуска двигателя - 44 G (Т=0 с).
...
Начальная масса в Т=0 - 12.000 кг.
...
Тяга - 400 тс....
Это как понимать?
a = F/m = (400000 кг * g) / 12000 кг = 33.3 * g.
to falanger
Перегрузки для расчета не нужны.
Делается все просто. Если не знаешь формулу, её выводишь.
Если не учитывать гравитацию и сопротивление атмосферы, то
переменное ускорение a(t) = F / (M-m*t) , где F – сила тяги, М – начальная масса ракеты,
t- время, m – секундный расход топлива
Находишь функцию зависимости скорости от времени v(t) = интеграл a(t) dt = v(t) + C, где С –константа, находишь её из начальных условий
Далее находишь перемещение s = интеграл (от 0 до 45 сек) v(t) dt
Посчитал в маткаде, получилось активный участок полёта s = 474,4 (км)
Любопытства ради...
Может, есть у кого ссылки по поводу... Хм, как бы так сказать - кристаллических модификаций веществ, являющихся при н.у. газами. Вот в каком-то таком стиле (лучше, конечно, посерьезнее):
ЦитироватьВ 1979 году химики выяснили, что при дальнейшем повышении давления до 10 гигапаскалей твёрдый кислород становится красным. В ходе новых исследований учёные проводили анализ кристаллической решётки кислорода в этом состоянии с помощью рентгеновского излучения. Разница состояла, в первую очередь, в методе.
Если в первом эксперименте кристалл твёрдого кислорода положили на подложку из гелия (при таком давлении гелий стал мягким, "как масло"), то во втором выращенный кристалл размельчили в порошок.
Обе работы дали ошеломляющие результаты.
Обычно при повышении давления химические связи в твёрдом теле разрушаются, а вещество начинает вести себя так же, как и более тяжёлые элементы той же группы. Ожидалось, что атомы образуют группы по 8 штук, составив кольцо, — как это происходит, например, с атомами серы.
Вместо этого атомы организовались по восемь, но образовали не кольцо, а ромбоэдр — фигуру наподобие сплющенного куба; то есть получилась молекула, состоящая из восьми атомов — O8.
http://anomalia.kulichki.ru/news13/730.htm
Граждане, а где можно взять ПГС РД-0410 да покрупнее?
Что произойдёт с параметрами РД-107А (тягойи УИ) если к его ТНА подключить ещё две рулевых КС?
Тяга возрастёт примерно на 13 тонн (каждая из рулевых камер имеет тягу около 6,5 тонн), а УИ упадёт примерно на 2 единицы.
РД-108 и РД-107 - это одинаковые камеры и одинаковые ТНА, но по-разному отрегулированные движки. У РД-108 давление в камерах меньше, зато ресурс больше. Поэтому у РД-108 при четырёх рулевых камерах тяга меньше у Земли и такая же в вакууме, как у РД-107 с двумя рулевиками.
Андрей, по моему две камеры имеют тягу 6,5т. :oops:
Поскольку на сайте Моторостроителя (http://motor-s.ru/RD14D21.htm) дана тяга РД-107А у Земли без РА 79,1 тс, а на сайте Энергомаша (http://www.npoenergomash.ru/engines/rd107/) 85,6 тс с РА.
Возможно, дома возьму Гахуна, посмотрю.
Тяга рулевой камеры в РД-107А на земле примерно 3,2 тонны, давление в КС 55 атмосфер против 60 атмосфер в основной камере. При неизменной мощности ТНА увеличение расхода на рулевые камеры может быть обеспечено только снижением расхода и давления в основных камерах, что приведет к снижению их тяги, в итоге суммарная тяга почти не увеличится. УИ на земле упадет из-за увеличения перерасширения и увеличения доли в общей тяге рулевых камер, имеющих несколько меньший УИ.
И, кстати, КС и ТНА РД-107/108 не совсем идентичны.
И дроссель у РД-107А по керосину, а у РД108А по кислороду. ЕМНИП.
Т.е. тяга почти не вырастет , а УИ упадёт значительно сильнее?
Эффективность двигателя снизится?
Тогда вопрос, будет ли он лучше РД-108А? При длительности работы примерно 170 с.
Ну в вакууме УИ почти не изменится, можно еще попытаться форсировать ТНА. Хотя в целом результат явно не стоит затраченных усилий.
Поставим вопрос по-другому - на сколько можно форсировать РД-108А, при требуемом ресурсе 170 секунд? :) С возможными применениями технических решений с РД-107А. Но чтоб никаких радикальных изменений :)
Думаю, на 7% форсировать его вполне можно. И иметь ещё 4% запаса для форсирования в полёте.
Понял! Спасибо большое. :wink:
УИ я так понимаю не падает, тяга у Земли около 86,5 тс, в вакууме 108,5 тс.
УИ при форсировании обычно чуть-чуть растёт, у земли - заметнее, в вакууме - совсем чуть-чуть.
В отличие от исходных РД-107, РД-107А с их форсуночными головками имеют весьма заметный запас по форсированию без опасности возникновения ВЧ колебаний. Так что всё упрётся в возможности ТНА - но можно увеличить подачу перекиси...
Я вообще очень хотел бы знать, что можно сделать на оснастке Космоса-3М, переведя его на кислород-керосин и современную СУ. Бак перекиси останется, да и фиг с ним. Объём ракеты измениться не должен, чтобы использовать тележки и другую технику, сделанную под "Космос", возможно, придётся видоизменить коническую юбку, а, может, впишется и так. Главное, чтоб ракета была дешёвой и экологически чистой. Стартовая масса упадёт, т.к. тяга двигателя ниже, да и плотность топлива ниже, чем азотнокислого, но УИ возрастёт, поэтому падение ПН будет небольшим, если вообще будет - вспомним, Р-9 была в полтора раза легче, чем Р-16.
А при этом еще и масса перекиси увеличится ;) Так что надо повнимательнее смотреть, стоит ли оно того ))
Ну что, народ - про 0410 никто не знает? Очень хочется нормальную картинку. Нам на днях показали ПГС... мама родная.
4 (!!!) ТНА, три рабочих вещества... Теперь я понимаю, че они такие дорогие и сложные (
У Р-9А стартовая масса 80,7 т.
У Р-16 140,6 т.
Соотношение масс 140,6т/80,7т = 1,742.
ЦитироватьУИ при форсировании обычно чуть-чуть растёт, у земли - заметнее, в вакууме - совсем чуть-чуть.
В отличие от исходных РД-107, РД-107А с их форсуночными головками имеют весьма заметный запас по форсированию без опасности возникновения ВЧ колебаний. Так что всё упрётся в возможности ТНА - но можно увеличить подачу перекиси...
Я вообще очень хотел бы знать, что можно сделать на оснастке Космоса-3М, переведя его на кислород-керосин и современную СУ. Бак перекиси останется, да и фиг с ним. Объём ракеты измениться не должен, чтобы использовать тележки и другую технику, сделанную под "Космос", возможно, придётся видоизменить коническую юбку, а, может, впишется и так. Главное, чтоб ракета была дешёвой и экологически чистой. Стартовая масса упадёт, т.к. тяга двигателя ниже, да и плотность топлива ниже, чем азотнокислого, но УИ возрастёт, поэтому падение ПН будет небольшим, если вообще будет - вспомним, Р-9 была в полтора раза легче, чем Р-16.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьРакету с Мст = 70 т (ну, от 60 до 70) можно создать и на базе РД-107А/108А с 11Д58М на второй ступени: не более 1,5 т на НОО.
Дмитрий, по самым моим оптимистическим оценкам не более 1-1,2 т.
В реальности меньше 1т.
Да ещё и перекись с азотом.
По расчетам, на НОО 200*200 км наклонением 51,6 град, ПГ около 1390 кг (Мст=65 т).
Космос -3М придётся укоротить где-то в 1,25 раза. И вопрос с двигателем второй ступени и соответственно её размером.
Хотя наверно эту дискуссию лучше продолжить в теме о лёгких носителях. :wink:
Останется только найти для этого керосинового Космоса очередную партию Сар-лупов, а то ведь опять застоится без работы. :wink:
Для Стартов нашли шесть Эросов (см. свежий НК). :roll:
А на 2009 уже три Рокота.
У меня вопрос по двигателям утопленникам. В Синеве двигатель второй ступени утоплен в баке АТ. А если его утопить в баке керосина возникнут ли проблемы с его последующим запуском? Выдерживают ли уплотнения такое сочетание: снаружи керосин, внутри вонючка?
В каком именно баке топить - без разницы.
а вот сделать стык по краю сопла - ИМХО малореально
(http://www.makeyev.ru/e107_images/makeev/missiles/R-29R/scheme.jpg)(http://www.makeyev.ru/e107_images/makeev/missiles/R-29RM/scheme.jpg)
РСМ-50 и РСМ-54
"Разделение первой и второй, второй и третьей ступеней осуществляется системой детонирующих удлиненных зарядов."
Суть вопроса в следующем: в двигателе есть уплотнения. В норме они расчитаны на контакт с одним или двумя компонентами топлива.
Если двигатель использует НДМГ-АТ, но погружён в бак керосина, то появляется третий компонент-керосин. Будут ли сложности с использованием стандартного материала для уплотнений? Или их нужно подбирать заново?
По идее проблем быть не должно. Керосин - достаточно нейтральная среда, не особо требовательная к материалам.
Небольшая статья с тремя видеороликами по лабораторному моделированию разрушающего резонанса в КС
http://www.gatech.edu/newsroom/release.html?id=1815&ga=1
Уважаемые форумчане, заранее прошу прощения, если повторяю уже задававшийся вопрос.
Приводится величина УИ двигателя при соотношении давлений в КС и на срезе сопла 70:1. Давление среды при этом не указывается. Наверняка есть некоторая величина давления "по умолчанию". Интересует как раз его (давления внешней среды) величина - наверное, вакуум?
Если нет дополнительных указаний, то это вакуумный УИ.
Цитироватьсоотношении давлений в КС и на срезе сопла 70:1
Если это именно соотношений ДАВЛЕНИЙ, то речь может идти об атмосферном давлении (и давлении в камере порядка 70 атм). Если об отношении площадей (как обычно и дают) - то, скорее всего, речь о вакуумном УИ (если нет уточнений и иных зацепок).
PS под КС, говоря о площадях, я здесь понимаю критическое сечение.
Вообще, думаю если привести пример такого описания, то все будет куда яснее.
Даже у ступеней, запускаемых в вакууме, давление на срезе может составлять 0,5-0,7 атм (из-за габаритных ограничений). Так что никаких намёков на работу в атмосфере здесь нет.
ЦитироватьЕсли это именно соотношений ДАВЛЕНИЙ, то речь может идти об атмосферном давлении (и давлении в камере порядка 70 атм).
Давление на срезе сопла и давление внешней среды - совершенно разные вещи :wink:
Вроде, разобрался с условиями расчёта УИ в тексте статьи. Встречаются два варианта - "УИ при 70:1" и "УИ в вакуум при 70 атм".
Надо думать, что первый термин - УИ при давлении в КС, равном 70 атм, а на срезе и во внешней среде - 1 атм, а второй - на срезе - 1 атм, а в среде - понятно, вакуум.
ЦитироватьЦитироватьЕсли это именно соотношений ДАВЛЕНИЙ, то речь может идти об атмосферном давлении (и давлении в камере порядка 70 атм).
Давление на срезе сопла и давление внешней среды - совершенно разные вещи :wink:
С первого взгляда да, на практике - стремятся, чтобы они не были такими уж разными ;)
Кроме того, разговор шел о давлении на срезе сопла, а давление в камере всплыло в разговоре незаметно...
ЦитироватьКроме того, разговор шел о давлении на срезе сопла, а давление в камере всплыло в разговоре незаметно...
Да вроде как человек спрашивал просто про давление внешней среды, при котором указывается УИ.
Вроде бы, человек уже и сам разобрался... И мое предположение о ~70 атм. в камере оказалось ни таким уж безосновательным...
Граждане, кто-нибудь в тзп или гибридах шарит?
Можно расчитывать скорость газификации твердого горючего как для материала ТЗП расчитывается?
Что-то у меня неправдоподобно большая скорость гащификации получилась - не соображу в чем ошибка.. Вроде и теплопоток не очень сильный...
Там есть какой-то подвох, связанный с тем, что при экстремально большой скорости сублимации становится значителен поток газов, образовавшихся при этом самом процессе, причем он направлен в противоположном (грубо) теплоподводу направлении. Но это, скорее, важно для ситуаций тепловых ударов.
Спасибо. Угу, так и думал...
Так, а как его учесть? По идее - посчитать поток тепла уходящего от поверхности с продуктами газификации, и отнять его от теплоподвода.
А как поток тепла посчитать? Ну, если процесс итерационный - массовый расход с единицы площади известен... домножить его на Cp*T ?
И еще вопрос. Глупый :oops:
Если известна энтальпия некоего вещества при данной температуре - как пересчитать на другую температуру?
И не забыть изменение Cp от T.
У нас эта гадость (я имею в виду, проблематика) называлась "термодинамика поточных систем". Ненавижу ;))
Кто знает, какая средняя плотность Солнца (если это открытая информация :) ) ?
Э-э-э...
1409 кг/м3
Где-то слышал про вариант системы стыковки на гамма-лучах вместо радио волн.
Был такой вариант? Если можно ссылку на источник. Может у Чертока прочел, да вспомнить не могу где именно.
Еще вопрос. Есть упоминание об установке аэродинамических щитков на посадочный аппарат "Союза", после аварии "Союза-1".
Это полностью ересь или были планы? Откуда такой слух пошел?
"При определенном выборе высоты и плоскости орбиты угловая скорость вращения ее плоскости такова, что в каждые земные сутки спутник повторяет над Землей свой маршрут. Подобные орбиты, именуемые геосинхронными, выбирали для первых космических кораблей"
По идее - Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой период обращения находящегося на ней спутника равен звёздному периоду вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с.
А что же тогда имелось в виду в этом отрывке? Есть ли такие орбиты и как называются? Что хотел сказать автор вообще?
Цитировать"При определенном выборе высоты и плоскости орбиты угловая скорость вращения ее плоскости такова, что в каждые земные сутки спутник повторяет над Землей свой маршрут. Подобные орбиты, именуемые геосинхронными, выбирали для первых космических кораблей"
По идее - Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой период обращения находящегося на ней спутника равен звёздному периоду вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с.
А что же тогда имелось в виду в этом отрывке? Есть ли такие орбиты и как называются? Что хотел сказать автор вообще?
Можно сказать и чуть по другому:
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
ЦитироватьКто знает, какая средняя плотность Солнца (если это открытая информация :) ) ?
Берёте массу солнца, и делите на его объём :lol:
Объём шара - 4/3 пи эр в кубе :mrgreen:
ЦитироватьМожно сказать и чуть по другому:
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
То есть автор отрывка прав в определении? Но не прав относительно первых космических кораблей?
ЦитироватьЭ-э-э...
1409 кг/м3
Спасибо :) . Интересно, а какой будет средняя плотность Солнца, когда оно распухнет до размеров орбиты Марса? Должен быть весьма разрежённый газ, по идее... А не нахождение в нутре звезды :wink: .
ЦитироватьМожно сказать и чуть по другому:
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
ССО называются синхронными вовсе не из-за кратности периода. У них угловая скорость прецессии плоскости орбиты равна скорости движения Земли вокруг Солнца, вследсвие чего угол между плоскостью орбиты и Солнцем меняется в пределах плюс-минус 23,5 градуса, отсюда и относительное постоянство освещенности.
ЦитироватьЦитироватьМожно сказать и чуть по другому:
"Геосинхронная орбита — орбита вокруг Земли, для которой звёздный период вращения Земли — 23 час. 56 мин. 4,1 с — кратен периоду обращения находящегося на ней спутника." Частный случай - солнечно-синхронные орбиты (у них кроме вышеописанного еще и освещение в районах, над которыми пролетает КА, повторяется).
ССО называются синхронными вовсе не из-за кратности периода. У них угловая скорость прецессии плоскости орбиты равна скорости движения Земли вокруг Солнца, вследсвие чего угол между плоскостью орбиты и Солнцем меняется в пределах плюс-минус 23,5 градуса, отсюда и относительное постоянство освещенности.
Ну, Вы объясняете причину, а я имел в виду результат. Потому как освещённость реально одинакова (именно это нужно было для качественного анализа ряда снимков), да и кратность периода имхо имеет место быть (пусть профессионалы-баллистики меня поправят, если что ;)).
Lin, я не в курсе насчет синхронности орбит первых КК, но предполагаю, что кратность для них имела бы смысл. Полная синхронность, ясное дело, невозможна, это пришлось бы бедных звездоплавателей на 36000 км зашвыривать :D
Освещенность нужна больше для возможности частой повторной съемки одних и тех же районов, а у радарных спутников для решения проблем с энергетикой. Но кратности у ССОшных спутников нет.
ЦитироватьОсвещенность нужна больше для возможности частой повторной съемки одних и тех же районов, а у радарных спутников для решения проблем с энергетикой. Но кратности у ССОшных спутников нет.
По тем данным, что мне попадались (в том числе и на форуме ;) ) - есть. Но она не всегда совпадает с целыми сутками, порой повторы бывают через 3-4 сут.
ЦитироватьПо тем данным, что мне попадались (в том числе и на форуме :wink: ) - есть. Но она не всегда совпадает с целыми сутками, порой повторы бывают через 3-4 сут.
Точнее сказать, практически никогда не совпадает. А через n-ное количество суток будет кратен любой спутник, так давайте все спутники называть синхронными. :wink:
Кто-нибудь знает массу катализатора в одном газогенераторе РД-107/108 ?
Для РД-107 примерно по 1 кг в каждом пакете, для РД-108 видимо несколько больше.
Так мало?! :shock:
Ну... спасибо.
Тогда есть непонятка. По данным с ЛПРЕ:
Удельная нагрузка - 3.8 кг перекиси/кг катализатора (в секунду, видимо?)
Расход перекиси - 8,8 кг/с.
Вот непонятно. Если удельная нагрузка - это отношение расхода (!) перекиси к массе катализатора - то получается порядка 3 кг последнего. Если катализатора 1 кг, то что такое удельная нагрузка?
Предположить что это отношение полной массы перекиси к массе катализатора вряд ли можно - тогда масса катализатора вообще запредельной окажется.
Я там же и смотрел. :) Удельная нагрузка это однозначно отношение расхода перекиси к массе катализатора, т.е. получается 2,3 кг на весь ПГГ или по 1,15 кг на каждый из двух пакетов, вполне нормальное количество.
Эм... Да, верно. Кажется...
ЦитироватьИнтересно, а какой будет средняя плотность Солнца, когда оно распухнет до размеров орбиты Марса? Должен быть весьма разрежённый газ, по идее... А не нахождение в нутре звезды :wink: .
А почему Марса? Вроде пишут, что Солнце в стадии красного гиганта поглотит Меркурий и Венеру. Но вот оптимистичная статья на тему.
http://www.gazeta.ru/science/2007/09/13_a_2155113.shtml
Говорят, то ли вторая, то ли третья ступень Сатурна-5 работала сначала в режиме повышенного расхода ЖК, давая повышенную тягу, а потом - в режиме повышенного расхода ЖВ, давая повышенный УИ. Не могу найти ссылок на эту тему. Никто случайно не знает подробностей?
ЦитироватьГоворят, то ли вторая, то ли третья ступень Сатурна-5 работала сначала в режиме повышенного расхода ЖК, давая повышенную тягу, а потом - в режиме повышенного расхода ЖВ, давая повышенный УИ. Не могу найти ссылок на эту тему. Никто случайно не знает подробностей?
На эпизодспейсе есть подробный материал на эту тему, посвященный Сатурн-5:
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html
Были ли реально летавшие движки с выдвижным насадком сопла выдвигаемым во время работы двигателя? Какие проблемы возникнут при "горячем" выдвижении насадка?
Были ли реально летавшие движки с тарельчатым соплом? Насколько они имеют хуже/лучше УИ и массовое совершенство? Какова максимальная тяга достигнута. Есть ли проблемы с охлаждением тарелки.
Были сообщения в печати что в России создан малотоксичный и неканцерогенный заменитель гидразина. Насколько с ним теряется УИ в паре с тетраоксидом азота?
ЦитироватьБыли ли реально летавшие движки с выдвижным насадком сопла выдвигаемым во время работы двигателя? Какие проблемы возникнут при "горячем" выдвижении насадка?Были ли реально летавшие движки с тарельчатым соплом? Насколько они имеют хуже/лучше УИ и массовое совершенство? Какова максимальная тяга достигнута. Есть ли проблемы с охлаждением тарелки.Были сообщения в печати что в России создан малотоксичный и неканцерогенный заменитель гидразина. Насколько с ним теряется УИ в паре с тетраоксидом азота?
Из ЖРД в полете, насколько помню, ни один насадок во время работы не выдвигает. На земле выдвижение насадка "на струе" испытывалось на 11Д57М. Тркдности понятны - термические деформации сопла и насадка могут привести к перекосам и негерметичности стыка. И, конечно, привод выдвижного насадка в этом случае должен быть мощнее и тяжклее.
А мне, кстати, нравится обратная схема - не выдвижной насадок,
а сбрасываемое внутреннее короткое сопло. Правда, не получается экономии осевого габарита - только увеличение степени расширения
ЦитироватьБыли ли реально летавшие движки с тарельчатым соплом? Насколько они имеют хуже/лучше УИ и массовое совершенство? Какова максимальная тяга достигнута. Есть ли проблемы с охлаждением тарелки.
Реально летавших не было. Интегральный УИ лучше за счет отсутствия потерь на перерасширение, это делает выгодным применение двигателей с большими степенями расширения на 1-й ступени, что особенно важно для одноступа. КБХА предлагало водородный РД-0126Э для РБ, тут преимуществом является возможность повышения давления в испарительной схеме, т.к. за счет большей охлаждаемой площади КС можно нагреть водород до большей температуры, т.е. недостаток превращается в достоинство. При этом длина двигателя значительно меньше, чем с соплом Лаваля, массу так же обещают несколько меньше. Для топлив с большей температурой горения и плохими охлаждающими свойствами могут возникнуть проблемы с охлаждением, особенно при высоком давлении в КС.
Схема с тарельчатым соплом мне понравилась компактностью и сразу подумал можно ли движок 2 ступени на рсм-54 по такой схеме сделать.Только вот из-за развитых поверхностей требующих охлаждения появились сомнения в реализуемости с "вонючкой".
А внутреннее сбрасываемое короткое сопло летало ли?
ЦитироватьА внутреннее сбрасываемое короткое сопло летало ли?
Я, кажется, где-то читал, что такое было на РД-0120.
Но утверждать не берусь - не знаю.
Информация была из рокетдайновской статейки по всяким изврат-соплам.
Никто случайно не припомнит давление насыщенных паров воды при 20С?
Читаю тут свежекупленный 8-й номер НК за этот год. В таблице энергетический характеристик ракет (стр. 60) указано: Союз 2-1б - НОО 62,8 градуса 200х240 км - 7850 кг.
Что-то вроде раньше заявлялось свыше 8300 кг :( . Я что-то путаю? Или заявляемые характеристики поменялись? Статья И.Афанасьева и Д.Воронцова...
8350 кг это с Байконура на 51,7 град.
Да, спасибо, понял.
ЦитироватьНикто случайно не припомнит давление насыщенных паров воды при 20С?
2.34 кПа, или 17.5 мм рт. столба.
Спасибо )
ЦитироватьЦитироватьА внутреннее сбрасываемое короткое сопло летало ли?
Я, кажется, где-то читал, что такое было на РД-0120.
Но утверждать не берусь - не знаю.
Информация была из рокетдайновской статейки по всяким изврат-соплам.
Использование внутреннего сопла-вставки на РД-0120 предполагалось, и даже было испытано на режиме 50% тяги, но реально никогда не применялось.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5997.jpg)
Народ, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?
ЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?
У 11Д57 часть КС охлаждалась, емнип, кислородом.
Перечитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.
ЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.
Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
ЦитироватьЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?
У 11Д57 часть КС охлаждалась, емнип, кислородом.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml
Цитировать«Люльковцы» заложили совершенно новую схему ЖРД. В классическом двигателе с дожиганием весь охлаждающий компонент последовательно проходит тракт охлаждения и только потом попадает в газогенератор (ГГ). М.А.Кузьмин ввел «параллельную» схему. За насосом часть компонента, порядка 26% водорода, отбиралась для охлаждения сопла и части камеры, а 74% шло в ГГ. Так как тепловой поток был достаточно высок, и этого количества ЖВ не хватало, то цилиндрическая часть камеры сгорания и форсуночная головка охлаждались кислородом.
Мерси. Значит все таки можно.
Так и запишем...
Надо бы попытаться нарисовать таки штыревое сопло. Проблемы с охлаждением решить, добавив второй компонент )
Хе. Только сегодня понял, в чем прелесть тарельчатого сопла - те же примерно пряники что и у штыревого, только периметр критики в разы меньше :)
Кстати, как на ваш взгляд луше делать штыревое сопло - с одной кольцевой камерой, или с туевой хучей традиционных цилиндрических?
ЦитироватьЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.
Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
Думаю все же лучше будет если бак кислорода и двигатель-монолитом, а бак керосина не несущий нагрузок крепится сверху уже на космодроме. Тогда и бак керосина можно совместить с обтекателем.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.
Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
Думаю все же лучше будет если бак кислорода и двигатель-монолитом, а бак керосина не несущий нагрузок крепится сверху уже на космодроме. Тогда и бак керосина можно совместить с обтекателем.
А с чего Вы взяли, что бак керосина не несет нагрузок? И потом, если везти баки отдельно, то на космодроме придется выполнять работы по приварке трубопровода подачи компонента к баку.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПеречитал статью в НК про "Викторию-К"... Там написано что Ж-Д. сеть позволяет транспортировать обьекты диаметром 4.1 м и длиной 24 м без проблем. По моим скромным прикидкам в таких габаритах можно боковушку с рд-171 сделать... Так ли это.
Можно, но наверное с отстыковкой носового обтекателя, а в некоторых случаях и хвостового отсека с ЖРД.
Думаю все же лучше будет если бак кислорода и двигатель-монолитом, а бак керосина не несущий нагрузок крепится сверху уже на космодроме. Тогда и бак керосина можно совместить с обтекателем.
Вообще-то, из соображений центровки практически на
всех кислородно-керосиновых РН бак кислорода находится сверху, а бак керосина - внизу. ;)
Цитировать... И потом, если везти баки отдельно, то на космодроме придется выполнять работы по приварке трубопровода подачи компонента к баку.
А что, разве на Протоне приваривают? Разъемные соединения же есть.
ЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?
ОРМ-1, если не ошибаюсь.
ЦитироватьНарод, подскажите - какие двигатели охлаждались жидким кислородом?
РД-170/171/180/191 :)
Во всех - ГГ и газоводы (включая сильфон) охлаждаются кислородом.
ЦитироватьЦитировать... И потом, если везти баки отдельно, то на космодроме придется выполнять работы по приварке трубопровода подачи компонента к баку.
А что, разве на Протоне приваривают? Разъемные соединения же есть.
Да это я по привычке - на 11К25Ц все приварное было :oops:
ЦитироватьНадо бы попытаться нарисовать таки штыревое сопло. Проблемы с охлаждением решить, добавив второй компонент )
Хе. Только сегодня понял, в чем прелесть тарельчатого сопла - те же примерно пряники что и у штыревого, только периметр критики в разы меньше :)
Проблемы с охлаждением проще решить применением водорода :)
Насчет "пряников" - в атмосфере тарельчатое сопло не столь эффективно, как штыревое: давление в цетре меньше, чем в окружающей среде => отрыв потока может иметь место. Поэтому эффективность такого сопла у земли - что-то среднее между "круглым" и штыревым при всех заморочках штыревого.
Так что применение тарельчатого сопла оправдано только для верхних ступеней и РБ, в которых используются сопла с большим расширением: масса и длинна собственно сопла будет существенно ниже "круглого".
ЦитироватьКстати, как на ваш взгляд луше делать штыревое сопло - с одной кольцевой камерой, или с туевой хучей традиционных цилиндрических?
Это вопрос оптимизации. Кольцевая КС легче, но менее жесткая. Отдельные КС тяжелее, но с лучшей устойчивостью к ВЧ. Решение этих проблем приводит к кольцевой КС с перегородками со сложной конструкцией и технологией.
Граждане, подскажите такие вопросы...
1) До какой температуры прогревается водород в существующих безгазогенераторных кислород-водородных двигателях?100К? 300? 600?
2) Как происходит процесс нагрева до высоких температур? Мне видятся следующие варианты:
а) перегрев до высокой температуры без испарения, затем сброс давления и испарение.
б) незначительный перегрев, сброс давления - испарение, нагрев газообразного водорода дальше.
в) нагрев до температуры испарения при данном давлении, испарение прямо в рубашке охлаждения, последующий нагрев.
Какой из этих вариантов ближе к истине?
3) Если (в) - как обеспечить стабильность положения зоны испарения? Как сделать, чтобы при изменении, скажем, расхода горючего (при уменьшении) - зона газификации не уползала вверх по рубашке в область более высоких температур?
У RL-10A3-3 водород нагревался примерно до 200 К, у более современных двигателей очевидно несколько больше. Но поскольку он находится под давлением выше критического, кипения не происходит и "газификация", а точнее переход в сверкритическое состояние по достижении критической температуры, происходит прямо в рубашке, как в общем-то на любом двигателе, охлаждаемом водородом. Хотя, конечно, точка перехода все равно будет гулять по длине рубашки.
Спасибо.
Нашел какую-то ПЖФку с расписаной ПГС РЛ-10, там указана температура перед турбиной порядка 250К...
А подскажите, пожалуйста, если кто достаточно точно знает (!), КПД водородных насосов и водородных же предкамерных турбин...
Хотя бы плюс-минус 5-7%
ЦитироватьА подскажите, пожалуйста, если кто достаточно точно знает (!), КПД водородных насосов и водородных же предкамерных турбин...
Хотя бы плюс-минус 5-7%
Что, диплом наступил? :roll:
Диплом с нового года )
Это я так, примеряюсь пока. К чужому... :?
Для SSME есть такие данные: КПД насоса водорода - 0,82 1-я ступень, 0,77 2-я ступень; турбины 0,78-0,80. Хотя, думаю, Добровольсткий вам и так известен. :)
Кто же не знает Добровольского )))
Но вот в Овсянникове (агрегаты питания ЖРД) кпд одноступенчатых турбин колеблется в среднем на уровне порядка 0,6 - вот и возникли сомнения...
ЦитироватьА подскажите, пожалуйста, если кто достаточно точно знает (!), КПД водородных насосов и водородных же предкамерных турбин...
Хотя бы плюс-минус 5-7%
По SSME
Из Huzel & Huang (1992 год):
HPFTP - кпд насоса 0.773, турбины 0.796
HPOTP - кпд турбины 0.781
Из Саттона (2001 год):
HPFTP - кпд насоса 0.75, турбины 0.79
HPOTP - кпд турбины 0.74
По LE-7 из Саттона:
HPFTP - кпд насоса 0.69, турбины 0.7
HPOTP - кпд турбины 0.7
Спасибо большое! :)
Еще такой вопрос... Он как бы не критичен - просто интересно.
А зачем на ССМЕ сделали два независимых ТНА?
Почему не посадили все на один вал? Только из за различия частот вращения насосов кислорода и водорода? Но частоты вращения турбин различаются всего в 1,5 раза - могли бы редуктором обойтись. Или там сложности с компоновкой появились?
ЦитироватьНо вот в Овсянникове (агрегаты питания ЖРД) кпд одноступенчатых турбин колеблется в среднем на уровне порядка 0,6 - вот и возникли сомнения...
Так ведь в водородниках обычно двухступенчатые турбины делают :)
ЦитироватьЦитироватьНо вот в Овсянникове (агрегаты питания ЖРД) кпд одноступенчатых турбин колеблется в среднем на уровне порядка 0,6 - вот и возникли сомнения...
Так ведь в водородниках обычно двухступенчатые турбины делают :)
Ну.. я в водородной теме недавно - таких тонкостей не успел усвоить :)
Спасибо.
ЦитироватьА зачем на ССМЕ сделали два независимых ТНА? Почему не посадили все на один вал? Только из за различия частот вращения насосов кислорода и водорода?
Да, только из-за этого.
ЦитироватьНо частоты вращения турбин различаются всего в 1,5 раза - могли бы редуктором обойтись.
Зато там мощности большие. Две турбины легче и проще, чем одна турбина на ту же суммарную мощность + редуктор. И надежнее.
В свете слухов о РД-0163 посетила меня мысль что неплохо бы компрессор РД-171 переделать на восстановительный газ на аммиаке.
Стоит ли овчинка выделки?
ТНА РД-171 не подходит ни по мощности, ни по конструкции.
Я имел ввиду переделать рд-171 по предполагаемой схеме как у рд-0163. Раз уж так не верят что можно "вылизать" в серии РД-171 до приемлимой надежности при кислом газогенераторе, то может можно его ГГ превратить в восстановительный на аммиаке?
Как раз схема РД-0163 толком не известна, чтобы по ней РД-171 переделывать, но в любом случае это будет фактически новый ТНА. Причем РД-0163 вроде как открытой схемы, соответственно от РД-171 и вовсе ничего не останется.
Еще келдышевцы считали вариант РД-191 с водой в качестве промежуточного охладителя и газификацией кислорода в теплообменнике для привода турбин, но реализуемость его тоже под вопросом.
Какую максимальную температуру (с к-фазой и без неё) можно обеспечить, используя двух-трехкомпонентные химические топлива? При нормальном уровне давлений, разумеется - до 1000 атм.
Какая вообще максимально достижимая температура для химических реакций?
тысяч десять градусов можно, а зачем?
Пытаюсь думать, можно ли в единицу массы "ракеты" запихать (и, главное, использовать потом) больше химической энергии, чем при использовании современных хим топлив.
Тогда лучше интересоваться максимальной теплотворностью, а не температурой (с учетом способности продуктов сгорания расширяться, конечно).
Может нагреть баки допустим на 1000 градусов + энергия хим.реакции.
и раскрутить топливо + кинетическая энергия.
ЦитироватьТогда лучше интересоваться максимальной теплотворностью, а не температурой (с учетом способности продуктов сгорания расширяться, конечно).
Да, спасибо - до меня дошло уже )
Вопрос такой... Почему блок верхней ступени не используют для довыведения ПН посредством тросовой системы?
Прочитал про радиационные пояса что внешний на высоте 17000 км...
А если скажем выводить нагрузку на 20 000 км, а далее до геостационара чесать на эрд+сб сколько можно выиграть по сравнению с традиционными рб в ПН?
Мне кажется под многие вопросы, надо отдельные темы создавать иначе редкостный базар будет. А многие вопросы уже были в отдельных темах, прежде чем постить рекомендую поискать в старых темах.
Вопрос. Известный наш двигатель с тарельчатым соплом и камерой сгорания, расположеной в сопле - как он все таки называется?
В разных источниках упоминается как РД-0146, РД-0146Э, РД-0126, РД-0126Э.
И еще (честно - просто лень пока копаться - спросить проще )) - КПД выше у гидротурбин, или у газовых?
ЦитироватьВопрос. Известный наш двигатель с тарельчатым соплом и камерой сгорания, расположеной в сопле - как он все таки называется?
В разных источниках упоминается как РД-0146, РД-0146Э, РД-0126, РД-0126Э.
РД-0146Э. У просто 0146 классическая камера.
ЦитироватьИ еще (честно - просто лень пока копаться - спросить проще )) - КПД выше у гидротурбин, или у газовых?
Гидротурбина НЕ является тепловой машиной, она преобразует не внутреннюю энергию рабочего тела, а потенциальную, поэтому её КПД не ограничен циклом Карно, и, теоретически, может быть много выше, чем у газовой. Практически наблюдается примерный паритет.
ЦитироватьЦитироватьВопрос. Известный наш двигатель с тарельчатым соплом и камерой сгорания, расположеной в сопле - как он все таки называется?
В разных источниках упоминается как РД-0146, РД-0146Э, РД-0126, РД-0126Э.
РД-0146Э. У просто 0146 классическая камера.
ЦитироватьИ еще (честно - просто лень пока копаться - спросить проще )) - КПД выше у гидротурбин, или у газовых?
Гидротурбина НЕ является тепловой машиной, она преобразует не внутреннюю энергию рабочего тела, а потенциальную, поэтому её КПД не ограничен циклом Карно, и, теоретически, может быть много выше, чем у газовой. Практически наблюдается примерный паритет.
РД-0126Э, см:
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=12&prod=54
ЦитироватьРД-0126Э, см:
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=12&prod=54
О, мнения разделились :)
Будем надеяться, что КБХАшники знают лучше ))
А вообще - из за чего такая путаница вышла? Может у нас было два экспериментальных с тарельчатым соплом? )
ЦитироватьГидротурбина НЕ является тепловой машиной, она преобразует не внутреннюю энергию рабочего тела, а потенциальную, поэтому её КПД не ограничен циклом Карно, и, теоретически, может быть много выше, чем у газовой. Практически наблюдается примерный паритет.
О...
Интересная мысль возникла. Не крутить оба ТНА безГГ кислород-водородника газообразным водородом, а крутить, например, вал кислородного насоса жидким водородом после водородного насоса )
Пытаюсь могзами прикинуть, можно ли упростить конструкцию, или выиграть в мощности... не получается ( Придется, видимо, считать ((
Грузовая кабина ан-124 имеет габариты что-то около 43*4.4 м. Чем не перевозчик боковушек для модульных ракет? Пусть аммортизация съест пространство и удастся впихнуть 3.8-3.9*40- это уже весьма большой обьем.
ЦитироватьИнтересная мысль возникла. Не крутить оба ТНА безГГ кислород-водородника газообразным водородом, а крутить, например, вал кислородного насоса жидким водородом после водородного насоса )
Пытаюсь могзами прикинуть, можно ли упростить конструкцию, или выиграть в мощности... не получается ( Придется, видимо, считать ((
А что тут считать? всё равно, энергия-то всё равно берётся с газовой турбины, а кпд гидротурбины всяко меньше ста процентов. Да и водородного насоса тоже. Т.е. мы всю потребную мощность вкачиваем в водородный насос, который при таком раскладе должен быть мощнее, теряем на кпд водородного насоса, затем часть полученной водородом энергии вкачиваем в гидротурбину, теряем на кпд гидротурбины.
Нет, РД-0120 - вершина водорододвигателестроения! :) одновальный ТНА - предмет зависти американцев, ведь у них в SSME два отдельных ТНА :)
ЦитироватьНет, РД-0120 - вершина водорододвигателестроения! :) одновальный ТНА - предмет зависти американцев, ведь у них в SSME два отдельных ТНА :)
Эм... а как наши умудрились?
ЦитироватьЦитироватьНет, РД-0120 - вершина водорододвигателестроения! :) одновальный ТНА - предмет зависти американцев, ведь у них в SSME два отдельных ТНА :)
Эм... а как наши умудрились?
В одном из отчетов читал, что сравнивались обе схемы. Оказалось, что одновальная проще при незначительном снижении характеристик.
Не, я имею в виду...
В чем особенность насоса? Высокая частота? Тогда насос окислителя получается стремным. А если низкая - потребуется дофейхоа ступеней водородного делать..
Разве не так?
ЦитироватьНе, я имею в виду...
В чем особенность насоса? Высокая частота? Тогда насос окислителя получается стремным. А если низкая - потребуется дофейхоа ступеней водородного делать..
Разве не так?
Из описания на буран.ру:
"Турбонасосный агрегат выполнен по одновальной схеме и состоит из двухступенчатой осевой турбины, трехступенчатого насоса горючего и двух насосов окислителя".
http://www.buran.ru/htm/11-3.htm
У-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...
Не, не хочу так. Сложно :)
Интересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?
ЦитироватьУ-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...
Не, не хочу так. Сложно :)
Интересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?
У него схема, как у RL-10.
ЦитироватьУ-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...
Не, не хочу так. Сложно :)
Да уж не сложнее любого современного керосинового ЖРД :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6682.gif)
ЦитироватьИнтересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?
Двухвальный вариант на водроднике все же выгоднее по КПД. А на РД-0120, говорят, одновальный ТНА еще и потому, что не могли сделать систему регулирования для двух отдельных ТНА.
ЦитироватьУ него схема, как у RL-10.
Всё же в части ТНА - не совсем такая же: у RL-10 в ТНА только одна турбина и редуктор.
Зачем шаттловские бустеры непосредственно перед приводнением сбрасывают сопло?
Ну отстреливают только выступающую часть - все равно она отломится или погнется и будет мешать установке заглушки.
Цитирую Гудилина (http://www.buran.ru/htm/gud%2025.htm):
ЦитироватьДля создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ) с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало КБТМ "Союз". Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4 - 5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока "Д" с содержанием топлива в баках до 30% их объёма.
А с чем связано это ограничение? Со свойствами жидкого кислорода? Он что начинает активно испаряться при объёме меньше 30%?
И какие существуют способы его обойти? Капиллярные заборные устройства и что ещё?
Есть такая бредовенькая идейка.
А что, если создавать спутники с возможностью пристыковки дополнительных топливных баков?
Спутник выводится на геостационарную орбиту с запасом топлива на 1-3 года (+ на корректировку неправильной работы РБ).
По мере надобности выводятся дополнительные баки, которые стыкуются к спутнику. Происходит дозаправка. Дальше или эти баки отбрасываются (чтобы не тягать с собой лишнюю массу) или имеют интерфейс типа Т-образного разъема.
Что хорошего:
Меньшая масса полезного груза. (Можно выбрать РН подешевле). (Авария при выведении обойдется дешевле).
Ресурс спутника ограничен техническим состоянием оборудования на нем и ресурсом двигателей.
Если спутник выйдет из строя (сам или из-за внешних факторов), то экономится топливо.
Что плохого:
Точность выведения?
Техническая возможность стыковки и затраты топлива для ее осуществления? Необходимость разработки новых узлов (стоимость).
Стоимость выведения дополнительных баков???
Для фанатов: платформа бака, которая обеспечивает стыковку, может быть возвращаемой (в т.ч. в Шаттле на Землю). (Зависит от ее ценности.)
А такая идейка бредовая?
Оснащаем спутник крутым "гиперболоидом" с подувкой ксенона, по команде вестимо. С МКС наводим мощный лазер в "гиперболоид" и подымаем орбиту спутника. Чтоб не сработало по инженеру Гарину, в ксенон добавить чёрный краситель.
КосмоКБ налетай...
ЦитироватьЦитироватьУ-у-у... у него еще БТНА компонентов есть...
Не, не хочу так. Сложно :)
Да уж не сложнее любого современного керосинового ЖРД :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6682.gif)
ЦитироватьИнтересно, а чего же на 0126 не поставили одновальный?
Двухвальный вариант на водроднике все же выгоднее по КПД. А на РД-0120, говорят, одновальный ТНА еще и потому, что не могли сделать систему регулирования для двух отдельных ТНА.
Да тут я с тобой не соглашусь сложнее кислород-керосиновых это только вонючки простые их ПГС настолько премитивны
Ты видно мальчик Друпп, малость глупп.
Какая нужна ХС для орбиты 300*300 км 90 град? При запуске с Плесецка.
При постоянном ускорении 25 м/с2. Ещё хорошо бы для 30 м/с2.
Аэродинамические потери считать отсутствующими.
ЦитироватьТы видно мальчик Друпп, малость глупп.
Ты мне можеш это доказать что я не прав или так просто в воздух испортил
Гость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно
ЦитироватьКакая нужна ХС для орбиты 300*300 км 90 град? При запуске с Плесецка.
Где-то в диапазоне 8900-9200 м/с в зависимости от конструкции РН (сколько ступеней, какое топливо, какая тяга двигателей и т.п. нюансы).
ЦитироватьПри постоянном ускорении 25 м/с2. Ещё хорошо бы для 30 м/с2.
Аэродинамические потери считать отсутствующими.
Это очередная химера? Не, химеры в другой палате.
ЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно
А о чем конкретно вы там собрались судить? О конструкции болтов и гаек?
ЦитироватьДа тут я с тобой не соглашусь сложнее кислород-керосиновых это только вонючки простые их ПГС настолько премитивны
Разумеется, в водороднике
конструкция многих агрегатов существенно сложнее аналогичных агрегатов в керосиновом ЖРД (насос горючего, например).
Однако
схемы РД-0120 и современных керосиновых двигателей практически одинаковы - замкнутые, с БТНА и одновальным основным ТНА. В этом смысле водородник не сложнее керосинового ЖРД ;)
ЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно
Да, упрощенная. Причем это упрощение сделано сознательно.
Однако о степени относительной сложности двигателя можно судить даже по такой упрощенной схеме - сравнивая с настолько же упрощенными схемами других двигателей.
ЦитироватьЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно
А о чем конкретно вы там собрались судить? О конструкции болтов и гаек?
Нет конечно же :D
ЦитироватьЦитироватьГость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно
Да, упрощенная. Причем это упрощение сделано сознательно.
Однако о степени относительной сложности двигателя можно судить даже по такой упрощенной схеме - сравнивая с настолько же упрощенными схемами других двигателей.
конечно если сравнивать ПГС двигателя 11Д520 и 11Д122 то сложнее на порядок будет схема 11Д520 а если сравнить с РД-191 то 11Д122 превзойдет просто года разработки разные
ЦитироватьГде-то в диапазоне 8900-9200 м/с в зависимости от конструкции РН (сколько ступеней, какое топливо, какая тяга двигателей и т.п. нюансы).
Топливо керосин-кислород-водород на первой ступени, кислород-водород на второй.
Соотношения компонентов и УИ аналогичные РД-701.
Тяга двигателей - 25*текущая_масса_РН_в_кг ньютонов. Во время всего полёта.
ХС второй ступени - 6000 м/с.
ХС первой ступени - столько, сколько нехватает второй.
Были ли попытки сделать КС из керамики без охлаждения? Карбиды гафния и тантала и бориды гафния выдерживают весьма высокие температуры и, думаю, небольшой завесы создающей восстановительную среду и понижающей температуру у стенки хотя бы до 2000 по Цельсию хватит для нормальной работы.
Конечно такое приемлимо для двигателей с коротким рабочим циклом, скорее подойдет для движков 2 ступеней МБР.
ЦитироватьБыли ли попытки сделать КС из керамики без охлаждения?
Были (и сейчас
продолжаются) такие исследования. Вот здесь, например, можно почитать об этом:
Ceramic Materials for Reusable Liquid Fueled Rocket Engine Combustion Devices
http://www.lpre.de/resources/articles/Ceramic_Materials_For_LPRE.pdf
Однако почему обязательно без охлаждения? Многие керамики (например, на основе карбида кремния) достаточно хорошо проводят тепло (почти на уровне меди) и при этом намного более жаропрочны, чем применяемые для КС медные сплавы. Так что в принципе можно сделать КС только с внешним охлаждением, без завес, что поднимет УИ.
Гм... Я ж написал для чего такая камера нужна(чисто мое мнение). В движках работающих более 2-5 минут. ПМСМ любая карбидная или боридная керамика насытится кислородом обьемно и развалится, даже с завесой.
Вот что дает поиск на скорую руку:
оболочечные конструкции из слоистых металлокомпозитов
(http://www.airshow.ru/expo/403/images/prod_948_600.jpg)
http://www.airshow.ru/expo/403/prod_948_r.htm
C/SiC Combustion Chamber & Nozzle
(http://cs.astrium.eads.net/sp/images/EAM_noz.jpg)
http://cs.astrium.eads.net/sp/SpacecraftPropulsion/EAM/European_Apogee_Motor.html
Melt-infiltrated Cf/ZrC composite combustion chamber
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6822.jpg)
http://sbir.nasa.gov/SBIR/successes/ss/8-062text.html
В общем, тема эта популярная и достаточно активно разрабатываемая.
ЦитироватьГм... Я ж написал для чего такая камера нужна(чисто мое мнение). В движках работающих более 2-5 минут.
Вообще-то, Вы написали "для двигателей с коротким рабочим циклом" :)
А вот я дал Вам ссылку на статью с названием "Ceramic Materials for Reusable Liquid Fueled Rocket Engine" ;)
ЦитироватьПМСМ любая карбидная или боридная керамика насытится кислородом обьемно и развалится, даже с завесой.
А у меди и её сплавов температура плавление существенно ниже температуры газов в КС ЖРД. Однако это не мешает использовать их в качестве материала огневой стенки ;)
Впрочем, раз у Вас уже есть сложившееся мнение на этот счет, не буду Вас ни в чем убеждать.
За ссылу спасибо, но до Reusable как до Москвы ползком. Организация охлаждения камеры усложняет движок. Я ,так сказать, имел ввиду движок с неохлаждаемой снаружи камерой, максимум внутренняя завеса с расходом до 2%.
Что-то( Ротон или что-то плоское с движком с соплом ВР) американцы вообще пытались сделать с углепластиковой камерой, однако не пошло.
ЦитироватьЗа ссылу спасибо, но до Reusable как до Москвы ползком. Организация охлаждения камеры усложняет движок. Я ,так сказать, имел ввиду движок с неохлаждаемой снаружи камерой, максимум внутренняя завеса с расходом до 2%.
Ну, я же не говорил, что для reusing всё готово :) Я сказал, что такие камеры активно исследуются. Лет 8 назад в спорах на авиабазе мы пришли к выводу, что дальнейшее развитие ЖРД сдерживает отсутствие материалов, из которых можно сделать полностью неохлаждаемый двигатель. В то время о применении керамики в двигателях я не очень много знал :oops:, но сейчас, по-моему, именно в этом направлении будет идти очередной виток эволюции ЖРД.
Насчет охлаждения: завеса в любом виде уменьшает УИ. Поэтому, если пока нельзя совсем отказаться от охлаждения, но можно ограничиться чем то одним, я бы выбрал внешнее охлаждение, даже за счет относительного усложнение камеры.
ЦитироватьЧто-то( Ротон или что-то плоское с движком с соплом ВР) американцы вообще пытались сделать с углепластиковой камерой, однако не пошло.
MC-1 для X-34 изготовили в нескольких экземплярах и прожигали на стенде.
Правда, там совсем другое: углепластиковой была внешняя силовая оболочка камеры, а внутри - обычный аблирющий слой. Поэтому повысить давление хотя бы до средних величин без завес не получится. В общем - совсем не то...
deleted
А зачем вдруг одноступу может понадобиться 3-4 включения?
Наткнулся на такой абзац:
http://pvo.guns.ru/s75/s75.htm
ЦитироватьВ ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука проектировался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.
Окислителем была азотная кислота, ну может быть с добавлением тетроксида.
Баян, или такое всё-таки возможно?
ЦитироватьЦитироватьВ ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука проектировался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.
Окислителем была азотная кислота, ну может быть с добавлением тетроксида.
Баян, или такое всё-таки возможно?
В общем-то, вполне возможно. При нагревании азотная кислота разлагается на двуокись азота, кислород и воду.
А в каком-нибудь ещё двигателе использовали разложение азотки?
ЦитироватьА в каком-нибудь ещё двигателе использовали разложение азотки?
Как основной способ газогенерации нигде не использовали. Для
предпусковой раскрутки ТНА - может быть. В этих целях много разных способов использовали и используют.
Граждане!
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.
ЦитироватьГраждане!
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.
РД-0146 Назначение: Возможно использование в составе верхних ступеней перспективных РН и кислородно-водородных разгонных блоков («Ангара», «Протон-М», «Союз-2-3»).
Двигатель выполнен по безгазогенераторной схеме с раздеьными турбонасными агрегатами. В конструкции двигателя применены: высокооборотный ТНА водорода (120 тыс. об/мин); электроплазменное зажигание, оребрение огневой стенки камеры; шаровые пуско-отсечный клапаны; современные титановые и алюминиевые сплавы. Нагруженные узлы турбонасосных агрегатов выполнены из титана по гранульной технологии, нижнее сопло камеры выполнено радиационно-охлажденным из углеродного композитного материала.
Основные параметры
Тяга в пустоте, тс (кН) 10 (98)
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс•с/кг (м/с) 463 (4542)
Давление в камере, кгс/см
ЦитироватьГраждане!
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.
http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4904_RD0146.pdf
http://www.lpre.de/resources/articles/RD0126.pdf
http://www.lpre.de/resources/articles/RD0146_0148.pdf
http://www.lpre.de/resources/articles/EXP_LPRE.pdf
http://www.lpre.de/resources/articles/RL_60.pdf
"Математическая модель оценки массовых характеристик кислородно-водородного безгенераторного ЖРД по его основным проектным параметрам."
http://www.mai.ru/projects/mai_works/articles/num32/article5/article.zip
http://www.lpre.de/upload/RL10A-3-3_rocket_engine_Design_report.pdf
Спасибо огромное!!!! :)
Я понимаю, что вопрос не по теме форума... и все же - может у кого завалялись фотки или даже схема 9М96 ?
Гость 22
Тоже выражаю благодарность:) Ссылы некоторые просто шикарные.
Ну и вопрос ко всем: верхняя граница радиационных поясов это что-то ниже 19 000 км? Насколько? Навстары и Глонасс от 19 до 20 тыс км летают.
Вопрос дилнтанта. Как высчитать грузоподъёмность РН при заданной массе, известных параметрах двигателей варьируя количество и массу ступеней?
ЦитироватьВопрос дилнтанта. Как высчитать грузоподъёмность РН при заданной массе, известных параметрах двигателей варьируя количество и массу ступеней?
Формула Циолковского[/i][/b] (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BE%D1%80%D0%BC%D1%83%D0%BB%D0%B0_%D0%A6%D0%B8%D0%BE%D0%BB%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B3%D0%BE) в вики.
ЦитироватьЦитироватьВопрос дилнтанта. Как высчитать грузоподъёмность РН при заданной массе, известных параметрах двигателей варьируя количество и массу ступеней?
Формула Циолковского[/i][/b] (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BE%D1%80%D0%BC%D1%83%D0%BB%D0%B0_%D0%A6%D0%B8%D0%BE%D0%BB%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B3%D0%BE) в вики.
Это я и сам нашёл. Но возник ряд вопросов, я не понял как это высчитали -
ЦитироватьТребуется вывести искусственный спутник Земли массой M0 = 10 т на круговую орбиту высотой 250км. Располагаемое топливо имеет удельный импульс I = 2900 м/c. Коэффициент k = 9 — это значит, что масса конструкции составляет 10% от массы заправленной ракеты (ступени). Определим массу ракеты-носителя.
Первая космическая скорость для выбранной орбиты составляет 7759,4 м/с, к которой добавляются предполагаемые потери от гравитации 600 м/c (это, как можно видеть, меньше, чем потери, приведённые в таблице 1., но и орбита, которую предстоит достичь — ниже), характеристическая скорость, таким образом, составит V = 8359,4 м/c (остальными потерями в первом приближении можно пренебречь). При таких параметрах величина eV / I = 17,86,
Как получилась 17,86?
ЦитироватьРазделим пополам характеристическую скорость, что составит характеристическую скорость для каждой из ступеней двуступенчатой ракеты. V = 4179,7 м/c. На этот раз eV / I = 4,23
А здесь 4,23?
Что за "e" в формуле - eV / I ? Если V-скорость, а I-удельный импульс.
Короче :wink: , как вычислить требуемую ХС, а зная ХС высчитать eV / I?
ЦитироватьЧто за "e" в формуле - eV / I ? Если V-скорость, а I-удельный импульс.
Я рыдал! :)
И это чудо еще рассуждет о ракетах, орбитальных станциях, кораблях...
е - основание натурального логарифма.
На натуральном логарифме основана вся ф-ла Циолковского.
Или вы еще в школе этого не проходили? ;)
Елена, надеюсь вы хотя бы Прекрасная? Потому что Премудрой из вас не получается :lol:
ЦитироватьЦитироватьЧто за "e" в формуле - eV / I ? Если V-скорость, а I-удельный импульс.
Я рыдал! :)
И это чудо еще рассуждет о ракетах, орбитальных станциях, кораблях...
е - основание натурального логарифма.
На натуральном логарифме основана вся ф-ла Циолковского.
Или вы еще в школе этого не проходили? ;)
Школу я закончил 18 лет назад, и уже многое, увы, позабыл. Поскольку с тех пор отслужил в армии и работал, а не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй. А учиться никогда не поздно.
ЦитироватьШколу я закончил 18 лет назад, и уже многое, увы, позабыл.
Насколько я понимаю об институте и речи нет?
Цитировать...не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.
Я так и знал! Именно такие кадры и учат инженеров как летать в космос. Хотя честно говоря я принимал вас за представительницу гуманитарной профессии.
ЦитироватьА учиться никогда не поздно.
Ну и что ж вы ничему не учитесь?
ЦитироватьИменно такие кадры и учат инженеров как летать в космос.
Интересно, и кто те кадры (как я :lol: ) которые учат инженеров летать в космос? На этом форуме, по моему, только вы пытаетесь всех, даже не учить, а поучать.
ЦитироватьШколу я закончил 18 лет назад, и уже многое, увы, позабыл.
Нельзя вспомнить то, чего не знаешь :)
А для забывчивых в самом начале дана собственно сама формула, где прямо написано "ln" - натуральный логарифм.
Цитироватьа не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.
А другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
ЦитироватьЦитироватьа не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.
А другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
Увы должен вас разочаровать, но большинство моих знакомых получивших высшее образование работают в сферах никак не связанных с тем чему учились :( .
И может всё же подскажете как вычислить эту чёртову "ln" , и "e" тоже :roll: . А то на вики нифига не понятно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьа не просиживал штаны за партой или студенческой скамьёй.
А другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
Увы должен вас разочаровать, но большинство моих знакомых получивших высшее образование работают в сферах никак не связанных с тем чему учились :( .
Дело не в том, кто где теперь работает, а в том, где учились те, кто работотаек "где надо".
ЦитироватьИ может всё же подскажете как вычислить эту чёртову "ln" , и "e" тоже :roll: . А то на вики нифига не понятно.
Открываете Эксель, пишите в ячейке =ln(Мст/Мкон)*УИ, где Мст - стартовая масса ракеты, Мкон - конечная (после выработки горючего и перед сбросом текущей ступени), УИ - удельный импульс двигателя в м/с (что равно удельному импульсу в секунда, умноженному на 9,81).
Для первой ступени импульс берется средний между земным и пустотным, для всех остальных - пустотный. Точность расчета - до 50 м/с, достаточно для прикидок.
Например:
Стартовая масса РН Зенит-2 с КА равна 354+91+13,5+2 = 460,5 т, где цифры соответственно масса 1 ступени, 2 ступени, КА, головной обтекатель. Переходники и прочие мелкие сбрасываемые элементы не считаем, сброс ГО условно вместе с 1-й ступенью.
Удельный импульс двигателя РД-171М на земле 3040 м/с, в пустоте 3300 м/с. Средний 3170 м/с.
Удельный импульс двигателя 2-й ступени РД-120 - 3430 м/с.
Конечная масса 1-й ступени 33 т, второй - 10 т (это на практике, с гарантийными остатками топлива).
Считаем ХС по ступеням:
1 ступень - ln(460.5/(33+91+13.5+2))*3170 = 3786 м/с
2 ступень - ln((91+13.5)/(10+13.5))*3430 = 5118 м/с
Итого 8904 м/с, Первая космическая на высоте 200 км (высота опорной орбиты) 7800 м/с, разница 1100 м/с - потери.
Спасибо :!:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9293
Это модифицированный Иранский СКАД, всего-навсего, какая МБР...
ЦитироватьА другие просиживали.
Теперь вы спрашиваете, что такое е, а те другие - запускают ракеты.
Почувствуйте разницу и задумайтесь о причинах.
Чушь какая ...
нет никакой связи между учебой и участием в запусках
а по т.вероятности даже скорее наоборт - у неуча больше шансов.
Цитироватьhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9293
Это модифицированный Иранский СКАД, всего-навсего, какая МБР...
Boo, а Вы тему дальше первой страницы читали? :roll:
Unha-2 забросила несработавшую вторую ступень на дальность более 3000 км:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/8048.png)
З.Ы. иранский СКАД - это модифицированный корейский.
Не надо путать причину со следствием. :wink:
Собственно, я за саму "Унху-2" перечитал, там первая ступень вроде как Р-27, а вторая - уже "та самая" Р-11 :oops:
Спасибо за поправку!
Читайте дальше: от Р-27 использован рулевой двигатель первой ступени в качестве маршевого двигателя второй ступени иранского Сафира. Первая ступень Unha-2 ближе к DF-3. Нечто среднее между Р-12 и Р-14, но со второй ступенью.
carlos всё подробно изложил и систематизировал.
ЦитироватьСобственно, я за саму "Унху-2" перечитал, там первая ступень вроде как Р-27, а вторая - уже "та самая" Р-11 :oops:
Спасибо за поправку!
Первая ступень 4К10 однозначно не может быть основойдля 80 тонной ракеты (Ынха-2), т. к. 4К10 (Р-27) на старте имеет массу 14,2 тонны.
Ясно, спасибо! В английской Википедии нахомутали малость...
По мне чуть ли не главный факт - всё-таки советская основа.
ЗЫ
Цитироватьcarlos всё подробно изложил и систематизировал
Я вроде только Иран у него нашёл... Мы ж за Корею... И первая ступень - ничего общего даже по диаметру.
Оставим, я лучше тему по Корейскому пуску заново перечитаю!
PS2. Перечитал, нету там ТТХ этого несчастья... Только примерные прикидки Белла. И тот же "Скад" на первых страницах.
ЦитироватьНегде задать вопрос-что это за межконтинентальная ракета, которую показывают по ТВ у Северной Кореи. На вскидку там и полезная нагрузка то не более 50 кг. И чего, такой страшилкой они понесут грязную ядерную бомбу? "Не смешите мои копыта" господа журналисты...
Так это вопрос или утверждение? :)
ЦитироватьНегде задать вопрос-что это за межконтинентальная ракета, которую показывают по ТВ у Северной Кореи. На вскидку там и полезная нагрузка то не более 50 кг. И чего, такой страшилкой они понесут грязную ядерную бомбу? "Не смешите мои копыта" господа журналисты...
1) Сколько может поднять в космос Ынха-2 - тайна сия велика есть. Но оценка 50 кг, ИМХО, недалека от истины
2) Всё же возможностей Ынха-2 окончательно хватит длятого, чтобы предотвратить любое вмешательство в дела КНДР.
Вспомните: входеоперации "Свобода Ираку" не смотря на всю крутость Армии США (я говорю без какой либо доли иронии!) были пуски ракет типа Р-17. И не все удалосьперехватить. А теперь редставьте, что часть из них была в ядерном оснащении. Никто в здравом уме и светлой памяти в конфликто с ядерным государством вступать не будет.
ЦитироватьА значит пока у них грязная бомба-реактор доведеннй до критики. Сами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.
Одно дело понимать, а другое - проверять на своей шкуре, можно уложиться или нельзя.
ЦитироватьЦитировать...
Так это вопрос или утверждение? :)
Это типичный пример попытки втянуть космический форум в политический флуд, играя на технических аспектах. :)
ЦитироватьА Вы не помните для чего создавалась Н-1? Тащить термояд с максимальным зарядом!
Ээээ... Чтобы помнить чтото надо это сначала узнать. Откуда вы такое узнали? Прочитали где или сами додумались?
ЦитироватьА значит пока у них грязная бомба-реактор доведеннй до критики.
Не ну а простенькая, плутониевая, типа Толстяка которого на Нагасуку? Никак? Обязательно реактор?
ЦитироватьСами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.
Злые языки говорят что 50 кг это на орбиту высотой 4000 км. А на суборбитальную траекторию поболе будет.
Опять же вы параметры иранского Сафира знаете?
ЦитироватьЦитироватьЦитировать...
Так это вопрос или утверждение? :)
Это типичный пример попытки втянуть космический форум в политический флуд, играя на технических аспектах. :)
Ну после таких шедевров:
ЦитироватьА Вы не помните для чего создавалась Н-1? Тащить термояд с максимальным зарядом!
картина уже довольно ясная... :(
ЦитироватьЦитироватьСами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.
Злые языки говорят что 50 кг это на орбиту высотой 4000 км. А на суборбитальную траекторию поболе будет.
Опять же вы параметры иранского Сафира знаете?
Еще злые языки говорят, что первая советская МБР Р-7 на орбиту вывела всего 80 кг. Однако это не мешало ей забрасывать по баллистической 5,5 тонн ;)
ЦитироватьА Вы не помните для чего создавалась Н-1? Тащить термояд с максимальным зарядом! Потом академик Т. вышел с определенным предложением (почему то назвали "сахаровской слойкой") и нужда отпала. Я к тому, что не думаю, что корейцы знают эти секреты. А значит пока у них грязная бомба-реактор доведеннй до критики. Сами понимаете -в 50 кг невозможно уложится.
Как интересно! :D Были планы выводитьбомбу в 100 МГт на УР-500, но от них отказались. Какие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!
А какое имеет отошение слойка Сахарова к Н-1 - ума не приложу. Идея радиационной имплозии была воплощена в СССР... Не помню, но где-то в 55-56 годах.
ЦитироватьЕще злые языки говорят, что первая советская МБР Р-7 на орбиту вывела всего 80 кг. Однако это не мешало ей забрасывать по баллистической 5,5 тонн ;)
Да!
ЦитироватьКак интересно! :D Были планы выводитьбомбу в 100 МГт на УР-500, но от них отказались. Какие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!
Ну, типа, вся Америка накрывается одним пуском. Тема "Раскат", 17 боеголовок. Упоминание об этом легко находится в яндексе, да и на форуме уже обсуждалось.
Наверное, на момент Карибского кризиса это выглядело круто.
ЦитироватьКакие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!
Пробить кору в районе Йеллоустоуна - мало не покажется.
Вообще, о чём речь? США не "полезут" отрываться на страну, у которой хотя бы 10 боеголовок + средства доставки (Индия, к примеру).
*жалеет Украину, добровольно слившую третий ядерный потенциал планеты*
Вы уверены, что вы точно геолог? Не шахтный техник? :wink:
Маркшейдер, попросил бы. Да, для вас, великих - техник! :lol:
А Вы уверены, что 500 Мт не пробьют кору или (как минимум) не поспособствуют "оживлению" и так активного вулканического района, крупнейшего на материках планеты?
И что будет? просто бум в 6 раз сильнее чем на Новой Земле? или всемирная катастрофа с вымиранием динозавров? :D Это помешает нанести ответный удар? По площади всего СССР? :wink:
"Большой барабум" (с) 5-й элемент, Б. Виллис.
Да, всемирная катастрофа, Кракатау не попадает. Северную Америку "накроет" за пару часов.
ЦитироватьЭто помешает нанести ответный удар? По площади всего СССР?
Нет, это в качестве ответного удара, если США "Первыми начали".
В принципе, мало отличается от сахаровских 100 Мт торпед для создания цунами. Правда, на АПЛ должны быть камикадзе для нанесения таких ударов...
ЦитироватьЦитироватьКак интересно! :D Были планы выводитьбомбу в 100 МГт на УР-500, но от них отказались. Какие же нужны цели для 500 МГт боеголовки?!
Ну, типа, вся Америка накрывается одним пуском. Тема "Раскат", 17 боеголовок. Упоминание об этом легко находится в яндексе, да и на форуме уже обсуждалось.
Наверное, на момент Карибского кризиса это выглядело круто.
Ну, ладно, был неправ. Но всё равно - Н-1 создавалась не как военный носитель. Это в данном случае главное.
Про цунами и Сахарова, это в какой мурзилке? Это сильно осложнит жизнь С.Америке? :D И облегчит смерть СССР?
Никиой всемирной катастрофы ваши 500 Мт не совершат. Ну, сттекла повыбивает в радиусе не 100 км, а 1000. Вы тайно симпатизируете американским стекольщикам? :)
1000 км было на "Царь-Бомбе", для 500 Мт будет 1700 км. Опять же, поближе к земле взорвать - землетрясение магнитудой около 9 получим., что в районе Йеллоустоунского вулканического массива неизвестно чем обернуться может.
ЦитироватьПро цунами и Сахарова, это в какой мурзилке?
"Ударная сила" и иже с ними.
ЦитироватьЭто сильно осложнит жизнь С.Америке?
Пару сотен км побережья тупо смоет. Сиэтл, Л.А., Сан-Франциско. Плюс ракетные установки севернее Л.А. На Востоке - Вашингтон, Нью-Йорк, Бостон.
"Слижет" волной, и без всякого радиоактивного загрязнения. Новинка, что ли?
ЦитироватьПро цунами и Сахарова, это в какой мурзилке? Это сильно осложнит жизнь С.Америке? :D И облегчит смерть СССР?
Никиой всемирной катастрофы ваши 500 Мт не совершат. Ну, сттекла повыбивает в радиусе не 100 км, а 1000. Вы тайно симпатизируете американским стекольщикам? :)
Мурзилка в железе: 8) :lol:
(http://images.izvestia.ru/inauka/44055.jpg)
На заднем плане.
ЦитироватьСекретность работ по атомной подлодке была такова, что до 1954 года о проекте ничего не знали даже военные. Атомщики предполагали оснастить лодку единственной громадной торпедой с ядерным зарядом. Моряки, изучив проект, сказали, что затея не слишком хорошая. Подводная лодка после расставания с огромной торпедой вступила бы в противоречие с законом Архимеда и оказалась бы, по существу, одноразовой, как самолет камикадзе. Проект переработали под обычное торпедное оружие. Но скоро на подводных лодках все-таки стали размещать баллистические и крылатые ракеты. Реакторы для этих кораблей делал все тот же Николай Доллежаль.
Первые три отсека были перестроены ещё на стапеле.
Сссылочку? Торпеды предназначались для поражения АУГ. И не более. Что там на заднем плане?
Щас Вырский повеселится!
Ленинский Комсомол! :D Веселитесь!!!
http://www.inauka.ru/technology/article88938
Н-1 исключительно "лунная ракета".
А про разьёмы можно подробней? Так и "пол-аппарата"? И ещё, а что, существуют неуникальные АМС? :wink:
ЦитироватьН-1 исключительно "лунная ракета".
А про разьёмы можно подробней? Так и "пол-аппарата"? И ещё, а что, существуют неуникальные АМС? :wink:
У Галилео неполностью раскрылась главная антенна. Но свою программу АМС выполнила и перевыполнила.
Господа, давайте на корейскую тему здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9293
ЦитироватьВопрос -откуда первоначальное предназначение Н-1? Да у того Чертока проскакивало,
Где? Черток есть в сети, дайте ссылку :)
Цитироватьу Садового,
Где?
Цитироватьвроде и у Первушина.
О, Первушин еще не такое напишет! :)
ЦитироватьН-1 исключительно "лунная ракета".
Конюхов для Вас авторитет? :wink:
Даю ссылку: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7589&start=36
Кстати могу ещё и на Pita сослаться. :wink:
Все эти задачи решались развитием УР. Н-1 развивалась исключительно в рамках лунной гонки.
Как она потом развивалась, это мы знаем. Но в начале шестидесятых годов Н-1, РК-100, Р-46 и УР-500 предлагали военным. Не прошло и слава богу. Но что было, то было.
ЦитироватьТема "Раскат", 17 боеголовок. Упоминание об этом легко находится в яндексе, да и на форуме уже обсуждалось.
Наверное, на момент Карибского кризиса это выглядело круто.
А дайте пару самых достоверных ссылок, если не трудно?
ЦитироватьКонюхов для Вас авторитет? :wink:
Нет.
ЦитироватьЦитироватьПодводная лодка после расставания с огромной торпедой вступила бы в противоречие с законом Архимеда и оказалась бы, по существу, одноразовой, как самолет камикадзе. Проект переработали под обычное торпедное оружие. Но скоро на подводных лодках все-таки стали размещать баллистические и крылатые ракеты..
Блин, что ж за мурзилка то...
ЦитироватьВопрос -откуда первоначальное предназначение Н-1?
Назначение у неё точно такое же как у Сатурна-1. Отчаянные и безуспешные попытки хоть както хоть чемто заинтересовать военных вовсе не означают что таково было предназначение ракеты.
ЦитироватьПросто любопытно, чего все в шоке от небольшого носителя-"Тепхойдон",
Вы всётаки определитесь с размером "небольшого носителя".
ЦитироватьЛучше бы они рис выращивали,
Эх, вам бы Ким Чен Иром быть! Вы б им объяснили что им лучше...
ЦитироватьЛет 30 назад, перед пуском уникального аппарата для исследования Юпитера и далее, в США состыковали нестыкуемые разьемы "папа" - "мама" при окончательных проверочных испытаниях. Пол-аппарата "коту под хвост".
Это Вояджеры? Коту под хвост?
И вы может не знаете, но какраз разъёмы папа-мама и стыкуются. А любой другой вариант это гомосексуализм.
ЦитироватьН-1 исключительно "лунная ракета".
Вобщето лунной её попытались сделать потом и весьма неудачно. А исходно она предлагалась как вполне себе универсальная ракета-носитель.
ЦитироватьА про разьёмы можно подробней? Так и "пол-аппарата"? И ещё, а что, существуют неуникальные АМС? :wink:
Похоже товарищ вообще не знает что такое "разъёмы папа-мама" и считает такой вариант "нестыкуемым". :)
ЦитироватьУ Галилео неполностью раскрылась главная антенна. Но свою программу АМС выполнила и перевыполнила.
Ну если "30 лет назад" то это Вояджеры (1977 год).
ЦитироватьНо в начале шестидесятых годов Н-1, РК-100, Р-46 и УР-500 предлагали военным. Не прошло и слава богу. Но что было, то было.
"Предлагали" ("пытались предложить") и "создавалась для" - не одно и то же.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПодводная лодка после расставания с огромной торпедой вступила бы в противоречие с законом Архимеда и оказалась бы, по существу, одноразовой, как самолет камикадзе. Проект переработали под обычное торпедное оружие. Но скоро на подводных лодках все-таки стали размещать баллистические и крылатые ракеты..
Блин, что ж за мурзилка то...
http://www.inauka.ru/technology/article88938
Мне эту мурзилку в 89ом на заводских испытаниях К18 рассказывали.
Увы, "Известия" давно уже мурзилка.
ЦитироватьЦитироватьНо в начале шестидесятых годов Н-1, РК-100, Р-46 и УР-500 предлагали военным. Не прошло и слава богу. Но что было, то было.
"Предлагали" ("пытались предложить") и "создавалась для" - не одно и то же.
Старый, Конюхов был ведущим конструктором по Р-56. Он в теме. То что от РК-100 отказалось само КБ Южное, а от Р-46 военные, не отменяет того факта что разработки проводились.
В начале 60-х КБ не были частными лавочками и исключительно по своей инициативе такую бурную деятельность не развернули бы.
Ещё про 627 и Т15:
(http://i029.radikal.ru/0906/ab/faedcacdae9e.jpg) (http://www.radikal.ru)
http://book.uraic.ru/elib/pl/lodki/627.htm
(http://i064.radikal.ru/0906/5b/d6988a4b6675.jpg) (http://www.radikal.ru)
http://www.iss.niiit.ru/ksenia/YI_t1/ch1_6.htm
ЦитироватьСтарый, Конюхов был ведущим конструктором по Р-56. Он в теме.
В текте он ясно пишет: "теперь, когда открыты секретные документы, мы узнадли...". То есть тогда он был не в теме.
И опять же Р-56 и Н-1 это не то что Р-46 и УР-500.
Мы же про Н-1 а не про носители более лёгкого класса для кузькиной матери...
ЦитироватьВ начале 60-х КБ не были частными лавочками и исключительно по своей инициативе такую бурную деятельность не развернули бы.
А никто ничего и не развернул. Реальные работы по Н-1 начались только тогда когда её решили адаптировать под Луну. По остальным всё кончилось весёлыми картинками.
И повторяю: ракеты класса Н-1 это не то что ракеты класса УР-500.
Цитировать[Я рыдал! :)
И это чудо...
Бай-пас ON...
Господа (товарищи!)
Я не рыдаю, но такой пафос отдат некоторым... (окончить можете сами)....
Не дело, что человек интересующийся получает подобный ответ (если сами хотите, Вы можете получить такой же ответ по ЭВТ)...
Вопрос задан, НО я считаю, надо УВАЖИТЕЛЬНО дать ответ...
Бай-пас OFF.
P.S. Извиняюсь за офф, туплю...., жаба загрызла...
P.S. Извиняюсь в кубе, за неотносящееся к теме c сообщению...
ЦитироватьЦитироватьЯ рыдал! :)
И это чудо...
Я не рыдаю, но такой пафос отдат некоторым... (окончить можете сами)....
Не дело, что человек интересующийся получает подобный ответ (если сами хотите, Вы можете получить такой же ответ по ЭВТ)...
Вопрос задан, НО я считаю, надо УВАЖИТЕЛЬНО дать ответ...
Пафос - пафосом, а ответ был дальше дан, вполне уважительный и достаточно полный :)
Так ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?
Прошу прощения, у меня вопросик сугубо ламерский. :)
Если у РД-0120 или SSME укоротить сопло, насколько может увеличиться УИ у земли?
ЦитироватьТак ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?
На техническую документацию - это, пожалуй, http://www.fsb.ru/gostaina.html, а упоминание вот:
ЦитироватьТеоретически в качестве ГР может использоваться любая ракета-носитель. Практически же известны проекты ГР-1 С. П. Королёва, восходящей к МБР Р-9, но значительно большей, проекты вариантов УР-200 (первой МБР В. Н. Челомея), "Протон", а также "Раскат" — боевая модификация "Н-1" с 17 боеголовками индивидуального наведения. Последний комплекс мог одним пуском накрыть всю территорию потенциального противника Единственной ГР, принятой на вооружение, стала ракета "Р-36 орб", созданная под руководством М. К. Янгеля. Она была поставлена на боевое дежурство 25 августа 1969 г. и снята с вооружения в 1983 г. С юридической точки зрения ГР не считается космическим оружием, так как базируется на Земле, а боеголовка делает в космосе менее одного витка
http://physicsbooks.narod.ru/Apollo/N1/N1.HTM
Цитироватьа упоминание вот:
Это не ссылка а лажа какаято... :( Если проект действительно был то почему он до сих пор не рассекречен?
ЦитироватьПрошу прощения, у меня вопросик сугубо ламерский. :)
Если у РД-0120 или SSME укоротить сопло, насколько может увеличиться УИ у земли?
Считаете есть надежда? :)
... Скорее всего незначительно. Потом верхняя часть сопла для вакуума и 1 атм. также должна отличаться. Также у SSME нижняя часть сопла вытянута, чтобы добиться устойчивости потока на 1 атм. Наоборот (вакуум) - неверно, то есть увеличение сопла ведет к рсосту УИ на 20-30 секунд.
В общем - это двигатели прошлого века. Как писали по РД-270, его испытывали вообще без сопла. Лучще схема "газ-газ". А еще лучше трехкомпонентик, включая керосин, по этой схеме.
ЗЫ: ни у кого нет ссылки по зависимости УИ от давления в камере сгорания? Довольно интересная вещь. Вот по этой ссылке
Liquid rocket propellants... Propellant table.[/u][/i] (http://en.wikipedia.org/wiki/Liquid_rocket_propellants) есть таблица переходов для диапазона давлений 20-68 атм. На мой взгляд, представляет интерес такая зависимость для больших значений давлений. Мне известно только, что увеличение УИ с ростом давления становится менее заметным и все.
ЦитироватьТак ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?
А Вы Pit'a спросите. Он об этом тоже писал. :wink:
Были ли разработки эластичных топливных баков для газообразных компонентов? Можно ли хранить в эластичном - необязательно растягивающемся - баке газ водород под давлением? Какие тут известны трудности?
Имеется в виду, не просто эластичный мешок, помещённый в жёсткий металлический корпус, а именно целиком эластичные топливные баки. Применялись ли такие когда-нибудь? Рассматривались ли?
ЦитироватьБыли ли разработки эластичных топливных баков для газообразных компонентов?
Нет, не было, не дают выигрыша. Это становится ясно при первых же весовых прикидках.
ЦитироватьМожно ли хранить в эластичном - необязательно растягивающемся - баке газ водород под давлением?
Нельзя. Кстати, "эластичном" и означает "растягивающемся".
ЦитироватьКакие тут известны трудности?
Миграция водорода нафиг :)
Отказ от одноконтурных реакторов связан в основном с миграцией трития через вполне себе металлические стенки.
Обычный резиновый шарик, накачанный водородом, сдувается до "нелётного" состояния за три-четыре дня, лавсановый металлизированный - за неделю-две.
ЦитироватьЭто Вояджеры? Коту под хвост?
И вы может не знаете, но какраз разъёмы папа-мама и стыкуются. А любой другой вариант это гомосексуализм.
Эта история была на испытаниях Магеллана. Техник умудрился соединить два не стыкующихся разъема. Это были папа и мама, но совершенно разные папа и мама :oops:
ЦитироватьЦитироватьТак ссылочку на "Проект "Раскат"" с кучей батонов на Н-1 кто-нибудь даст?
А Вы Pit'a спросите. Он об этом тоже писал. :wink:
Нет, "писал" мне не нада. Мне бы ссылочку.
ЦитироватьЭта история была на испытаниях Магеллана. Техник умудрился соединить два не стыкующихся разъема. Это были папа и мама, но совершенно разные папа и мама :oops:
Такое вряд ли возможно. Обычно по ошибке втыкают папу в папу, а маму в маму или неодинаковые папу/маму воткнуть практически невозможно. По крайней мере до такой степени чтобы получился электрический контакт.
ЦитироватьТакое вряд ли возможно. Обычно по ошибке втыкают папу в папу, а маму в маму или неодинаковые папу/маму воткнуть практически невозможно. По крайней мере до такой степени чтобы получился электрический контакт.
На свете и не такое возможно. Вот как описывает эту историю МПК.
"Вечером 17 октября аппарат чуть не сгорел во время электроиспытаний. Дело было так: находясь внутри КА техник должен был подключить разъем Р2 к гнезду J2 на аккумуляторной батарее №1. Вместо этого он умудрился воткнуть разъем в соседнее гнездо J3, хотя оно - как и требовали правила - было другого типа. Искра, короткое замыкание, новые разряды, густой дым! Руководитель смены немедленно пустил в ход огнетушитель и спас станцию от огня, но "расхлебывать" последствия пришлось несколько недель".
При желании мог бы найти и на английском, но реально лень искать. :P
Вояджер в МПК? Может НК?
ЦитироватьВояджер в МПК? Может НК?
Старый, читайте внимательно! Я отчетливо написал, что:
ЦитироватьЭта история была на испытаниях Магеллана
А вы знаете что бывает если поставить один аккумулятор правильно а другой задом наперёд? А потом включить их оба на бортсеть? Вы не поверите: они взрываются! Причём оба.
Чтоб такой фигни не случилось существует блокировка от перепутывания полярности. Но блокировка помогает только от дураков, а умный её прекрасно обходит!
ЦитироватьИмеется в виду, не просто эластичный мешок, помещённый в жёсткий металлический корпус, а именно целиком эластичные топливные баки. Применялись ли такие когда-нибудь? Рассматривались ли?
Ну, если под "эластичными, но не растягивающимися" баками понимать нежесткие баки, то на "надувном" Атласе такие были :)
А вообще, я тоже не вижу у нежестких баков никаких преимуществ перед жесткими и особенно несущими баками. Вот внутри бака мягкие мембраны хорошо работают, а снаружи - не припомню такого.
ЦитироватьЦитироватьМожно ли хранить в эластичном - необязательно растягивающемся - баке газ водород под давлением?
Нельзя. Кстати, "эластичном" и означает "растягивающемся".
Хорошо, в "гибком" баке - где стенки могут сгибаться :) но не могут растягиваться. Представь себе шланг - он гибкий, но не растягивающийся.
Про то, что у водорода маленькие молекулы, в курсе. Про то, что резиновый шарик сдувается за дни, тоже - ракеты, кстати, иногда хранят топливо куда меньше, чем дни. Да и однослойная тонкая (растягивающаяся) резина - явно не самый лучший материал для хранения водорода. А вот что может быть лучше?
Может, какое-нибудь серебрение стенок поможет? :)
ЦитироватьЦитироватьИмеется в виду, не просто эластичный мешок, помещённый в жёсткий металлический корпус, а именно целиком эластичные топливные баки. Применялись ли такие когда-нибудь? Рассматривались ли?
Ну, если под "эластичными, но не растягивающимися" баками понимать нежесткие баки, то на "надувном" Атласе такие были :)
Да, но там они были, так сказать, недостаточно гибкие :) . Хочется такой степени гибкости, чтобы бак можно было уменьшить в объёме хотя бы раз в десять. А лучше вообще скатать, как матрас надувной, и, скажем, засунуть под теплозащиту :D .
ЦитироватьА вообще, я тоже не вижу у нежестких баков никаких преимуществ перед жесткими и особенно несущими баками. Вот внутри бака мягкие мембраны хорошо работают, а снаружи - не припомню такого.
Ну, нежёсткие - когда пустые - баки запросто могут быть несущими - когда наддутые, даже чуть-чуть. То, что такого не применяли - ну, не пришлось...
Похоже, эта тема для форума достаточно терра инкогнита :( . Тем не менее, спасибо за ответы.
ЦитироватьПро то, что у водорода маленькие молекулы, в курсе. Про то, что резиновый шарик сдувается за дни, тоже - ракеты, кстати, иногда хранят топливо куда меньше, чем дни. Да и однослойная тонкая (растягивающаяся) резина - явно не самый лучший материал для хранения водорода. А вот что может быть лучше?
Может, какое-нибудь серебрение стенок поможет? :)
Я с чего начал? тритий мигрирует сквозь циркониевую стенку ТВЭЛа. И сквозь титановую стенку парогенератора.
0,127 мм стали в Центавре тоже годятся только для кратковременного хранения водорода.
Но это всё фигня.
Понимаешь, Саш, газообразный водород имеет массу, пренебрежимо малую, по сравнению с массой оболочки, если снаружи - вакуум. Предположим, что у нас материалом для хранения газообразного водорода служит титановая фольга любой толщины, которая нас устроит. Так вот - в одну и ту же массу металла можно запихать одну и ту же массу водорода, независимо от диаметра сосуда и давления в нём. И соотношение будет примерно таким - на 1 килограмм водорода 16,75 килограмма титана. Правда, килограмм водорода в воздухе - это 13,5 килограмм подъёмной силы, так что титановый аэростат вполне может взлететь при достаточно тонкой оболочке :)
Если мы титан заменим кевларом, масса оболочки уменьшится примерно втрое, но скорость миграции увеличится примерно на два порядка, поэтому можно рассчитывать только на двукратный выигрыш - остальное сожрёт лейнер.
Нет, жидкий водород хранить несравненно выгоднее, чем газообразный. В никель-водородных аккумуляторах хранят газообразный водород - это выгоднее, чем хранить его в виде гидрида, по удельной ёмкости на единицу массы выходит баш на баш, но никель-водородные сильно выигрывают по числу циклов и сроку службы (но проигрывают по уд. емкости на единицу объёма). Но там просто некуда деваться. А ракету имеет смысл заправлять только жидким водородом - лишь тогда число Циолковского оказывается приемлемым.
ЦитироватьЦитироватьПро то, что у водорода маленькие молекулы, в курсе. Про то, что резиновый шарик сдувается за дни, тоже - ракеты, кстати, иногда хранят топливо куда меньше, чем дни. Да и однослойная тонкая (растягивающаяся) резина - явно не самый лучший материал для хранения водорода. А вот что может быть лучше?
Может, какое-нибудь серебрение стенок поможет? :)
Я с чего начал? тритий мигрирует сквозь циркониевую стенку ТВЭЛа. И сквозь титановую стенку парогенератора.
0,127 мм стали в Центавре тоже годятся только для кратковременного хранения водорода.
Но это всё фигня.
Понимаешь, Саш, газообразный водород имеет массу, пренебрежимо малую, по сравнению с массой оболочки, если снаружи - вакуум. Предположим, что у нас материалом для хранения газообразного водорода служит титановая фольга любой толщины, которая нас устроит. Так вот - в одну и ту же массу металла можно запихать одну и ту же массу водорода, независимо от диаметра сосуда и давления в нём. И соотношение будет примерно таким - на 1 килограмм водорода 16,75 килограмма титана. Правда, килограмм водорода в воздухе - это 13,5 килограмм подъёмной силы, так что титановый аэростат вполне может взлететь при достаточно тонкой оболочке :)
Если мы титан заменим кевларом, масса оболочки уменьшится примерно втрое, но скорость миграции увеличится примерно на два порядка, поэтому можно рассчитывать только на двукратный выигрыш - остальное сожрёт лейнер.
Нет, жидкий водород хранить несравненно выгоднее, чем газообразный. В никель-водородных аккумуляторах хранят газообразный водород - это выгоднее, чем хранить его в виде гидрида, по удельной ёмкости на единицу массы выходит баш на баш, но никель-водородные сильно выигрывают по числу циклов и сроку службы (но проигрывают по уд. емкости на единицу объёма). Но там просто некуда деваться. А ракету имеет смысл заправлять только жидким водородом - лишь тогда число Циолковского оказывается приемлемым.
Это всё замечательно, и довольно известно :( . Конечно, классическая ракета с Земли при попытке перейти на газообразный водород проиграет. Но могут ведь быть и другие задачи, которые, например, не так чувствительны к весу, или чувствительны к температуре, или требуют водород именно газообразным...
В ракетах, конечно, вес почти всегда важен. Хотелось бы найти какой-нибудь пластик, который с каким-нибудь покрытием на плёнке из этого пластика :) так, что плёнка ещё гибкая - и при сложении этой плёнки во сколько-то там слоёв - позволяет газообразный водород, может, даже под давлением, атмосфер до 40 - хранить с недельку. Понятно, что такой бак будет весить больше классических металлических для ЖВ, но всё же?
ЦитироватьХотелось бы найти какой-нибудь пластик, который с каким-нибудь покрытием на плёнке из этого пластика :) так, что плёнка ещё гибкая - и при сложении этой плёнки во сколько-то там слоёв - позволяет газообразный водород, может, даже под давлением, атмосфер до 40 - хранить с недельку. Понятно, что такой бак будет весить больше классических металлических для ЖВ, но всё же?
Саш, проблема не в том, что этот бак будет тяжелее бака для жидкого водорода на столько же килограмм ЖВ, проблема в том, что он будет тяжелее водорода, который в состоянии вместить, притом, в разы! По самой оптимистичной прикидке, раз в шесть!
Это не зависит от давления, больше давление - толще требуемая стенка, сферический сосуд из материала X, вмещающий Y килограммов водорода, всегда будет весить Z килограммов (или больше), если снаружи - вакуум. Для титана Z/Y равно примерно 16,75, для кевлара - скажем, 8, но для ракеты неприемлемо даже 1!
Ведь нужно же где-то держать ещё и окислитель, а также двигатель, полезный груз и т.д.
В МПК ПН Н-1 на стр. 181 заявлена как 70,56 тонн на орбите ИСЗ. Черток пишет (2-е изд., 4 том, стр. 94, например) - 90-93 тонны. Есть упоминания 95 тонн, на сайте Энергии - до 100 тонн. В 4-м полёте ПН была 90 тонн.
Какова ПН Н-1 и почему?
ЦитироватьВ МПК ПН Н-1 на стр. 181 заявлена как 70,56 тонн на орбите ИСЗ. Черток пишет (2-е изд., 4 том, стр. 94, например) - 90-93 тонны. Есть упоминания 95 тонн, на сайте Энергии - до 100 тонн. В 4-м полёте ПН была 90 тонн.
Какова ПН Н-1 и почему?
70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
90-93 т - номинальная масса ПГ для варианта с 30 ЖРД. В первых пусках масса ПГ, емнип, не превышала 72 т, из -за отсутствия ЛК в составе КГЧ.
95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
Цитировать95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
По-моему за счет использования переохлажденного кислорода.
ЦитироватьЦитировать95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
По-моему за счет использования переохлажденного кислорода.
Там много было всяких мероприятий, которые могли внедряться с разных летных машин.
ЦитироватьЦитировать95 т - видимо значение для 30-двигательного варианта с выполнением ряда мероприятий: например, установка коротких цилиндрических вставок в баках.
По-моему за счет использования переохлажденного кислорода.
По-моему, переохлажденный кислород предполагался с самой первой версии и перекочевал туда с Р-9. Мероприятия были разные, в частности, стремились уменьшить остаток незабора со шпангоутов. Вставки разные. Но нужно признать, схема оказалась мало приспособленной для любых изменений.
Цитировать70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
По-моему, МПК пишет 70,56 тонн для варианта Н-1 с 30 двигателями на 1-й ступени. Проверю...
ЦитироватьЦитировать70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
По-моему, МПК пишет 70,56 тонн для варианта Н-1 с 30 двигателями на 1-й ступени. Проверю...
Для КОНКРЕТНОГО изделия (№3Л). И не потому, что она больше поднять не могла.
ЦитироватьЦитироватьЦитировать70 т - ПГ для варианта Н-1 с 24 двигателями на 1-й ступени и Мст=2200 т (примерно).
По-моему, МПК пишет 70,56 тонн для варианта Н-1 с 30 двигателями на 1-й ступени. Проверю...
Для КОНКРЕТНОГО изделия (№3Л). И не потому, что она больше поднять не могла.
Дмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Что интересно, других сведений о массе ПН для Н-1 я в МПК не вижу.
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Ну, и что?
А вот согласно баллистическому расчету для изделия (правда, не помню, точно - 5Л или 7Л) стартовая масса была 2768 т, масса заправленной ракеты 2783 т, а масса ПГ не превышала 78 т. Зато и сверхгарантийные запасы топлива на 1 и 2 ступенях исчислялись десятками тонн. Ну, не загружали Н-1 на испытаниях полной нагрузкой. И что теперь?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Ну, и что?
А вот согласно баллистическому расчету для изделия (правда, не помню, точно - 5Л или 7Л) стартовая масса была 2768 т, масса заправленной ракеты 2783 т, а масса ПГ не превышала 78 т. Зато и сверхгарантийные запасы топлива на 1 и 2 ступенях исчислялись десятками тонн. Ну, не загружали Н-1 на испытаниях полной нагрузкой. И что теперь?
Теперь вернёмся к исходному вопросу :) . Какова грузоподъёмность Н-1?
Понятно, что сначала надо определить, что подразумевается под грузоподъёмностью. В связи с этим вопрос - что под этим подразумевать? :) Величину, заложенную при проектировании? Тогда какая величина была заложена (и откуда это известно)? Из Чертока? Или величину, достигнутую при стартах?.. что вроде выглядит как более сомнительный вариант... Опять же - меня настораживает, когда в МПК картинка с 30 двигателями и подпись - ПН 70 тонн.
Или мы будем говорить, что ПН - это то, что показывает наш собственный, частный, баллистический расчёт?..
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий, там врезки, на которых, как я понимаю, описывается техника вообще. На врезке, например, про Меркурий описывается тип КК, а не конкретный экземпляр. На врезке про Н-1 отмечено "Н1-Л3С".
Ну, и что?
А вот согласно баллистическому расчету для изделия (правда, не помню, точно - 5Л или 7Л) стартовая масса была 2768 т, масса заправленной ракеты 2783 т, а масса ПГ не превышала 78 т. Зато и сверхгарантийные запасы топлива на 1 и 2 ступенях исчислялись десятками тонн. Ну, не загружали Н-1 на испытаниях полной нагрузкой. И что теперь?
Теперь вернёмся к исходному вопросу :) . Какова грузоподъёмность Н-1?
Понятно, что сначала надо определить, что подразумевается под грузоподъёмностью. В связи с этим вопрос - что под этим подразумевать? :) Величину, заложенную при проектировании? Тогда какая величина была заложена (и откуда это известно)? Из Чертока? Или величину, достигнутую при стартах?.. что вроде выглядит как более сомнительный вариант... Опять же - меня настораживает, когда в МПК картинка с 30 двигателями и подпись - ПН 70 тонн.
Или мы будем говорить, что ПН - это то, что показывает наш собственный, частный, баллистический расчёт?..
Avmich, Вы затеяли схоластический спор. Я Вам в своем первом же ответе указал, почему масса ПГ Н1-Л3С была меньше, чем у Н1-Л3 и на рисунке в МПК, который Вы приводите в качестве довода, это даже наглядно проиллюстрировано: вместо ЛОК использовался корабль Л1 без БО и отсутствовал ЛК. Грузоподъемность - это МАКСИМАЛЬНАЯ масса ПГ, который ракета может реально вывести на заданную орбиту. Расчетная грузоподъемность, как правило выше (на 15-20%), что создает т.н. резерв массы ПГ.
А вывод простой - поменьше верить одному источнику (в данном случае МПК) ;) .
Я вот помню (возможно, ещё из материалов Лескова и Голованова), что окончательная (в железе) масса целевой ПН (лунного пилотируемого комплекса Л3), которую Н1 должна была доставить на НОО - 98 т, по данным ЕМНИП из РККЭ. И последние лётные варианты такую ПН обеспечивали.
Кроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
На Н1Ф предполагалось форсирование НК-33/НК-43. Был описан в журнале "Авиация и Космонавтика".
Сайт РККЭ:
ЦитироватьНачало работам по комплексу положило Постановление Правительства от 23 июня 1960 года "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.".
Для проектных проработок ракеты-носителя (РН) Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, а применение на верхних ступенях в качестве горючего жидкого водорода позволяло увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.
ЦитироватьА вывод простой - поменьше верить одному источнику (в данном случае МПК) ;) .
Я вот помню (возможно, ещё из материалов Лескова и Голованова), что окончательная (в железе) масса целевой ПН (лунного пилотируемого комплекса Л3), которую Н1 должна была доставить на НОО - 98 т, по данным ЕМНИП из РККЭ. И последние лётные варианты такую ПН обеспечивали.
Кроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
На Н1Ф предполагалось форсирование НК-33/НК-43. Был описан в журнале "Авиация и Космонавтика".
ЦитироватьХм, нашлось.
Н1 с блоком СР и первым вариантом Л3М (СА сверху)
(http://s47.radikal.ru/i115/0904/77/0dd3fa3f8cd2.jpg) (http://www.radikal.ru)
http://www.starbase1.co.uk/n1/images/Diagrams%20and%20Plans/slides/N1--28_ru.html
1. Сколько рельно могла отправить 11А52 к Луне со всеми доработками без водорода?
2. Синтин на сколько бы увеличил ПН на НЗО (для предельного керосинового варианта)? А к Луне?
Цитировать2. Синтин на сколько бы увеличил ПН на НЗО (для предельного керосинового варианта)? А к Луне?
На этот вопрос без расчета ответить невозможно, а расчет трудоемок, да и более-менее точных характеристик Н1 у меня нет.
Помню только, что синтин увеличивал УИ ДМ-овского движка на ~7 c (с исходных 352 с).
ЦитироватьAvmich, Вы затеяли схоластический спор.
Отнюдь нет. Я пытаюсь выяснить, что нужно считать ПН Н-1 и что и почему по этому поводу пишет уважаемое издание МПК.
ЦитироватьЯ Вам в своем первом же ответе указал, почему масса ПГ Н1-Л3С была меньше, чем у Н1-Л3 и на рисунке в МПК, который Вы приводите в качестве довода, это даже наглядно проиллюстрировано: вместо ЛОК использовался корабль Л1 без БО и отсутствовал ЛК.
Только на рисунке в МПК 30 двигателей, Дмитрий, а Вы говорили - 24.
Был бы благодарен, если бы пояснили отличие Н!-Л3 от Н1-Л3С.
ЦитироватьГрузоподъемность - это МАКСИМАЛЬНАЯ масса ПГ, который ракета может реально вывести на заданную орбиту.
Реально, как я понимаю - это заложенное в дизайн значение; на практике должно получаться не слишком отличающееся значение - если ракета загружена полностью ,что необязательно.
ЦитироватьРасчетная грузоподъемность, как правило выше (на 15-20%), что создает т.н. резерв массы ПГ.
То есть, ракету никогда не загрузят "до расчётной", чтобы оставить этот резерв. Значит, тот, кто говорит, что Н-1 имела грузоподъёмность 95 тонн, имеет в виду, что расчётная грузоподъёмность на 15-20% больше, чем это число, а 95 тонн Н-1 могла реально вывести (если бы был успешный полёт с данной ПН).
Возражения есть?
Головная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
ЦитироватьКроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
Л3М - корабль двухпусковой схемы (сборка на ОИСЛ) с водородным РБ, трехместный (целиком садился на Луну).
ЦитироватьГоловная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.
ЦитироватьЦитироватьГоловная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.
Значит, это некомпетентные источники. Масса собственно ГО составляла около 14т, а ДУ САС - около 7 т. Все это сбрасывалось, насколько помню, в начале АУТ 2-й ступени и не могло учитываться в массе ПГ.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьГоловная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.
В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.
Значит, это некомпетентные источники. Масса собственно ГО составляла около 14т, а ДУ САС - около 7 т. Все это сбрасывалось, насколько помню, в начале АУТ 2-й ступени и не могло учитываться в массе ПГ.
Это если бы до 2-й ступени дело дошло... :lol:
ЦитироватьЭто если бы до 2-й ступени дело дошло... :lol:
Естественно!
Двигатель какого КБ стоял на Р-21?
C уверенностью в 90% можно говорить, что делало его КБХМ. Четырёхкамерный двигатель открытой схемы с качанием основных камер и одним ТНА на компонентах ТГ-02/АК27И. Вот только какая у него была маркировка. По моим прикидкам или С5.3 или С5.5
ЦитироватьC у3веренностью в 90% можно говорить, что делало его КБХМ. Четырёхкамерный двигатель открытой схемы с качанием основных камер и одним ТНА на компонентах ТГ-02/АК27И. Вот только какая у него была маркировка. По моим прикидкам или С5.3 или С5.5
Проект Р-21 начинался в КБЮ, а оно с Исаевым работало не очень плотно, как я понимаю.
А заканчивался у Макеева. На Р-13 и Р-27 стояли двигатели Исаева. Впрочем на Р-29 тоже, правда на вторых ступенях.
С другой стороны на сайтах КБХА и Энергомаша не упоминаются двигатели для Р-21. Мог быть или Севрук или Исаев. КБ Севрука ликвидировали в 1958, значит остаётся Исаев.
С5.5 это КТДУ Луны-9.
ЦитироватьС5.5 это КТДУ Луны-9.
А там не могло быть экзотики, типа ЖРД от Изотова? Как на 2-й ступени УР-100?
Если всех перебирать, то можно и Тураевское МКБ Союз вспомнить: тоже ведть ЖРД для Х-22 и Х-28 делало.
Кстати, по Р-21 вообще данных мало. По-моему, даже о последующих БРПЛ больше известно.
С какой точностью можно прогнозировать поведение капсульного аппарата при спуске на Землю? То есть, если проектировать капсулу, то насколько точно можно посчитать её аэродинамику?
Вроде бы сейчас модели покрывают все скорости, от нуля до орбитальной. Суперкомпьютеры тоже на месте не стоят. Какова степень уверенности в получении правильных результатов? ЖРД вроде разрабатывают в основном на основе моделей; насколько подход применим к капсулам?
Может быть, можно провести проработку капсулы на моделях, а в экспериментальный полёт запустить одну, ну, две капсулы? При этом использовать их как средство доставки с орбиты более-менее полезных грузов. В таком случае появляется возможность модернизировать СА Союза, оптимизировав его под сегодняшние задачи. То есть, уже нет таких массовых ограничений на РН, габаритных ограничений по ГО, более-менее понятны требования ближайших 10-20 лет. Взять за основу КК Союз, и сделать КК Союз-2 (гусары, молчать), с оптимизированным по весу и аэродинамике СА - то есть, легче сегодняшних примерно трёх тонн и с большим углом конуса, большим диаметром. Стоить такой проект будет меньше полномасштабной разработки КК, а ценные качества Союзу добавит.
Конечно, не в этой жизни :) - РККЭ под дудку пляшет... но насколько это неподъёмно технико-экономически?
Имхо, если капсула баллистическая, то просчитать её сравнительно (!!!) не сложно. Причем (опять же - имхо), чем меньше у неё Сх - тем больше перегрухки и самма ТЗП, но тем меньше ошибка в расчетах точки приземления.
Рекомендую почитать http://www.testpilot.ru/espace/bibl/raketostr3/1-4.html
(начиная с "Аэродинамические характеристики командного отсека")
(вкратце, уже в середине шестидесятых расчёты и продувки в трубе давали хорошее совпадение с реальными данными, а с тех пор много воды утекло.)
Полёты Шаттлов тоже дали много информации по аэродинамике, подтвердив качество моделей. В этом смысле разумно проектировать КК по моделям на весь диапазон скоростей. А потом уже проверять запуском, в общем, готовое решение.
Исходя из этой логики, вполне возможны аэродинамические обновления СА Союза, с минимальными затратами на испытательные полёты.
ЦитироватьЖРД вроде разрабатывают в основном на основе моделей
Однако вообще без испытаний не обходятся, как и без перебора кучи вариантов конструкции. У Энергомаша имеется хорошая библиотека программ для расчета ЖРД + гигантский практический опыт, но даже там при разработке производной существующего двигателя делают много десятков испытаний.
ЦитироватьЦитироватьЖРД вроде разрабатывают в основном на основе моделей
Однако вообще без испытаний не обходятся, как и без перебора кучи вариантов конструкции. У Энергомаша имеется хорошая библиотека программ для расчета ЖРД + гигантский практический опыт, но даже там при разработке производной существующего двигателя делают много десятков испытаний.
Энергомаш - это, конечно, лидер, но то, что они чего-то не делают или делают, не значит, что это обязательно.
ЦитироватьЭнергомаш - это, конечно, лидер, но то, что они чего-то не делают или делают, не значит, что это обязательно.
Проведение натурных испытаний сложнее, дороже и опаснее компьютерных (при условии, что уже есть хорошие модели, позволяющие просчитать и предсказать
всё, что обычно получают испытаниями). Поэтому вряд ли Энергомаш стал бы возиться с натурными огневыми испытаниями при наличии хороших всеобъемлющих моделей.
Отсюда можно сделать вывод, что даже у лидеров точность моделей пока не позволяет полностью исключить испытания.
Современные модели достаточно точно считают какие-то специальные хорошо изученные случаи, однако реальные режимы работы можно свести к этим случаям только с натяжкой.
ЦитироватьЦитироватьЭнергомаш - это, конечно, лидер, но то, что они чего-то не делают или делают, не значит, что это обязательно.
Проведение натурных испытаний сложнее, дороже и опаснее компьютерных (при условии, что уже есть хорошие модели, позволяющие просчитать и предсказать всё, что обычно получают испытаниями). Поэтому вряд ли Энергомаш стал бы возиться с натурными огневыми испытаниями при наличии хороших всеобъемлющих моделей.
Отсюда можно сделать вывод, что даже у лидеров точность моделей пока не позволяет полностью исключить испытания.
Современные модели достаточно точно считают какие-то специальные хорошо изученные случаи, однако реальные режимы работы можно свести к этим случаям только с натяжкой.
Про полное исключение вообще-то речи не идёт. Хотя бы потому, что Энергомаш-то - лидер, а вот его заказчики... им сложно о чём-то говорить без испытаний.
Вопрос в том, чтобы испытания шли как подтверждение, что всё сделано правильно.
Помогите, кто смыслит:требуется получить электросоединение двух материаллов,нержавеющая сталь-медь.Поволока 0,65мм.Пайка и сварка- нельзя!Условия авиаборт,не герметизированно.
ЦитироватьПомогите, кто смыслит:требуется получить электросоединение двух материаллов,нержавеющая сталь-медь.Поволока 0,65мм.Пайка и сварка- нельзя!Условия авиаборт,не герметизированно.
А сварка взрывом? Или диффузионная?
Сварка трением
Не смыслю, поэтому - скрутка, можно винтовые клеммники.
Сварка не допускается!Никакая.Скрутка-гальванопара.Клемники-какие?С.м. условия.Надо по работе,у нас специалистов,в этой области нет.Кто сталкивался?Если можно самодеятельности,умных везде хватает!
Всё таки попробуйте прижечь заточенным графитом с батарейки, так термопары делали. Ещё, в эру больших ЭВМ, была холодная диффузная сварка путём плотной накрутки проволочки на металлический стерженёк, квадратный в сечении.
А почему сварку нельзя? Диаметр достаточно большой. Правда, шарик в месте сварки будет. Кстати, в любом случае такое соединение будет термопарой, так что это нужно не забывать.
Как вариант можно пробовать гальваническое покрытие нержавейки медью. Потом - встык с медным проводом гальванопластикой наращивать медь сверху до прочности. Но это какой-то невообразимый геморрой. И прочность соединения будет никакой. И защиту от окружающей среды все равно делать, иначе медь быстро сгниет.
Производитель данной штуки, выставил такие условия по применению-только мехкрепление.Буржуи-что с них взять!
Цитировать
Ничего не понятно. Толи вы хотите спаять, но не можете. Толи на борту нельзя варить, а вы вынуждены все монтировать внутри. А спаять снаружи и соединить разъемами внутри нельзя. Почему сталь, термопары что-ли?
У детали вывода из нержавеющей стали.К ним надо присоединить медные провода.По требованию ,производителя данной детали,не разрешается пайка или сварка этих выводов.Только механника.А сталь с медью ,при мех.контакте, получается гальванническая пара-коррозия.
Попробуйте прижимное соединение через промежуточный, проводящий (прокладка, гальваника по меди, лужение) материал.
а как бы ни соединяли, гальваническая пара всё равно будет. Максимум, что можно сделать, разнести её на две с меньшим э.д.с.
С гальваничекой парой можно справиться, но для этого нужно знать всю цепь (систему).
Приведенное выше решение спасёт контакт, но корозия может начатся в другом месте.
А как там у алюминия со сталью? В принципе, есть же медно-алюминиевые соединители.
Самое простое это скрутить и под болты. Плотно. Заизолировать герметиком. Там какой ток? Если малый (12-24в) то должен прожить достаточно долго.
Мне-бы марочку соединителя!В инете ничего похожего нет.Геметик не нужен,всеравно лакируем.Как не прикручивай,если есть касание-пара!А время эксплуатации-очень большое,не для дома.Собственно,это не моя проблема,заходил конструктор-спрашивал у меня.Технологи ответили-выполнить у нас не можем,подвесили ему.
Если время эксплуатации 2-3 года, и без обслуживания (без доступа), то скрутить между собой, закрутить под винтовые соединения, закрепить их со слабым провисом провода и "молиться что бы страховка не подвела". А клемники можно любые из магазина электротоваров. Главное что бы винтовые соединения плотно закручивались и была возможность жёстко закрепить на... Ну не знаю на что там у вас можно.
Откройте капот ВАЗ 2105 - 21099. Там все решено.
Срок гарантии 10 лет.Медь по стали в жигулях,поэтому и теряется контакт!
Напрашивается 2 решения:
1. Проникелировать медный провод в месте контакта и рядом.
2. Приварить/припаять медный провод к клеммнику из нержавеющей стали, и тогда уже скручивать болтами.
Покажу ведущему!Пусть думает.Спасибо.
ЦитироватьСрок гарантии 10 лет.Медь по стали в жигулях,поэтому и теряется контакт!
В жигулях к проводам припаиваются наконечники из стали. О чем и написано в п. 2 предыдущего поста.
А если через графитовую пластинку - может, и без коррозии обойдется?
Пайка и сварка не создают гальванопары-это конечно так! Но,как писал выше пайку и сварку для этого р.элемента применять нельзя,по требованию производителя.В авто,по моему, клеммы -латунь.Паяют только силовые-к акумулятору.С этим дурацким датчиком,немного полегчало:сегодня пытался кое-что понять из аннотации на него ,она на английском,оказалось вывода сталь,но покрыта никелем.И наверно наплюем на производителя,будем эксперементировать с пайкой.Что получится-напишу.
Осторожнее. Ограничение по пайке (сварке) скорее всего из-за температуры. Что за датчик? Температурный, вибрационный, акселерометр. Если вибрационный или акселерометр то пъезокерамика перегрева не любит (теряет чувствительность).
ЦитироватьПомогите, кто смыслит:требуется получить электросоединение двух материаллов,нержавеющая сталь-медь.Поволока 0,65мм.Пайка и сварка- нельзя!Условия авиаборт,не герметизированно.
В сантехнике положено соединять стальные и медные трубы через латунные фитинги. Причем на стороне меди пайка/пресс, стали - резьба. Работает естественно в том числе в воде.
В данном случае можно взять тонкую латунную трубочку (мнэ... это если такие бывают) или сложенную вдвое тонкую латунную пластинку и обжать.
А сколько выводов у этого датчика? И насколько они плотно?
А я б залил металлом электролитически а то и напылением. Или комбинацией. И контакт надёжный и гальваника неактуальна - всё капсулированно. Механика - это для жигулей :).
А если, как в электрокабелях, наконечники обжимают, диаметром 1,5 в продаже видел, а в вашем случае - иголка от шприца, и заранее обмазать электропроводным клеем. Партизанщина конечно, но народ если надо, и нихромовые спирали посреди печки скручивает. Щас правда нихром не нихром, а сколько палладия вывезли...
Партизанщина конечно,было-бы для дома,давно-бы сделал.А так :технология,конструкторская документация,согласования,приемка!Вроде нашли,кто его применял.Поедут перенимать опыт.Пайку почему нельзя,вроде-бы понял-при работе у него внутри 700 гр.С.
700 гр.С ни какая пайка выдержит. Всё же скрутка и винтовое соединение. (ИМХО)
Если дело только в температуре, то почему сварка не подходит? Заникелируйте медную проволоку и приварите точечной сваркой. Есть еще пайка медью.
А каким лаком собираетесь крыть, который 700С держит? :?:
Я так и не понял: почему не подходит клемная колодка?
ЦитироватьЯ так и не понял: почему не подходит клемная колодка?
Если только керамика, но контакты будут быстро окисляться, ненадежно.
ЦитироватьЦитироватьЯ так и не понял: почему не подходит клемная колодка?
Если только керамика, но контакты будут быстро окисляться, ненадежно.
Термоусадочной трубкой с клеевым слоем загерметизировать. :roll:
ЦитироватьТермоусадочной трубкой с клеевым слоем загерметизировать. :roll:
700 ГРАДУСОВ ЦЕЛЬСИЯ :!: :!: :!:
ЦитироватьЦитироватьТермоусадочной трубкой с клеевым слоем загерметизировать. :roll:
700 ГРАДУСОВ ЦЕЛЬСИЯ :!: :!: :!:
Да, пропустил. Тогда, конечно, не пойдет.
ЦитироватьЦитироватьЯ так и не понял: почему не подходит клемная колодка?
Если только керамика, но контакты будут быстро окисляться, ненадежно.
Если не окисляются сами провода то почему будет окисляться колодка? В авиации термопары измерения температуры газов за турбиной соединяются на клемных колодках.
ЦитироватьВ авиации термопары измерения температуры газов за турбиной соединяются на клемных колодках.
Обычно у термопар длинные концы. Какая температура там, где они присоединяются к колодкам?
ЦитироватьОбычно у термопар длинные концы. Какая температура там, где они присоединяются к колодкам?
Есть и такие термопары у которых концы другим концом крепятся к колодке непосредственно на самой термопаре. Соединение там естественно не биметаллическое, но ничего не окисляется это точно. Ну а там где концы присоединяются к обычной проводке там температуры градусов сто, во всяком случае ниже предела прочности дюраля.
ЦитироватьЕсть и такие термопары у которых концы другим концом крепятся к колодке непосредственно на самой термопаре.
Пардон, нефтупил. Колодки ставят прямо на сопло? :shock:
Или это военно-воздушный юмор?
ЦитироватьПардон, нефтупил. Колодки ставят прямо на сопло? :shock:
Или это военно-воздушный юмор?
Клеммы находятся непосредственно на "жопке" термопары. Термопара воткнута в сопло, "жопка" естественно торчит наружу. Например на двигателе АИ-24.
ЦитироватьКлеммы находятся непосредственно на "жопке" термопары. Термопара воткнута в сопло, "жопка" естественно торчит наружу. Например на двигателе АИ-24.
Понятно. Подозреваю, что там уже далеко не 700С, но Вы дайте тов. Местному наводочку, может ему такие клеммы подойдут, и будет человеку счастье :D . Сварка, конечно, по-любому надежнее и компактнее, но не всегда удобна. Что лучше - технологам решать.
А я вобще не понял в чём проблема? Если сами соединяемые провода температуру выдерживают то почему клемная колодка не выдержит?
ЦитироватьА я вобще не понял в чём проблема?
Проблема в том,чтобы обеспечить гарантированную величину переходного сопротивления между двумя железками в заданных условиях эксплуатации (диапазона температур, влажности, давления, агрессивных сред, вибрации и т.д.) на весь период эксплуатации.
Еще проблема в том, что при повышении Т ускоряются хим. реакции.
Еще в том, что 700С - это уже красное каление.
Еще - загерметизировать контакт при такой Т проблематично.
Хотел бы я посмотреть на такую клемму, у которой в ТУ прописано 700С. 8)
Но если в таких условиях ничего не происходит с самими проводами то ничего не произойдёт и с клемной колодкой.
Столько внутри,снаружи меньше,но палец уже обожгли,слава Богу-не я.Вывода тонкие,т.ч. по ним тепло не сильно распространяется.Во всяком случае припой ПОС-61 не плавится,значит меньше 220.
Да напылите вы на неё миллиметр золота и не мучьтесь. Банку отвакууммировать и спираль туда воткнуть много ума не надо. За сутки с приличным током усё будет...
У меня вопрос.
Возможно ли получить выиграш при полете к Марсу путем гравитационного маневра возле Луны и Земли?
По трем сценариям- старт с ЛЕО, с Л1 и с ЛЛО
Что если из бака водорода 2 ступени запитывать турбоагрегат двигателя 1 ступени? Имеется ввиду замкнутый трехкомпонентник первой ступени использующий 2-3% водорода по массе для привода турбаагрегата. Основное топливо керосин. Окислитель кислород. Перевесит рост надежности движка 1 ступени ли усложнение конструкции и потерю массового совершенства 2 ступени?
Первым делом вам не хватит 3 % водорода для привода ТНА, но даже если бы и хватило, то, скажем, на Атласе-5 расход водорода вдвое превысил бы весь запас горючего Центавра.
ЦитироватьУ меня вопрос.
Возможно ли получить выиграш при полете к Марсу путем гравитационного маневра возле Луны и Земли?
По трем сценариям- старт с ЛЕО, с Л1 и с ЛЛО
Интересный вопрос пропал...
С ЛЕО мимо Луны выигрыш копеечный, сколько точно - на помню, но что-то порядка пары м/с.
А вот как с Л1 и ЛЛО мимо Земли...
Смысл гравманевра - в получении прибавки скорости от попутного орбитального движения планеты вокруг Солнца. В системе Земля-Луна это движение не имеет значения, аппарат движется практически в геоцентрической системе отсчета и уже по определению имеем ту орбитальную скорость. Поэтому разгонятся мимо Земли - все равно, что мимо Солнца при межпланетном полете. Направление изменится, а скорость не прирастет.
Но! В изменении направления есть такой нюанс, что если например
А если манёвр производить когда Луна движется "обгоняя" Землю?
Приращение должно быть ~ километр в секунду :roll:
(http://i046.radikal.ru/0910/e6/1b7e3491acb1.jpg)
Граждане. Разжуйте на пальцах, пожалуйста, туполю ленивцу элементарный вопрос:
1) Вики: «Критическая температура — такая температура, при которой плотность и давление насыщенного пара становится максимальными, а плотность жидкости, находящейся в динамическом равновесии с паром, становится минимальной.
При температуре, выше критической температуры газа, его невозможно сконденсировать ни при каком давлении.»
Критическая температура для воды - 100С.
При этом имеется и замечательно используется в технике такое понятие как перегретая вода - вода, имеющая температуру ощутимо более 100С.
Это несоответствие вогнало меня в ступор (
Все нормально.
Там не одна точка а кривая температура-давление с развилкой, и в зависимости в какой части кривой находимся то и будет:
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%B0%D0%B9%D0%BB:Phase-diag_ru.svg
Те для водяного пара критическая температура значительно выше 100 градусов Цельсия.
Плюс за счет водородной связи при небольшой массе молекулы, у воды несколько аномальные свойства, и свыше определенной т-ры и давления она становится перегретой жидкостью (а другие вещества такого состояния могут не иметь).
При критических температуре и давлении плотность жидкости равна плотности насыщенного пара, т.е. исчезает различие в физических свойствах между ними. Для воды это 374 С и 225 атмосфер.
100 С это всего лишь температура кипения при нормальном давлении.
Спасибо большое! :)
Все понятно теперь.
Поигрался веселой игрушкой под названием ПРОППЕР:)
Оный высчитал что кислород/метан при соотношении 2.74/1 и давлении 40 атм дают земной УИ 282 с... Это мне показалось весьма занятным, в связи с чем вопрос: какое давление нужно иметь в баках чтобы вытеснить данные компоненты в КС и там иметь 40 атм? 42-45 атм хватит? Насколько такие баки тяжелее обычных? Читал что сейчас баллоны для гелия на 400-500 атм совсем не проблема... Возможно даже до 800-1000.
Так что 1 ступень на метан/кислород с вытеснительной подачей обретает реальную возможность?
Все навеяно косым GX, где перепутали по технической сложности ступени...
П.С. даже при 20 атм в КС проппер выдает УИ 260 с.Что вполне приемлимо для 1 ступени.
На срезе ставили 1 атмосферу? И хорошо бы посмотреть, что получается в тех же условиях для кислород-керосина. Давление в баках минимум на 5-10 атм больше, чем в КС.
5 и даже 10 мало. 5 садится только на форсуночной головке, если делать охлаждение проточное, то туда ещё 6-7 атмосфер вынь да положь. На самом деле, в 15 уложиться можно, если делать абляционное охлаждение или завесу.
Вообще-то я ориентировался на существующие двигатели.
fagot
УИ для метан-кислород считался земной, с давлением на срезе 1 атм:)
Кстати еще насчитал для 2 ступени: кислород+водород , 20 атм в камере 0.01 на срезе дают что-то около 410-420 с УИ. Учитывая что возможен наддув компонентами топлива все выглядит весьма заманчиво.
А теперь внимание! Кислород+водород в КС 40 атм дают что-то в районе 430, как у движка Ариан-5:)
Андрей Суворов
Т.е. в КС будет на 15 атм меньше чем в наддутом баке? Эти 15 атм избытка сохранятся для давлений в КС в районе 40-60 атм?
П.С. Эх, Фрейнира бы уговорить рассчитать насколько баки под давления 50-60 атм будут тяжелее обычных...
ЦитироватьКстати еще насчитал для 2 ступени: кислород+водород , 20 атм в камере 0.01 на срезе дают что-то около 410-420 с УИ. Учитывая что возможен наддув компонентами топлива все выглядит весьма заманчиво.
А с учетом плотности топлива не очень.
ЦитироватьА теперь внимание! Кислород+водород в КС 40 атм дают что-то в районе 430, как у движка Ариан-5:)
У Н-7В, который на верхней ступени Арианы, 446 с при 36 атм и открытой схеме.
ЦитироватьТ.е. в КС будет на 15 атм меньше чем в наддутом баке? Эти 15 атм избытка сохранятся для давлений в КС в районе 40-60 атм?
При абляционно-завесном охлаждении можно и в 10 атм перепада уложиться, только вытеснительной подаче на первой ступени это не поможет.
ЦитироватьП.С. Эх, Фрейнира бы уговорить рассчитать насколько баки под давления 50-60 атм будут тяжелее обычных...
Где-то Шестопёр заводил тему про ступени с вытеснительной подачей, там это обсуждалось. Можете за основу первые ступени Диамантов взять, только нужно учесть, что плотность топлива там в 1,5 раза выше кислород-метана. Ну и помимо баков про массу системы подачи нужно не забывать.
ЦитироватьВообще-то я ориентировался на существующие двигатели.
А что, есть двигатели, где падение на форсунках меньше 5 атм?
Конкретно про форсунки не скажу, но типичный суммарный перепад между баками и КС именно 5-10 атм, а не 15. Например, Вексин с 1-й ступени Диаманта-А имел давление в КС 18 атм и 24 атм в баках; двигатель 3-й ступени Европы-1 с регенеративным, кстати, охлаждением - 10 атм в камере и 19,5 атм в баке горючего; Аестус - 11 атм в камере и 18 атм в баках. Апогейники и прочие мелкодвигатели в основном тоже в этом диапазоне находятся.
ЦитироватьКонкретно про форсунки не скажу, но типичный суммарный перепад между баками и КС именно 5-10 атм, а не 15. Например, Вексин с 1-й ступени Диаманта-А имел давление в КС 18 атм и 24 атм в баках; двигатель 3-й ступени Европы-1 с регенеративным, кстати, охлаждением - 10 атм в камере и 19,5 атм в баке горючего; Аестус - 11 атм в камере и 18 атм в баках. Апогейники и прочие мелкодвигатели в основном тоже в этом диапазоне находятся.
А у меня данные такие. Форсуночникам типично предлагают 6 атм в качестве падения давления на форсунках; и форсуночники типично морщатся, ибо при большем перепаде распыление получается качественнее. На рубашке же охлаждения "садится" до 20 атмосфер.
Конечно, можно и другие значения подбирать, но тут и ухудшение качества процесса, и ухудшение тяги к массе, и специфические ограничения по компонентам. В качестве иллюстрации можно глянуть на разницу давления после ТНА РД-170 и в КС его же.
Сравнивать перепады давления на форсунках и в рубашке охлаждения при вытеснительной и насосной подаче, да еще и используя в качестве примера предельный РД-170, некорректно.
ЦитироватьСравнивать перепады давления на форсунках и в рубашке охлаждения при вытеснительной и насосной подаче, да еще и используя в качестве примера предельный РД-170, некорректно.
Ну, это Вы, фагот, сами придумали, что с чем сравнивать. Речь шла о том, какое давление падает на форсунках.
Вы привели примеры - спасибо, кстати - движков, где перепад небольшой (интересно, как они измельчения топлива добились?..), но все они с верхних ступеней. Мой пример с нижней ступени, и из "традиционной" российской практики (значения обобщённые).
При чём тут вид подачи, вообще неясно. Какая разница, каким способом давление получено, для его дальнейшего, давления, падения? Дальше, не нравится РД-170 - давайте глянем на другие классические двигатели с первых ступеней. Что получим?
Это придумал не я, вопрос октогена был про вытеснительную подачу, поэтому все приведенные примеры к ней и относятся. Вексин стоял на первой ступени Диаманта.
Что касается вида подачи, то лишние 5-10 атм перепада на форсунках двигателя с ТНА никак не повлияют на массу баков и очень незначительно увеличат массу двигателя, а при вытеснительной приходится жертвовать качеством смесеобразования, полнотой сгорания и в конечном итоге УИ ради улучшения массового совершенства. Ну и поскольку давление в КС при насосной подаче как правило выше, без регенеративного охлаждения обойтись не удается (исключение - Викинги и первая версия Мерлина), а при очень высоких давлениях значительно усложняется ПГС камеры и двигателя в целом и растет скорость охладителя в рубашке, что приводит к увеличению гидравлических потерь. В итоге перепад между первой ступенью насоса горючего и КС РД-170 составляет не совсем типичные 250 атм, а, например, у РД-107 он почти на порядок меньше.
Ещё один отвлечённый технический вопрос.
Какую долю энергии при спуске в атмосфере СА (абстрактный) рассеивает излучением со своей поверхности? То есть, если убрать то тепло, которое не доходит до корабля а идёт сразу в воздух, убрать рассеяние тепла абляцией материала, убрать то тепло, которое аккумулируется на борту (Шаттл после посадки охлаждают...), то сколько остаётся от исходной кинетической энергии?
Ни у кого никаких идей?
ЦитироватьНи у кого никаких идей?
Ну так температура известна (и где-то тут даже пробегал её профиль во время посадки, правда, только для самых теплонагруженых частей).
http://www.buran.ru/htm/tersaf5.htm
Поскольку плитка там с хорошей точностью чёрная, то A = интеграл(сигма*T(t)^4*dt) по dt,
где сигма - больцмановская 5.6E-8, температура, конечно, в кельвинах, а плотность радиационных потерь - в джоулях на квадратный метр.
Это, видимо, ещё надо умножить на площадь поверхности?
Собственно, откуда вопрос возник. Мне бы хотелось проверить, какие возможности для посадки у аппаратов с развитой аэродинамикой; это надувные тормоза и крылатые аппараты с малой удельной массой. Первые попытались делать - но результатов пока нет по косвенным причинам; вторые невыгодны - сегодня невыгодны - потому что у них мала доля полезного груза.
Между тем имело бы смысл, на мой взгляд, иметь КК массой тонн в 20, рассчитанный на в нормальном случае 2, в пределе - 4 человек, и без заметного груза, который за счёт доступной массы мог бы производить спуск - даже при входе на второй космической - с хорошей гарантией результата, а так же был бы многоразовым. Собственно, характеристика, которую хотелось бы улучшить таким способом - это количество аварий на тысячу полётов. Хотелось бы довести хотя бы до уверенной единицы, если не меньше.
Для этого как раз и хочется уменьшить нагрузки на аппарат при спуске, ценой в первую очередь уменьшения доли ПН. Удлинить время прохождения атмосферы, успеть сбросить энергию в виде тепла, при этом не нагревая слишком аппарат...
ЦитироватьЭто, видимо, ещё надо умножить на площадь поверхности?
Да, конечно.
ЦитироватьДля этого как раз и хочется уменьшить нагрузки на аппарат при спуске, ценой в первую очередь уменьшения доли ПН. Удлинить время прохождения атмосферы, успеть сбросить энергию в виде тепла, при этом не нагревая слишком аппарат...
Если мы пытаемся минимизировать тепловые нагрузки, то как раз чем быстрее - тем лучше.
А удлиннить время спуска, ИМХО, можно только крылом. Ну или не крылом, но чтобы аэродинамическое качество было как можно больше - чтоб не слишком быстро снижаться в процессе торможения, ведь плотность-то атмосферы очень быстро растёт.
Если мы будем иметь просто бОльшую площадь у той же "фары" на той же траектории, то затормозимся лишь чуть раньше (в менее плотных слоях), а время торможения, скорости - будут всё те же самые (как и перегрузки). Более того, чем больше аппарат и более распределено усилие, тем больше проблем с прочностью и нагревом внутренностей.
ИМХО, как-то так.
ЦитироватьЦитироватьДля этого как раз и хочется уменьшить нагрузки на аппарат при спуске, ценой в первую очередь уменьшения доли ПН. Удлинить время прохождения атмосферы, успеть сбросить энергию в виде тепла, при этом не нагревая слишком аппарат...
Если мы пытаемся минимизировать тепловые нагрузки, то как раз чем быстрее - тем лучше.
Это не очень понятно. Энергию куда-то деть надо; разве если спускаться быстрее, то до КК доходит меньшая доля этой энергии в виде тепла?
СА Союза не очень показателен, у него энергия уходит в испарение защиты, а там свои проблемы.
ЦитироватьА удлиннить время спуска, ИМХО, можно только крылом. Ну или не крылом, но чтобы аэродинамическое качество было как можно больше - чтоб не слишком быстро снижаться в процессе торможения, ведь плотность-то атмосферы очень быстро растёт.
С этим полностью согласен.
ЦитироватьЕсли мы будем иметь просто бОльшую площадь у той же "фары" на той же траектории, то затормозимся лишь чуть раньше (в менее плотных слоях), а время торможения, скорости - будут всё те же самые (как и перегрузки). Более того, чем больше аппарат и более распределено усилие, тем больше проблем с прочностью и нагревом внутренностей.
А зачем нам "на той же траектории"? У СА Союза есть аэродинамическое качество, если мы уменьшили массу аппарата на единицу площади, то разве не оказывается возможным даже для той же формы снижаться медленнее?
Кроме того, траектории, вероятно, будут радикально другими, чем у СА Союза. Хотелось бы, например - если это технически возможно - рассмотреть траектории минимальных перегрузок (напряжённость параметров, как правило, коррелирует с перегрузками) при входе со второй к.с. при условии, что "выскакивать" из атмосферы слишком высоко нельзя. Но при этом имеются возможности по аэродинамике, лучшие, чем, скажем, на Шаттле. Тут тоже есть специфические проблемы - например, при выходе в верхние слои атмосферы профиль торможения оказывается сильно зависящим от "погоды" этих слоёв, но это можно до какой-то степени компенсировать аэродинамическим управлением в более низких и предсказуемых слоях.
Такой, например, вопрос - как зависят минимальные перегрузки при входе на второй к.с. от аэродинамического качества, при условии, что, скажем, выше, ну пусть 350 км (с запасом?) обратно в космос выпрыгивать нельзя (чтобы пояса не проходить)?
Мне кажется, такое направление развития КК способно будет довести их безаварийность до показателей "почти массовой авиации", если использовать технологии, доступные или почти доступные сегодня.
Авмич, так какая доля энергии уходит в излучение у Шаттла/Бурана?
ЦитироватьАвмич, так какая доля энергии уходит в излучение у Шаттла/Бурана?
Не знаю. А что?
Говорят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
2. тепло не успевает дойти вглубь ТЗП и существенно нагреть силовую конструкцию из аллюминиевых сплавов (а сразу после остановки на полосе, к челноку подъезжает спецмашина и продувает конструкцию для охлаждения, и строго говоря, также, вроде и для нейтрализации несгоревшего топлива движков ориентации).
ЦитироватьГоворят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
2. тепло не успевает дойти вглубь ТЗП и существенно нагреть силовую конструкцию из аллюминиевых сплавов (а сразу после остановки на полосе, к челноку подъезжает спецмашина и продувает конструкцию для охлаждения, и строго говоря, также, вроде и для нейтрализации несгоревшего топлива движков ориентации).
Второе понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?
ЦитироватьВторое понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?
Не уверен, что именно всегда большая, но такое легко может быть: температура-то - в четвёртой степени. А время в конечном выражении - всего лишь в первой.
Если мы при увеличении времени спуска вдвое, снижаем температуру поверхности аппарата, ну, скажем, раза в полтора, то аппарат излучит в 2.5 раза меньше тепла. Но конструкциям аппарата достанется тепла всё же больше, потому что кондуктивный теплоотвод линейно зависит и от времени, и от температуры.
ЦитироватьА зачем нам "на той же траектории"? У СА Союза есть аэродинамическое качество, если мы уменьшили массу аппарата на единицу площади, то разве не оказывается возможным даже для той же формы снижаться медленнее?
Наверное, да. Но раз мы раньше потеряем скорость, нам потребуется выше АК для удержания в атмосфере той же плотности... разве нет?
Здесь нужно какого-то мудрого аэродинамика, что "чисто интуитивно" (то есть, прикидка типа "пол-палец-потолок") кажется, что большой выгоды тут не будет.
ЦитироватьНо при этом имеются возможности по аэродинамике, лучшие, чем, скажем, на Шаттле.
Но разве нам при этом не потребуется крыло (пусть интегрированое, но уже достаточно развитое)?
ЦитироватьТакой, например, вопрос - как зависят минимальные перегрузки при входе на второй к.с. от аэродинамического качества, при условии, что, скажем, выше, ну пусть 350 км (с запасом?) обратно в космос выпрыгивать нельзя (чтобы пояса не проходить)?
Здесь нужен кто-то хорошо разбирающийся в сверх- и гипер- звуке. :\
ЦитироватьЦитироватьГоворят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
2. тепло не успевает дойти вглубь ТЗП и существенно нагреть силовую конструкцию из аллюминиевых сплавов (а сразу после остановки на полосе, к челноку подъезжает спецмашина и продувает конструкцию для охлаждения, и строго говоря, также, вроде и для нейтрализации несгоревшего топлива движков ориентации).
Второе понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?
Общее количество тепла можно принять равным кинетической энергии.
Теплоотвод от излучения пропорционален четвертой степени температуры, а от конвенкции пропорционален первой степени скорости потока.
Кинетическая энергия там огромная - порядка десятков мегаджоулей на каждый килограмм массы, то есть чисто теплопоглощением там даже вольфрам превратится в пар, то есть нужно чем-то охлаждаться внешним, а воздух очень слабый теплоноситель и его нужно очень много.
- На больших высотах там вообще охлаждение воздухом никакое, и Конкорд и Ту-144, и кажется и SR-71 охлаждались собственным топливом, почему и могли лететь на сверхзвуке часами, не знаю как у F-22 а остальные могут лететь на сверхзвуке порядка 20 минут - только до перегрева - а ведь у сверхзвуковых энергия по крайней мере впятеро меньше.
Вобщем чисто трением об воздух можно тормозиться только очень быстро - чтобы максимум энергии отдать излучению и конвенкции в нижней атмосфере.
Еще можно потратить энергию аэродинамическими фигурами - Шаттл во время спуска делает несколько виражей со скольжением (это если на простом человеческом, когда самолет летит не прямо а боком с серьезным наклоном - энергия теряется очень быстро), но это очень опасный цирк на таких скоростях.
Вообще есть три способа создания подъемной силы:
1. Реактивный - отбросом массы
2. Бернулли - созданием над несущей поверхностью зоны пониженного давления
3. Волнолет - подъемная сила на сверх(гипер)звуке создается фронтом ударной волны, направленной на несущую поверхность
4. Вихревой - комбинация Бернулли и реактивного, когда поверхность работающая по принципу Бернулли направляет отброшенный воздух так что возникает вихрь из окружающего воздуха с отбросом массы, значительно превышающей массу непосредственно контактирующую с крылом (махолетчики говорят что присоединенная масса воздуха легко достигает 10 масс контактирующего воздуха)
Так вот сейчас вся авиация летает по Бернулли (только Валькирия, и прототипы используют волновой принцип), а это означает что несущая поверхность должна быть очень большой, тк нельзя снизить давление меньше вакуума, то есть разница давлений между верхней и нижней поверхностями очень низкая и соответственно низка плотность подъемной силы.
Но по крайней мере теоритически, можно для торможения отбрасывать воздух прямо против движения, используя собственную-же кинетическую энергию на разгон этого воздуха.
Как будет выглядеть такая конструкция я еще не знаю, но можно надеяться что теплопоток на корпусе у нее будет намного меньше чем у обычных возвращаемых аппаратов, тк эта конструкция успеет затормозиться на очень большой высоте.
Такой чисто технический вопрос. А кто нибудь знает, с какой максимальной скоростью можно обновлять измерения в GPS датчиках? Другими словами, какая минимальная разность между двумя изменениями по времени?
ЦитироватьТакой чисто технический вопрос. А кто нибудь знает, с какой максимальной скоростью можно обновлять измерения в GPS датчиках? Другими словами, какая минимальная разность между двумя изменениями по времени?
Примерно миллисекунда.
Ёмкость канала - примерно мегабит/с, размер корреляционного кадра - килобит, для измерения желательно, всё же, как минимум один кадр. Разумеется, предполагаем, что у нас как минимум четырёхканальный приёмник, а приём идеальный.
Чисто теоретически - можно ещё быстрее, но это уже сопряжено с допущениями, ограничениями и проблемами.
На практике GPS-приёмники толкают данные с частотой единиц-десятков Гц, не чаще.
А зачем это надо?
ЦитироватьЦитироватьТакой чисто технический вопрос. А кто нибудь знает, с какой максимальной скоростью можно обновлять измерения в GPS датчиках? Другими словами, какая минимальная разность между двумя изменениями по времени?
Примерно миллисекунда.
Ёмкость канала - примерно мегабит/с, размер корреляционного кадра - килобит, для измерения желательно, всё же, как минимум один кадр. Разумеется, предполагаем, что у нас как минимум четырёхканальный приёмник, а приём идеальный.
Чисто теоретически - можно ещё быстрее, но это уже сопряжено с допущениями, ограничениями и проблемами.
На практике GPS-приёмники толкают данные с частотой единиц-десятков Гц, не чаще.
А зачем это надо?
Спасибо! Да тут просто попробовал оценить возможные погрешности определения скорости при больших ускорениях и уперся в этот момент.
ЦитироватьЦитироватьВторое понятно. Первое не очень - имеется ли ввиду, что при быстром спуске большая часть уходит в излучение, чем при медленном? Если да, то почему? Казалось бы, при медленном спуске есть больше времени на излучение тепла?
Не уверен, что именно всегда большая, но такое легко может быть: температура-то - в четвёртой степени. А время в конечном выражении - всего лишь в первой.
Да, верно. Но уменьшить количество энергии, идущее в аппарат, хочется как раз потому, что хочется уменьшить пиковые значения - перегрузок, нагрева... Поэтому хочется энергии пускать как можно меньше, но при этом нагрев иметь тоже как можно меньше. Я понимаю, что это противоречивое требование.
ЦитироватьЦитироватьА зачем нам "на той же траектории"? У СА Союза есть аэродинамическое качество, если мы уменьшили массу аппарата на единицу площади, то разве не оказывается возможным даже для той же формы снижаться медленнее?
Наверное, да. Но раз мы раньше потеряем скорость, нам потребуется выше АК для удержания в атмосфере той же плотности... разве нет?
Да, но при более высоком АК "удержание" будет происходить на меньшей скорости. То есть, на одной и той же высоте при большем АК скорость оказывается меньшей - чтобы на этой высоте удерживаться. Форма здесь - форма траектории, а не аппарата; да и то, что значит форма... при более высоком АК траектория должна получаться более растянутой; насколько это "та же форма", вопрос другой.
ЦитироватьЗдесь нужно какого-то мудрого аэродинамика, что "чисто интуитивно" (то есть, прикидка типа "пол-палец-потолок") кажется, что большой выгоды тут не будет.
Качественно, мне кажется, большая АК снизит пиковые значения. Как косвенный аргумент - из каких-то соображений Демонстратор же делали.
ЦитироватьЦитироватьНо при этом имеются возможности по аэродинамике, лучшие, чем, скажем, на Шаттле.
Но разве нам при этом не потребуется крыло (пусть интегрированое, но уже достаточно развитое)?
Это неважно, хотя, наверное, понадобится :) . Собственно, в эту развитую аэродинамику, известную как крыло (которое к тому же лучше Шаттла), и уйдёт дополнительная масса.
ЦитироватьЦитироватьТакой, например, вопрос - как зависят минимальные перегрузки при входе на второй к.с. от аэродинамического качества, при условии, что, скажем, выше, ну пусть 350 км (с запасом?) обратно в космос выпрыгивать нельзя (чтобы пояса не проходить)?
Здесь нужен кто-то хорошо разбирающийся в сверх- и гипер- звуке. :\
Падение со 100 км на Земле в вакууме - это всего sqrt(2*10*100000) = 1,5 км/с = 5 М скорости. С одной стороны, скорость у аппарата будет в основном не от падения, а собственная. С другой, за счёт скорости аппарат может "сидеть" в более разреженных слоях, где теплопоток мал (в отличие от температуры торможения). Собственно, есть два встречных механизма - чем меньше температура поверхности, тем меньше рассеяние и, соответственно, большая энергия нагревает аппарат, и наоборот, чем дольше идёт спуск, тем больше времени на рассеяние тепла.
Надо посчитать, если, скажем, ограничить температуру поверхности каким-нибудь небольшим удобным значением, скажем (?) 900 К, то за какое время аппарат рассеет энергию второй к.с. :)
ЦитироватьСпасибо! Да тут просто попробовал оценить возможные погрешности определения скорости при больших ускорениях и уперся в этот момент.
Только в этот? :)
А погрешности при единичном измерении не смущают? Или это
очень большие скорости?
ЦитироватьПадение со 100 км на Земле в вакууме - это всего sqrt(2*10*100000) = 1,5 км/с = 5 М скорости. С одной стороны, скорость у аппарата будет в основном не от падения, а собственная. С другой, за счёт скорости аппарат может "сидеть" в более разреженных слоях, где теплопоток мал (в отличие от температуры торможения). Собственно, есть два встречных механизма - чем меньше температура поверхности, тем меньше рассеяние и, соответственно, большая энергия нагревает аппарат, и наоборот, чем дольше идёт спуск, тем больше времени на рассеяние тепла.
Надо посчитать, если, скажем, ограничить температуру поверхности каким-нибудь небольшим удобным значением, скажем (?) 900 К, то за какое время аппарат рассеет энергию второй к.с. :)
Вообще говоря, 900К - это довольно большое значение. Но тут действительно есть интересная возможность: можно увеличить теплоизоляцию, чтобы при малом тепловом потоке иметь такую температуру на поверхности. На Шаттле это не прошло, потому что при недостаточном теплоотводе внутрь (а больше и некуда отвадить) поверхность просто сгорит.
Но ПМСМ, не стОит идти от излучаемой температуры, ведь энергия в отброшенном аппаратом потоке - гораздо больше. Нельзя ли здесь как-то намудрить с аэродинамикой/формой аппарата, чтобы максимизировать именно её?
ЦитироватьЕщё один отвлечённый технический вопрос.
Какую долю энергии при спуске в атмосфере СА (абстрактный) рассеивает излучением со своей поверхности? То есть, если убрать...
В такой постановке вопрос просто не имеет смысла :)
Если это шатт или Буран - то доля излученного тепла весьма существенна (сколько именно - зависит от того, как считать долю; долю от чего).
Если Союз или тем более Восток - то пренебрежимо мала.
Вообще тут где-то были разные вариянты
http://forums.airbase.ru/2007/06/t55982--spusk-s-orbity-i-teplozaschita-ka.html
ЦитироватьГоворят что есть две причины почему стараются максимально быстро пройти торможение:
1. достаточно заметная часть энергии уходит в излучение.
Кто такое говорит и зачем ему верить?
ЦитироватьЕсли мы будем иметь просто бОльшую площадь у той же "фары" на той же траектории, то затормозимся лишь чуть раньше (в менее плотных слоях), а время торможения, скорости - будут всё те же самые (как и перегрузки).
Пик перегрузок будет такой же, а время уже поплывёт, а главное - тепловая нагрузка (как суммарная, так и в особенности удельная) будет уже значительно ниже. Можно получить разницу даже на порядок.
Цитироватьведь энергия в отброшенном аппаратом потоке - гораздо больше. Нельзя ли здесь как-то намудрить с аэродинамикой/формой аппарата, чтобы максимизировать именно её?
Можно - но получится фара (blunt body) :lol:
Вообще-то медленное торможение планированием в верхних слоях прикидывали еще в 1960-х, и вполне резонно заключили что просто некуда девать избыточное тепло - торможение с нагревом есть а атмосферы (теплоотвода) практически нет.
А демонстратор просто имеет очень большую площадь поверхности при очень малой массе - где-то читал что японцы хотели с орбиты бумажный самолетик запустить и всерьез рассчитывали что он успешно спустится.
ЦитироватьВообще-то медленное торможение планированием в верхних слоях прикидывали еще в 1960-х, и вполне резонно заключили что просто некуда девать избыточное тепло - торможение с нагревом есть а атмосферы (теплоотвода) практически нет.
Излучение, конечно. В те же 60, точнее, кажется, ещё раньше, в 40-е - Зенгер (Келдыш?) рассматривали излучение даже тогда, когда аппарат выпрыгивает из атмосферы - воздуха нет вообще, а охлаждение идёт.
ЦитироватьА демонстратор просто имеет очень большую площадь поверхности при очень малой массе - где-то читал что японцы хотели с орбиты бумажный самолетик запустить и всерьез рассчитывали что он успешно спустится.
Китай вообще деревянные модели с орбиты спускал :) правда, по условиям задачи не подходит - там организовывается абляция (хороших пород дуба, не иначе). При спусках ВА ТКС на затенённых участках даже бумага не догорала - что, видимо, подтверждает тезис Факира о том, что затуплённое тело с отсоединённым скачком хорошо переводит энергию в воздух помимо собственного нагрева.
А вот какую площадь поверхности надо иметь, чтобы успевать остывать...
ЦитироватьВообще тут где-то были разные вариянты
http://forums.airbase.ru/2007/06/t55982--spusk-s-orbity-i-teplozaschita-ka.html
А вариант с АК больше шаттловского есть?
ЦитироватьЦитироватьСпасибо! Да тут просто попробовал оценить возможные погрешности определения скорости при больших ускорениях и уперся в этот момент.
Только в этот? :)
А погрешности при единичном измерении не смущают? Или это очень большие скорости?
Данные про уровень погрешности при единичном измерении как раз есть. :)
ЦитироватьА вариант с АК больше шаттловского есть?
Чего ж не быть-то? Есть в книжках соответствующих кривульки и для несколько более совершенных конструкций. Но АК как таковое уже не очень сильно больше.
Там уже, вероятно, проще наигрывать не формой, а снижением нагрузки на площадь.
Увидел обсуждение возможностей GPS, и, надеюсь, кто то может пролить свет на такой технический вопрос.
Есть ограничение COCOM, о котором упоминается в даташитах на модули GPS, конкретней, что они не будут выдавать данные при одновременном превышении высоты (более 18 км) и скорости (более 500м/с), цифры пишу по памяти, они могут быть не совсем точными, но где то так.
Так что же выдает этот модуль в таком случае?
Насколько быстро он возобновит выдачу данных при уменьшении одного из параметров ниже указанной границы?
Может кто то слышал о взломанном ограничении и в каких модулях?
В модули Глонасс/GPS эти границы тоже закладываются?
ЦитироватьДанные про уровень погрешности при единичном измерении как раз есть. :)
Тут главное не попутать погрешность, единичного измерения и ту, которую даёт модуль GPS (он выдаёт усреднённый результат сотен-тысяч измерений, чем больше усредняем - тем точнее результат). Опубликованые везде цифры "погрешности" учитывают многократное измерение и усреднение результата.
ЦитироватьВообще-то медленное торможение планированием в верхних слоях прикидывали еще в 1960-х, и вполне резонно заключили что просто некуда девать избыточное тепло - торможение с нагревом есть а атмосферы (теплоотвода) практически нет.
Господи, какая ахинея.
ЦитироватьА демонстратор просто имеет очень большую площадь поверхности при очень малой массе
...что даёт двойной эффект.
ЦитироватьИзлучение, конечно. В те же 60, точнее, кажется, ещё раньше, в 40-е - Зенгер (Келдыш?) рассматривали излучение даже тогда, когда аппарат выпрыгивает из атмосферы - воздуха нет вообще, а охлаждение идёт.
Охлаждение как таковое в условиях спуска только и возможно излучением либо за сч. потери в-ва (абляции или транспирации, не суть).
Уж воздух никак не будет охлаждать :lol:
ЦитироватьКитай вообще деревянные модели с орбиты спускал :)
Раз в пятый уже про это слышу, но пока не видел внятных источников, что и как там было :)
Не поделишься? :)
Цитироватьправда, по условиям задачи не подходит - там организовывается абляция (хороших пород дуба, не иначе).
Не думаю, что для такой задачи будет такая уж принципиальная разница - хороший дуб или паршивая сосна :)
Ну, чисто навскидку, конечно. Сосна выглядит даже чутка получше, бо меньше плотность :)
ЦитироватьПри спусках ВА ТКС на затенённых участках даже бумага не догорала - что, видимо, подтверждает тезис Факира о том, что затуплённое тело с отсоединённым скачком хорошо переводит энергию в воздух помимо собственного нагрева.
Э-э, это чуть другая история - нагрев в аэродинамической тени вообще всегда значительно меньше, безотносительно к тому, отсоединён скачок, или нет.
Отсоединение скачка влияет в первую очередь на нагрев лба, именно ради него все игры.
Менять форму лба, чтобы поменять режим сзади - смысл? Он и так сравнительно мягкий.
ЦитироватьА вот какую площадь поверхности надо иметь, чтобы успевать остывать...
Неправильно поставлен вопрос :)
При большой площади девайс будет не успевать остывать, а не успеет нагреться :)
ЦитироватьНе думаю, что для такой задачи будет такая уж принципиальная разница - хороший дуб или паршивая сосна :)
Ну, чисто навскидку, конечно. Сосна выглядит даже чутка получше, бо меньше плотность :)
Может быть Вишня? :D фиг сожгёшь.
ЦитироватьЦитироватьНе думаю, что для такой задачи будет такая уж принципиальная разница - хороший дуб или паршивая сосна :)
Ну, чисто навскидку, конечно. Сосна выглядит даже чутка получше, бо меньше плотность :)
Может быть Вишня? :D фиг сожгёшь.
По существующим реально данным - ЕЛЬ таки лучше :lol:
ЦитироватьГоловной обтекатель БРПЛ "Trident -1" изготовлен из специального елового шпона, а его носовая часть - из фенольного стеклопластика. В зарубежной печати отмечается, что применение специального елового шпона обеспечило значительно лучшие характеристики головной части при выходе из атмосферы, чем другие испытывавшиеся материалы. При этом с выходом из плотных слоев атмосферы происходит обугливание только наружного слоя обтекателя, а остальные слои обеспечивают хорошую защиту приборного отсека и элементов ГЧ. Сброс (и увод с траектории полета ракеты) обтекателя производится на участке работы двигателя второй ступени с помощью твердотопливных двигателей.
Хотя это и при выводе ракеты
По-моему у китайцев была кора дуба чем-то пропитанная :roll:
Не хочу показаться назойливым :) , но повторю свой вопрос.
Так как он для меня важен.
Увидел обсуждение возможностей GPS, и, надеюсь, кто то может пролить свет на такой технический вопрос.
Есть ограничение COCOM, о котором упоминается в даташитах на модули GPS, конкретней, что они не будут выдавать данные при одновременном превышении высоты (более 18 км) и скорости (более 500м/с), цифры пишу по памяти, они могут быть не совсем точными, но где то так.
Так что же выдает этот модуль в таком случае?
Насколько быстро он возобновит выдачу данных при уменьшении одного из параметров ниже указанной границы?
Может кто то слышал о взломанном ограничении и в каких модулях?
В модули Глонасс/GPS эти границы тоже закладываются?
ЦитироватьНе хочу показаться назойливым :) , но повторю свой вопрос.
Так как он для меня важен.
Увидел обсуждение возможностей GPS, и, надеюсь, кто то может пролить свет на такой технический вопрос.
Есть ограничение COCOM, о котором упоминается в даташитах на модули GPS, конкретней, что они не будут выдавать данные при одновременном превышении высоты (более 18 км) и скорости (более 500м/с), цифры пишу по памяти, они могут быть не совсем точными, но где то так.
Так что же выдает этот модуль в таком случае?
Насколько быстро он возобновит выдачу данных при уменьшении одного из параметров ниже указанной границы?
Может кто то слышал о взломанном ограничении и в каких модулях?
В модули Глонасс/GPS эти границы тоже закладываются?
А вам зачем? :wink: Просто если такие ограничения и есть (а не просто расчетный диапазон высот, цифры слишком круглые) то это сделано явно чтобы ограничить военное применение. Так как их гражданских аппаратов с такой скоростью, пожалуй, только Конкорд летал..
В целом же GPS допустим чуть ли не до ГСО, по крайней мере на МКС и Шатле летал..
Так что если такое ограничение и реализовано, то только программно, следовательно, при снижении параметров, ниже этих границ блок сразу начнет работать.
ЦитироватьА вам зачем? :wink:
Никогда не скрывал.
Тот проект, который должен быть реализован (на форуме Авиабазы, АРМ1) превысит эти границы.
Хотелось бы, чтобы мои и ваши рассуждения оказались правильными.
То, что это программное ограничение - коню понятно.
А вот что будет дальше - коню непонятно :)
Поскольку смоделировать это на коленке нельзя, ищу людей, кто бы с этим был реально знаком.
Задал этот вопрос на стенде МАКСА - парень знал не более того коня.
Там ещё и на ускорение лимит в 1 "Же"
Хакеры научились снимать эти ограничения у старых приёмников SIRF II с какими-то индексами, с SIRF III пока прогресса в этом направлении нет.
Утверждается, что чип выдаёт правильные координаты практически мгновенно, после снятия критерия запрета. Практически - доли секунды, максимум - одна секунда.
ЦитироватьТам ещё и на ускорение лимит в 1 "Же"
Хакеры научились снимать эти ограничения у старых приёмников SIRF II с какими-то индексами, с SIRF III пока прогресса в этом направлении нет.
Утверждается, что чип выдаёт правильные координаты практически мгновенно, после снятия критерия запрета. Практически - доли секунды, максимум - одна секунда.
Ограничение порядка 1 Ж (в разных-по разному) оговаривается в граничных условиях эксплуатации, а ограничения COCOM - отдельно, и там только высота и скорость.
Есть ли данные о зависимости массы ракеты Союз от времени, на этапе работы 1-й ступени?
Спредшит считает, да и по расходу топлива, я думаю, посчитать несложно. Единственно сложно учесть расход топлива на предварительной и промежуточной ступени тяги.
А есть где спредшит скачать?
У меня, Дмитрия В. и Суслова точно есть. :wink:
Кучка ссылок на open source инициативы на тему GPS - http://home.earthlink.net/~cwkelley/ - по идее должны быть без ограничений
Нет ли у кого данных о проницаемости материалов для газообразного водорода под давлением? Температуры порядка комнатных. Интересно, сколько водорода утечёт в единицу времени через стенку единичной толщины при заданных температуре и давлении, для популярных материалов :) .
качайте "Водород.Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение" Справочник. изд Химия 1989г
Для всех достаточно толстых конструкционных материалов при комнате проницаемость "в лоб" пренебрежимо мала. Утечки происходят через неплотности, непровары, прокорродированые участки.
Цитироватькачайте "Водород.Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение" Справочник. изд Химия 1989г
http://letitbit.net/download/3119.d30b427e53022a400f25fb86c/Vodorod._Spravochnik.rar.html
Ссылка рабочая, проверил
Насколько больше груз можно вывести на круговую 19 000 км чем на ГСО? Судя по тому что Навстары или Глонассы летают там радиации на такой высоте уже мало и можно лететь далее на ГСО на ионнниках...
ЦитироватьНасколько больше груз можно вывести на круговую 19 000 км чем на ГСО? Судя по тому что Навстары или Глонассы летают там радиации на такой высоте уже мало и можно лететь далее на ГСО на ионнниках...
Тут дело вовсе не в радиации.
Законы орбитальной механики таковы, что при выведении на высокие круговые орбиты, проще говоря, чем выше апогей, тем меньше расход хар-ской скорости (как правило).
К примеру, при старте
с экватора:
Расход ХС для выхода на ГСО=2457+1478=3935 м/с
Расход ХС для выхода на 19тыс.км-круг=2028+1421=3449 м/с.
То есть экономия ХС всего 13,3%. При этом на дальнейший перелет на малой тяге потратится столько ХС, что расход топлива не компенсируется даже сверхвысоким УИ лучших ЭРД.
Если же учесть ещё и поворот плоскости орбиты (пуск с начальным накл.=51,6 град), то на поворот плоскости на пониженной высоте потребуется в несколько раз больше топлива, чем при прямом выведении.
При старте
с широты 51,6 град. :
Расход ХС для выхода на ГСО=2490+2358=4848 м/с
Расход ХС для выхода на 19тыс.км-круг(накл.=0): 2043+3036=5079 м/с.
Так что никакой экономии тут не получится.
Кто опознает снимок:
(http://i060.radikal.ru/1002/ac/9f94c23991d4.jpg)
Судя по индексу 8С816 это первая ступень 8К84 (УР-100).
Справа соответственно вторая.
Это фото было на сайте Вэйда как иллюстрация ступени УР-200-2.
http://astronautix.com/stages/ur2002.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60759.jpg)
(http://s45.radikal.ru/i109/0909/cb/332be5588466.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61634.jpg)
(http://s001.radikal.ru/i194/1002/dd/4a41ba630b9f.jpg)
Спасибо! :)
Почему ЖВ сложно хранить на орбите долго?
В том смысле, что вокруг вакуум, и если закрыться от внешних эмиттеров тепла зеркальной плёнкой, известной как ЭВТИ, то вроде бы нагреву неоткуда браться.
В чём тут дело?
ЦитироватьПочему ЖВ сложно хранить на орбите долго?
В том смысле, что вокруг вакуум, и если закрыться от внешних эмиттеров тепла зеркальной плёнкой, известной как ЭВТИ, то вроде бы нагреву неоткуда браться.
В чём тут дело?
Переход орто-водорода в пара-водород? Правда достаточно недельку предварительно захолаживать его в баке на земле, что бы весь переход закончился.
Кроме того теплота испарения, если верить wiki, 904 Дж/моль, т.е. Для бака диаметром метр, вмещающего 37 килограмм водорода для обеспечения потерь на испарение не больше 1% в неделю необходимо обеспечить теплопоток не выше 0,28 Вт. Много это или мало, сказать не могу.
Ну, про то, что весь орто- переводится в пара-, ещё Кларк писал, с катализатором на окиси железа. ЖВ, который идёт в космос в баках РБ, уже весь пара-.
Теплота испарения - да, но если бак имеет ограниченный тепловой контакт с другими частями системы, и закрыт от прямых тепловых лучей ЭВТИ, то, мне кажется, тепловой поток можно иметь и меньше, чем 0,24 Вт, как я понимаю, на м2. Или нет, и в этом дело? То есть, вопрос такой - каковы причины испарения водорода, на самом деле, если, конечно, это известно - и я уверен, известно?
Может, водород через стенки диффундирует? :roll:
ЦитироватьНу, про то, что весь орто- переводится в пара-, ещё Кларк писал, с катализатором на окиси железа. ЖВ, который идёт в космос в баках РБ, уже весь пара-.
Теплота испарения - да, но если бак имеет ограниченный тепловой контакт с другими частями системы, и закрыт от прямых тепловых лучей ЭВТИ, то, мне кажется, тепловой поток можно иметь и меньше, чем 0,24 Вт, как я понимаю, на м2. Или нет, и в этом дело? То есть, вопрос такой - каковы причины испарения водорода, на самом деле, если, конечно, это известно - и я уверен, известно?
При чем тут Кларк? Орто-пара конверсия еще во времена Камерлинг-Оннеса изучена.
На орбите теплопотери идут
1) через ЭВТИ - зависит от "вакуума" за бортом, как наклеено, куда солнышко светит и тп
2) опоры бака (при старте несут нагрузку) - довольно хреновый теплоизолятор
3) многочисленные трубочки (и столб газа в них) - тоже хреновый теплоизолятор.
0,28 Вт - очень малый теплоприток, к примеру теплоприток от орбитального ИК детектора примерно такой же, соответственно для бочки с криоагентом будет намного больше.
Конечно если задаться целью соорудить все можно. Вот были спутники ИК наблюдения с сублимационным криогеным охлаждением так для них криоагента на ~1,2 года полета хватало.
ЦитироватьЦитироватьНу, про то, что весь орто- переводится в пара-, ещё Кларк писал, с катализатором на окиси железа. ЖВ, который идёт в космос в баках РБ, уже весь пара-.
Теплота испарения - да, но если бак имеет ограниченный тепловой контакт с другими частями системы, и закрыт от прямых тепловых лучей ЭВТИ, то, мне кажется, тепловой поток можно иметь и меньше, чем 0,24 Вт, как я понимаю, на м2. Или нет, и в этом дело? То есть, вопрос такой - каковы причины испарения водорода, на самом деле, если, конечно, это известно - и я уверен, известно?
При чем тут Кларк? Орто-пара конверсия еще во времена Камерлинг-Оннеса изучена.
Изучена да, а Кларк - вот этот, http://en.wikipedia.org/wiki/John_D._Clark - просто писал об этом хорошо. Уверен, сильно лучше Камерлинг-Оннеса.
ЦитироватьНа орбите теплопотери идут
1) через ЭВТИ - зависит от "вакуума" за бортом, как наклеено, куда солнышко светит и тп
ЭВТИ не наклеивают. ЭВТИ обматывают. Во много слоёв. Между слоями - вакуум, и действительно, требуется хороший вакуум, чтобы ЭВТИ работала. Но на орбите работает хорошо.
Цитировать2) опоры бака (при старте несут нагрузку) - довольно хреновый теплоизолятор
Об этом упоминалось. Если бак обмотан ЭВТИ хорошо, но алюминиевой балкой толщиной в палец закреплён на раме, которая подставлена Солнцу, конечно, эта рама нагревателем будет. Поэтому креплению бака надо уделять внимание, в данном случае в смысле снижения теплопередачи.
Цитировать3) многочисленные трубочки (и столб газа в них) - тоже хреновый теплоизолятор.
То же самое.
Цитировать0,28 Вт - очень малый теплоприток, к примеру теплоприток от орбитального ИК детектора примерно такой же, соответственно для бочки с криоагентом будет намного больше.
Конечно если задаться целью соорудить все можно. Вот были спутники ИК наблюдения с сублимационным криогеным охлаждением так для них криоагента на ~1,2 года полета хватало.
Нет, интересно, как эта проблема стоит перед людьми типа разработчиков, скажем, Центавра. Или КВРБ (или как там он сейчас называется).
Повторил расчёт Гекаты - оказывается, не так его понял, 0,28 Вт - это не на кв. м поверхности, а на всю сферу диаметром 1 м. Хотя, конечно, 1% в неделю - это для многих применений величина приемлемая.
ЦитироватьПовторил расчёт Гекаты - оказывается, не так его понял, 0,28 Вт - это не на кв. м поверхности, а на всю сферу диаметром 1 м. Хотя, конечно, 1% в неделю - это для многих применений величина приемлемая.
Очевидно, что долгое хранение водорода имеет малую область применения - трансфер на поверхность луны, и гипотетически - Марса.
В первом случае 1% в неделю, да годиться. Второй случай слишком фантастичен.
Еще есть двигательная экзотика: VASIMR, ЯРД и т.п. где тоже надо долго хранить ЖВ.
ЦитироватьИзучена да, а Кларк - вот этот, http://en.wikipedia.org/wiki/John_D._Clark - просто писал об этом хорошо. Уверен, сильно лучше Камерлинг-Оннеса
Пишут на заборе :D. А вот теория-другое дело. Кстати интересно, при замене водорода хотя бы на нормальный на первой ступени энергетика должна чуствительно подрасти. Где желающие?
ЦитироватьЭВТИ не наклеивают. ЭВТИ обматывают. Во много слоёв. Между слоями - вакуум, и действительно, требуется хороший вакуум, чтобы ЭВТИ работала. Но на орбите работает хорошо.
Кто как, кто как :D, бывает всякое. Кстати ЭВТИ надо сверху кожухом защитить, ибо мало ли чего сядет. Так что просто обмотать - не годится.
Цитироватьно алюминиевой балкой толщиной в палец закреплён на раме, которая подставлена Солнцу, конечно, эта рама нагревателем будет.
Нет на алюминии внутрений сосуд не крепят - там цепи (на земле) либо слоистые опоры металл-пластик.
ЦитироватьНет, интересно, как эта проблема стоит перед людьми типа разработчиков, скажем, Центавра. Или КВРБ (или как там он сейчас называется).
Господи в чем проблема :shock:. ЭВТИ, опоры - вылизанно, вопрос в технологии. Теплопроток по трубочкам~мощности разгонного блока. Что тут оптимизировать?
Какова ХС, масса топлива и конечная масса (на момент окончания АУТ) Space Ship One ?
В вики указана сухая масса 1200 кг и стартовая 3600. Уи двигателя 2450 м/с.
Если предположить что масса ПН (экипажа) составляет 400-500 кг а все остальное - топливо, то с учетом УИ получается ХС почти 2 км/с.
Даже если предположить, что указан максимальный УИ, а средний 2200 м/с - получается 1780 м/с ХМ.
Максимальная скорость на момент окончания АУТ заявлена порядка 1 км/с.
Как это возможно? Не могут же потери (гравитационные и на управление) составлять 50% от скорости? Или для вертикально стартующих суборбитальников таки могут?
ЦитироватьКакова ХС, масса топлива и конечная масса (на момент окончания АУТ) Space Ship One ?
В вики указана сухая масса 1200 кг и стартовая 3600. Уи двигателя 2450 м/с.
Если предположить что масса ПН (экипажа) составляет 400-500 кг а все остальное - топливо, то с учетом УИ получается ХС почти 2 км/с.
Даже если предположить, что указан максимальный УИ, а средний 2200 м/с - получается 1780 м/с ХМ.
Максимальная скорость на момент окончания АУТ заявлена порядка 1 км/с.
Как это возможно? Не могут же потери (гравитационные и на управление) составлять 50% от скорости? Или для вертикально стартующих суборбитальников таки могут?
Зависит от тяги. От тяги зависит время работы движка - пока это он выработает топливо - а от времени уже потери.
А в сухую массу 1200 кг точно всё кроме ПГ входит? Или возможно только планер? Могли ли не включить в эту массу корпус ГРД, он ведь к планеру не относится?
А вообще разница между общей ХС и конечной скоростью включает ещё и потери на аэродинамику и подъем до высоты окончания работы движка, неизрасходованные остатки и, конечно, запас на различные "разбросы характеристик". Так что в целом правдоподобно.
Не, все правильно.
Я гравпотери не учел :oops:
С ними все сходится.
Товарищи, можно задать ряд глупых вопросов о ЖРД 8Д74?
1. Датчиком РКС (регулирование кажущейся скорости) является датчик давления в КС. Что является датчиком системы одновременного опорожнения баков? Датчики уровня в баках компонентов жидкого топлива?
2. Почему на 8Д75 в системе СОБ дроссель стоит не на магистрали горючего, а на магистрали окислителя?
3. Каковы температура и давление азота после испарителя?
Заранее спасибо за ответы.
P. S. ответ на первый вопрос нашёл у Чертока в первой книге.
ЦитироватьКаковы температура и давление азота после испарителя?
(http://www.lpre.de/upload/R7_N2.jpg)
Это для РД-108.
Для РД-107 тоже самое, за исключением расхода: 1.75 +- 0.15 кг/с
Спасибо!
Гость 22, если вас не затруднит.
Допустим, нет конструкционных ограничений по температуре в кислород-керосиновом ЖРД. Стал бы рости УИ с ростом температуры?
ЦитироватьГость 22, если вас не затруднит.
Допустим, нет конструкционных ограничений по температуре в кислород-керосиновом ЖРД. Стал бы рости УИ с ростом температуры?
Не Гость 22, но давайте уточним, откуда возьмется повышение температуры? Самая высокая Тк по идее должна получатся при стехиометрическом горении, но оно не выгодно по УИ.
И да, давление в КС влияет на проблемы охлаждения камеры гораздо больше, чем температура (я про реальные конструкции).
ЦитироватьГость 22, если вас не затруднит.
Допустим, нет конструкционных ограничений по температуре в кислород-керосиновом ЖРД. Стал бы рости УИ с ростом температуры?
Если Вы имеете ввиду температуру генераторного газа, то ее рост позволил бы поднять давление в камере. Рост давления в камере приводит к повышению удельного импульса.
Если Вы имеете ввиду температуру в камере сгорания, то максимальный удельный импульс, как правило, достигается не при максимальной температуре в камере.
putnik, спасибо, ответ принят.
hecata, вы правы :). Из разных картинок у меня сложилось впечатление, что температура в камере сгорания уже предельная для конструкции. Например, в первом Мерлине, чтобы понизить температуру изменили соотношение в пользу керосина. Поэтому я осторожно так усомнился в оптимальном соотношении компонентов.
Чуть дополню.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
Информация к размышлению:
1) Здесь на форуме мелькала информация, что на движках семейства РД-170 потери УИ на завесы достигают ~10 c.
2) Предлагаемая РККЭ модернизация движка у РБ ДМ (создание РД-58МФ) предполагает заметное увеличение его УИ при снижении давления в КС и тяги - до 5 тс. Как можно судить, этого предполагается достичь за счет отказа от (или существенного уменьшения) завес охлаждения в КС.
3) Повышение УИ на движках Союзов серии ФГ получено, как я понял, за счет оптимизации внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива.
ЦитироватьЧуть дополню.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
АльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
ЦитироватьИнформация к размышлению:
1) Здесь на форуме мелькала информация, что на движках семейства РД-170 потери УИ на завесы достигают ~10 c.
Двигатель как раз оптимизирован на максимальный УИ. Если снизить давление в 5 раз - то можно отказаться от завесы. Но УИ почему-то в итоге упадет...
Цитировать3) Повышение УИ на движках Союзов серии ФГ получено, как я понял, за счет оптимизации внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива.
Новая форсуночная головка, ну собственно это и есть "оптимизация внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива."
ЦитироватьЦитироватьЧуть дополню.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
АльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
А разъяснить?
Не помню я уже этот термин, простите.
ЦитироватьЦитироватьИнформация к размышлению:
1) Здесь на форуме мелькала информация, что на движках семейства РД-170 потери УИ на завесы достигают ~10 c.
Двигатель как раз оптимизирован на максимальный УИ. Если снизить давление в 5 раз - то можно отказаться от завесы. Но УИ почему-то в итоге упадет...
Не доводите идею до абсурда. В условии как раз упоминался случай, когда ограничений по тепловому режиму НЕТ. То есть отказаться от завесы, БЕЗ снижения давления. ;) И изменить соотношение по критерию максимального УИ.
ЦитироватьЦитировать3) Повышение УИ на движках Союзов серии ФГ получено, как я понял, за счет оптимизации внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива.
Новая форсуночная головка, ну собственно это и есть "оптимизация внутрикамерных процессов и повышения полноты сгорания топлива."
Да, замена ~300 двухкомпонентных форсунок на ~1000 однокомпонентных. Я помню. Это позволило улучшить смешение и полноту сгорания в камере - об этом и речь.
ЦитироватьАльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
не равен 1 ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧуть дополню.
Если отказаться от завесы (что возможно при предлагаемом условии) и тем приблизиться к стехиометрии и заодно повысить толноту сгорания в КС, то можно получить ещё дополнительный прирост УИ.
АльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
А разъяснить?
Не помню я уже этот термин, простите.
Отказ от завес позволяет приблизиться к оптимальному соотношению компонентов, при котором достигается максимальный УИ, а не к стехиометрии.
АльфаОК - коэффициент избытка окислителя. Равен 1 при стехиометрии.
ЦитироватьНе доводите идею до абсурда. В условии как раз упоминался случай, когда ограничений по тепловому режиму НЕТ. То есть отказаться от завесы, БЕЗ снижения давления. ;) И изменить соотношение по критерию максимального УИ.
Согласен, хотя Тк при снижении давления слабо поменяется, упадет теплопоток... Ну при этом упадет температура огневой стенки, так что вы правее :) Хотя вот опять же - в ЭРД тепература - десятки Эв (т.е. сотни тысяч градусов), но из-за давления в тысячные доли атм никакого охлаждения не требуется. Т.е. тут несколько ветвей рассуждения, с исходной постановкой.
ЦитироватьЦитироватьАльфаОК != 0 и в двигателях без завес.
не равен 1 ;)
:oops:
Вспоминал от чего он считается, 0 или 1, и подумал что
избыток должен считаться от нуля ;)
ЦитироватьОтказ от завес позволяет приблизиться к оптимальному соотношению компонентов, при котором достигается максимальный УИ, а не к стехиометрии.
Да, верно. Я это и хотел сказать, впопыхах перепутал. В приведенной у
hecata цитате так и написано. ;)
hecata - ЭРД мы тут вроде не обсуждали.
Здравствуйте! Другу задали курсовик - рассчитать в Ansys-е боеголовку БРСД 8К51 (Р-5М), проектировочный расчёт. Требуются материалы корпуса, геометрические размеры, масса (ориентировочная) ядерного заряда.
Буду очень благодарен.
Цитировать... В бортовой инструкции о клапане написано только следующее: "В случае посадки на воду и при невозможности открыть люк из-за волнения моря, а так же в случае длительного отсутствия групп поиска (более часа), космонавтам разрешается открыть вентиляционный клапан.
Через час после посадки разрешается открыть!!!, а он открылся на высоте 170 км. Вот в чем причина гибели экипажа "Союза-11".
Почему не пробка на резьбе с рукояткой,из каких соображений клапан?
Цитировать... Вообще-то, из соображений центровки практически на всех кислородно-керосиновых РН бак кислорода находится сверху, а бак керосина - внизу. ;)
Странно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock:
ЦитироватьСтранно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock:
:shock: :lol: кислород по удельной плотности намного легче керосина
ЦитироватьЦитировать... Вообще-то, из соображений центровки практически на всех кислородно-керосиновых РН бак кислорода находится сверху, а бак керосина - внизу. ;)
Странно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock:
Чего странного-то? На РН требуется обеспечить максимально верхнее (ближе к носовой части) положение ц.м., дабы обеспечить минимальную "разбежку" между ц.м. и ц.д.
ЦитироватьЦитироватьСтранно,керосин легче жидкого кислорода,кислородный бак имеет еще вес теплоизоляции,тем не менее,кислород сверху керосина. :shock:
:shock: :lol: кислород по удельной плотности намного легче керосина
Как раз наоборот.
А рассматривали ли где вариант ракетного двигателя с "двуступенчатым" газогенератором? Название, естественное, условное. Имеется ввиду следующая схема: в водороде (например), сжигается немного кислорода до максимальной температуры на входе в турбину, в турбине газ расширяется и охлаждается, потом в нем сжигается ещё немного кислорода, и снова на турбину.
Понятно, что если газогенератор на основных компонентах, то обычная замкнутая схема проще и не хуже. Но если у газогенератора своё топливо которое "дороже", то может такой выверт имеет смысл?
Скажем, для керосин-кислородного двигателя с газогенератором на водороде - водород дороже, сильно менее плотный, сложнее в обращении. Хорошо бы его съэкономить.
Или для керосинового двигателя с газогенератором на спирту - у спирта энергетика хуже, и если его съэкономить, общий У.И. вырастет...
Имхо так ничего не сэкономится. всё станет только сложнее и хуже. (
Такие схемы не зарегулируешь по стабильности внутренних процессов, особенно на переменных режимах.
В открытой схеме мятый газ имеет низкое давление и дожигать его сложно.
ЦитироватьИмхо так ничего не сэкономится. всё станет только сложнее и хуже. (
Спасибо за "экспертную оценку". Что станет сложнее, это понятно. Но почему хуже?
ЦитироватьТакие схемы не зарегулируешь по стабильности внутренних процессов, особенно на переменных режимах.
Не очень понятно, в чём основные проблемы. Вроде подачей компонентов на каждую "ступень" отдельно можно регулировать. Ну алгоритмы сложные, но сейчас это вроде не такая уж проблема?
ЦитироватьВ открытой схеме мятый газ имеет низкое давление и дожигать его сложно.
Конечно, имелость ввиду что давление в первой "ступени" будет высокое, скорее ближе к замкнутой схеме. А в чём проблема с дожиганием достаточно горячей смеси "водяной пар + водород", с большой долей водорода? Сжигают же в авиационных двигателях воздух с его 80% процентами инертного азота. И давление там вполне умеренное.
Создаётся оно компрессором. Будем компрессор ставить?
Товарищи, помогите разобраться с таким вопросом: где у ЖРД 8Д44 коллектор подвода горючего к камере сгорания (у среза сопла или между критикой и срезом)?
Почему возник такой вопрос.
За то, что горючее подводится к срезу:
1. ПГС ЖРД
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21891.jpg)
Сайт www.lpre.de
2. Описание ПГС
"Горючее по двум подводящим трубопроводам поступает в коллектор, откуда 50% расхода поступает в охлаждающий тракт нижнего блока сопла, а остальная, минуя охлаждающий тракт нижнего блока сопла по двум трубопроводам, перебрасывается в коллектор верхнего блока. Это позволяет при достаточно надёжном охлаждении камеры снизить гидравлическое сопротивление тракта охлаждения камеры."
Сайт www.lpre.de
3. Схему камеры:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21892.jpg)
4. Фотография УР-200
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_031/images/IMG_2657.jpg)
Сайт www.novosti-kosmonavtiki.ru
За то, что горючее подводится к коллектору, расположенному между критикой и срезом:
1. Фотографии:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21893.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21894.jpg)
Сайт www.lpre.de
2. ЖРД 8Д44, выставленный в демзале нашей кафедры, имеет подвод НДМГ имеено в таком варианте - без коллектора на срезе и отводящих трубопроводов.
ЦитироватьТоварищи, помогите разобраться с таким вопросом: где у ЖРД 8Д44 коллектор подвода горючего к камере сгорания (у среза сопла или между критикой и срезом)?
Почему возник такой вопрос.
За то, что горючее подводится к срезу:
1. ПГС ЖРД
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21891.jpg)
Сайт www.lpre.de
2. Описание ПГС
"Горючее по двум подводящим трубопроводам поступает в коллектор, откуда 50% расхода поступает в охлаждающий тракт нижнего блока сопла, а остальная, минуя охлаждающий тракт нижнего блока сопла по двум трубопроводам, перебрасывается в коллектор верхнего блока. Это позволяет при достаточно надёжном охлаждении камеры снизить гидравлическое сопротивление тракта охлаждения камеры."
Сайт www.lpre.de
3. Схему камеры:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21892.jpg)
4. Фотография УР-200
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_031/images/IMG_2657.jpg)
Сайт www.novosti-kosmonavtiki.ru
За то, что горючее подводится к коллектору, расположенному между критикой и срезом:
1. Фотографии:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21893.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/21894.jpg)
Сайт www.lpre.de
2. ЖРД 8Д44, выставленный в демзале нашей кафедры, имеет подвод НДМГ имеено в таком варианте - без коллектора на срезе и отводящих трубопроводов.
А чем Вас не устраивает ответ, приведенный Вами в п.2? Там написано, что подводится сначала на коллектор у среза (коллектор 1) и из него 50% перебрасывается коллектор между критикой и срезом (коллектор 2). Два потока от двух коллекторов объединяются в районе коллектора 2 и далее охлаждая камеру движутся в сторону форсуночной головки.
ЦитироватьА чем Вас не устраивает ответ, приведенный Вами в п.2? Там написано, что подводится сначала на коллектор у среза (коллектор 1) и из него 50% перебрасывается коллектор между критикой и срезом (коллектор 2). Два потока от двух коллекторов объединяются в районе коллектора 2 и далее охлаждая камеру движутся в сторону форсуночной головки.
Тем, что на некоторых двигателях это не так - подвод всего расхода горючего идёт на коллектор между критикой и срезом.
Я специально ходил в демзал кафедры - там стоит вариант двигателя именно с единым коллектором.
ЦитироватьЦитироватьА чем Вас не устраивает ответ, приведенный Вами в п.2? Там написано, что подводится сначала на коллектор у среза (коллектор 1) и из него 50% перебрасывается коллектор между критикой и срезом (коллектор 2). Два потока от двух коллекторов объединяются в районе коллектора 2 и далее охлаждая камеру движутся в сторону форсуночной головки.
Тем, что на некоторых двигателях это не так - подвод всего расхода горючего идёт на коллектор между критикой и срезом.
Я специально ходил в демзал кафедры - там стоит вариант двигателя именно с единым коллектором.
Просто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.
ЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.
Это понятно. Меня удивляет, что один и тот же двигатель имеет разные схемы подвода горючего.
Возможно это ранняя и поздняя его модификации.
ЦитироватьЦитироватьИмхо так ничего не сэкономится. всё станет только сложнее и хуже. (
Спасибо за "экспертную оценку". Что станет сложнее, это понятно. Но почему хуже?
Так я прямо там же сразу и написал.
Это если "забыть" о том, что
сложнее - это и значит
хуже.
ЦитироватьЦитироватьТакие схемы не зарегулируешь по стабильности внутренних процессов, особенно на переменных режимах.
Не очень понятно, в чём основные проблемы. Вроде подачей компонентов на каждую "ступень" отдельно можно регулировать. Ну алгоритмы сложные, но сейчас это вроде не такая уж проблема?
Да, можно. Да, алгоритмов много. Но несмотря на это на пусковых и переменных режимах большинство новых движков горят и взрываются, а на основных режимах не добирают характеристик.
Причин тому море и можно очень долго отвечать на все "почему".
Вы бы для начала хотя бы поинтересовались схемами регулирования ЖРД и возникающими при испытаниях проблемами.
Правда, больша часть этих данных относится к "интеллектуальному багажу" разработчиков и на люди не выносится, но в конце 90-х - начале 2000-х кое-какие публикации всё же были, в том числе и в НК.
В конце концов большинство этих проблем как-то решаются, но ряд технических решений не идёт в серию либо из-за недостаточной
итоговой надёжности, либо из-за недостаточной эффективности.
То бишь - "овчинка выделки не стоит".
Конкретно по вашей идее - тут сама трёхкомпонентность неслабый минус. Дополнительные баки, увязка их в силовую схему и ПГС, межбаки и т.п.
Ещё могу подсказать два слова - пульсации давления. Поинтересуйтесь, что за звер, и как его забороть. ;)
Кстати, подобные идеи в основном активно рассматривались двигательными КБ ещё в 50е - 60е. Да и позднее поднимались (и поднимаются), в основном приходящими молодыми поколениями.
ЦитироватьЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.
Это понятно. Меня удивляет, что один и тот же двигатель имеет разные схемы подвода горючего.
Это вообще-то происходит достаточно регулярно, когда конструкция дорабатывается и совершенствуется по результатам натурных испытаний (или, как говорит
Salo, в более поздних модификациях).
Мне кажется, в приведенной Вами цитате как раз намёк на описание усовершенствованного варианта.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПросто это разные варианты решения одной и той же задачи. Можно и так и так.
Это понятно. Меня удивляет, что один и тот же двигатель имеет разные схемы подвода горючего.
Это вообще-то происходит достаточно регулярно, когда конструкция дорабатывается и совершенствуется по результатам натурных испытаний (или, как говорит Salo, в более поздних модификациях).
Мне кажется, в приведенной Вами цитате как раз намёк на описание усовершенствованного варианта.
Не соглашусь. Мне представляется, что вариант с одним коллектором и есть усовершенствованный вариант, а не тот, что в описании. С одним коллектором и масса меньше и конструкция проще и стоимость меньше.
ЦитироватьС одним коллектором и масса меньше и конструкция проще и стоимость меньше.
А гидросопротивление и результирующий УИ ?
Но может быть Вы и правы, не буду настаивать - но тут вопрос, существуют ли вообще две модификации?
По двум нижним снимкам С-300 видно, что это просто
движок без нижней секции сопла (в демзалах такое не редкость, экспериментальная матчасть - движки можно отрабатывать и без нижней секции), соответственно вопрос - а правильно ли им понята конструкция схемы подвода?
ЦитироватьЦитироватьС одним коллектором и масса меньше и конструкция проще и стоимость меньше.
А гидросопротивление и результирующий УИ ?
Но может быть Вы и правы, не буду настаивать - но тут вопрос, существуют ли вообще две модификации?
По двум нижним снимкам С-300 видно, что это просто движок без нижней секции сопла (в демзалах такое не редкость, экспериментальная матчасть - движки можно отрабатывать и без нижней секции), соответственно вопрос - а правильно ли им понята конструкция схемы подвода?
Да, суммарное гидросопротивление будет выше, но не на много, поскольку доля сопротивления на участке сопла между двумя коллекторами незначительна по сравлению с общим сопротивлением тракта горючего. При неизменной геометрии камеры и тяги и, следовательно, давлении в камере, удельный импульс не изменится.
ЦитироватьПо двум нижним снимкам С-300 видно, что это просто движок без нижней секции сопла (в демзалах такое не редкость, экспериментальная матчасть - движки можно отрабатывать и без нижней секции), соответственно вопрос - а правильно ли им понята конструкция схемы подвода?
Во-первых, спасибо всем за ответы.
Во-вторых. Мне тоже в голову пришла мысль про то, что нижнюю секцию просто отрезали. Но, повторюсь, в демзале нашей кафедры стоит движок именно с подводом горючего к одному коллектору. Мог бы сделать снимок, но мне за это голову оторвут.
Так что, видимо, это действительно две разные модификации. И дело, скорее всего, не только в снижении гидросопротивления, но и массы.
Товарищи, у меня появились две мысли.
Мысль номер раз.
Базовый вариант системы организации охлаждения ЖРД 8Д44 - подвод всего расхода горючего (кроме нескольких процентов, идущих в ГГ) к коллектору у среза сопла. 50% расхода от коллектора направляются по трубам ко второму коллектору, расположенному нже критики. это сделано для уменьшения проходных сечений на сверхзвуковой части сопла, и, соответственно, массы двигателя.
аналогично для ЖРД 11Д43:
ЦитироватьОхлаждение
Рис.6. Схема охлаждения камеры
Охлаждение камеры сгорания комбинированное наружное и внутреннее. Наружное охлаждение обеспечивается протоком горючего по межрубашечному пространству камеры, а внутреннее организовано подачей части "Г" через отверстия в стенках поясов завесы на внутреннюю поверхность нижней части КС.
Поступающее из коллектора (б) в межрубашечное пространство горючее разветвляется на два потока, один из которых направляется к критическому сечению, другой к срезу сопла. На срезе сопла последний собирается в коллекторе (а) и по перепускным трубопроводам поступает в коллектор (в) бандажа, здесь же оба потока соединяются. Далее, проходя по зарубашечному пространству цилиндра КС, горючее поступает в ФГ и через форсунки впрыскивается в камеру.
Разделение "Г" на два потока позволило уменьшить высоту зарубашечной щели на большей части поверхности камеры сгорания, что существенно снизило вес камеры без ущерба для качества охлаждения.
http://lpre.de/energomash/RD-253/index.htm
На второй модификации ЖРД 8Д44 той же цели достигли другим путём. Подвод горючего осуществляется к коллектору, расположенному несколько ниже критики, где расход горючего деится на два потока: один идёт по рубашке вверх, второй - вниз. Второй поток у среза разворачивается и охлаждает сверхзвуковую часть сопла, далее идёт к головке камеры и смешивается с основным потоком горючего.
Прошу оценить догадку. Кирпичи в мой огород приветствуются.
Мысль номер два.
ЦитироватьВ 1983 г. в КБХА начались работы по созданию двигателя РД-0255 (ведущие конструкторы Я.И. Гершкович, В.П. Пилипен-ко, Ю.Н. Сверчков) для второй ступени модернизированной самой мощной боевой ракеты РС-20 (генеральный конструктор В.Ф. Уткин). Для выполнения технических требований разработчика ракеты было принято оптимальное и в то же время необычное решение. За основу был взят двигатель РД-0228, созданный в КБХА для первой модификации РС-20. Его форсировали по тяге на 10 % и разместили («утопили») в баке горючего. Серьезная конструктивная, технологическая и производственная работа, проделанная специалистами КБХА, помогла не только достичь требуемых характеристик, но и обеспечить длительное хранение и эксплуатацию изделия в составе ракеты.
В 1987 г. КБ машиностроения (генеральный конструктор И. И. Величко) приступило к созданию боевой ракеты морского базирования РСМ-54 с высокими техническими и эксплуатационными характеристиками. КБХА взялось за разработку двигателя РД-0243 (главный конструктор В.П. Козелков) для первой ступени этой ракеты. При этом был использован опыт размещения двигателя в баке с горючим и обеспечено высокое давление в камере сгорания. Тщательная конструкторская, технологическая и экспериментальная отработка позволила внедрить изделие в серийное производство и сдать его в эксплуатацию. По своим энергомассовым характеристикам РД-0243 до сих пор является наиболее совершенным из всех существующих двигателей такого класса.
http://www.rapidshare.ru/2764383
http://www.rapidshare.ru/2764384
Мой ИМХО: ЖРД РД-0255 был создан на основе ЖРД-0243. Совпадают сроки разработки, тяги (около 70 тс) и разработчик.
От исходного 8Д44, конечно, ничего не осталось (И это естественно: рост давления в камере со 150 до 250 атм., а тяги с 50 до 70 тс потребует коренной передлки двигателя), но родословная, на мой взгляд, прослеживается.
Из, так сказать, неопубликованного по БРПЛ 3М37:
ЦитироватьПервая ступень. Длина первой ступени (от среза сопел до бака окислителя второй ступени) составляет 7,3 м, масса заправляемого топлива – 22,3 т. Первая ступень включает в себя: единую обечайку топливных баков (бак окислителя расположен сверху), межбаковое днище в форме сегмента сферы, днище бака горючего конической формы, выполняющее также функции рамы двигателя, маршевый двигатель РД-0244, утопленный в баке горючего, хвостовой отсек, опирающийся на резинометаллическое кольцо шахты и образующий с кольцом шахты воздушный «колокол», в который производится запуск двигателя для предотвращения гидравлического удара. На нижней части обечайки бака горючего закреплены два бугеля, расположенные диаметрально и предназначенные для обеспечения устойчивости ракеты во время старта. На расширяющейся части сопла двигателя РД-0244, находящейся вне бака, закреплены камеры рулевого двигателя РД-0245. По оси бака горючего проходит труба с заборной магистралью окислителя. Входное отверстие магистрали перекрыто перегородками и тарелью для предотвращения воронкообразования и попадания газа наддува в двигатель. Труба разветвляется на две магистрали: одна – для подачи окислителя к маршевому ЖРД, другая – к рулевому двигателю. Заборное устройство в баке горючего имеет форму кольцевого короба.
Наддув баков производится горячими газами, генерируемыми в двигателе.
Обечайка бака и днища изготавливаются из нагартованного алюминий-магниевого сплава АМг-6. На полотно обечайки и межбаковое днище нанесено вафельное покрытие для их облегчения. Фрезеровка производится на механическом фрезеровальном станке. Минимальная толщина обечайки в 9 раз меньше, чем толщина исходного листа.
Маршевый двигатель РД-0244 и рулевой двигатель РД-0245 образуют двигательную установку первой ступени РД-0243 (индекс ГРАУ 3Д37). Двигатель первой ступени создан в КБ химавтоматики (генеральный конструктор академик А. Д. Конопатов).
Камеры рулевого двигателя расположены в плоскостях стабилизации ракеты. Управляющие моменты обеспечиваются качанием камер сгорания рулевого блока.
Оба двигателя выполнены по высокоэффективной, замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Давление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
Разделение первой и второй ступеней осуществляется по обечайке бака окислителя первой ступени кольцевыми и продольными удлинёнными детонирующими зарядами (ДУЗ). ДУЗ располагаются в проточках обечайки.
А сколько камер у рулевого двигателя?
Четыре.
ЦитироватьА сколько камер у рулевого двигателя?
На первой ступени 3М37 4 рулвеых камеры с одним кислым газогенератором. Особым достижением при создании рулевого двигателя явялось обеспечение надёжного подвода окислительного газа в качающиеся камеры.
П.С. всё же хотелось бы получить тапки в мой огород.
ЦитироватьЦитироватьДавление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
Удельная масса 9.4кг/тонну тяги в пустоте.
У двигателя РД-275 удельный импульс 287/316 сек. Удельная масса 6.0кг/тонну, длина 3 метра. Давление в камере - 15.7МПа.
По всем абсолютным и удельным параметрам РД-0244 уступает РД-275.
Вопрос: в чём сакральный смысл повышения давления в камере ажно почти вдвое?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДавление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
Удельная масса 9.4кг/тонну тяги в пустоте.
У двигателя РД-275 удельный импульс 287/316 сек. Удельная масса 6.0кг/тонну, длина 3 метра. Давление в камере - 15.7МПа.
По всем абсолютным и удельным параметрам РД-0244 уступает РД-275.
Вопрос: в чём сакральный смысл повышения давления в камере ажно почти вдвое?
Старый, а крен его знает. По крайней мере, увеличивая давление в камере, мы уменьшаем габариты сопла. Для БРПЛ это весьма важно - меньше габариты ЖРД - боьше топлива влезает в тушку ракеты.
Это только моё предположение.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДавление в камере сгорания ЖРД РД-0244 доведено до предельного значения – 27,5 МПа. Тяга маршевого ЖРД у поверхности земли – 63 тс, рулевого – 20 тс. В пустоте суммарная тяга возрастает до 91 тс. Удельный импульс маршевого двигателя у поверхности земли составляет 280 с, в пустоте – 310 с. Двигатель работает до израсходования одного из компонентов топлива, время работы – 73 секунды. Масса двигателя составляет 853 кг, высота – 2,27 м.
Удельная масса 9.4кг/тонну тяги в пустоте.
У двигателя РД-275 удельный импульс 287/316 сек. Удельная масса 6.0кг/тонну, длина 3 метра. Давление в камере - 15.7МПа.
По всем абсолютным и удельным параметрам РД-0244 уступает РД-275.
Вопрос: в чём сакральный смысл повышения давления в камере ажно почти вдвое?
Уменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.
Вынес в отдельную тему:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=889748#889748
ЦитироватьНа второй модификации ЖРД 8Д44 той же цели достигли другим путём. Подвод горючего осуществляется к коллектору, расположенному несколько ниже критики, где расход горючего деится на два потока: один идёт по рубашке вверх, второй - вниз. Второй поток у среза разворачивается и охлаждает сверхзвуковую часть сопла, далее идёт к головке камеры и смешивается с основным потоком горючего.
Подозреваю, что на всех 8Д43/44 подвод осуществлялся как в описании, т.е. у среза сопла. Это подтверждает как фото ДУ первой ступени УР-200, так и фото ДУ РД-0205 (вторая ступень УР-200), на котором также виден коллектор у среза РД-0206: http://lpre.de/kbkha/RD-0203/img/gallery/RD-0205.jpg
Однако для высотных двигателей с большим соплом это приводит к увеличению массы камеры, поэтому на последующих модификациях для УР-500 схему подвода могли изменить.
Что касается фотографий: во-первых, на демоэкземпляре может отсутствовать нижняя секция сопла вместе с коллектором; во-вторых, это может быть вообще не 8Д43/43. Например, я сомневаюсь что на вот этом фото http://lpre.de/kbkha/RD-0203/img/RD-0203.jpg действительно изображен РД-0203 (пропроции какие-то странные для двигателя первой ступени), хотя и на сайте КБХА, и в справочнике "Двигатели" это фото именно так подписано.
ЦитироватьСтарый, а крен его знает.
Вот и я думаю: не решил ли т. Конопатов доказать самому себе что он круче самого т. Глушко?
ЦитироватьПо крайней мере, увеличивая давление в камере, мы уменьшаем габариты сопла. Для БРПЛ это весьма важно - меньше габариты ЖРД - боьше топлива влезает в тушку ракеты.
Это только моё предположение.
Дык вроде в данном случае и диаметр сопла не уменьшился. У РД-275 он полтора метра, если в данном случае учесть вдвое меньшую тягу то наверно даже относительно увеличился.
ЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.
По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
ЦитироватьЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.
По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
А длина?
Кто подскажет, верхнее расположение баков О на блоке И, а также на УРМ-2 - простое "наследие" блока Б Р-9, или имеются другие "показания"?
Нижнее.
ЦитироватьКто подскажет, нижнее расположение баков О на блоке И, а также на УРМ-2 - простое "наследие" блока Б Р-9, или имеются другие "показания"?
ЗЫ. Конечно, нижнее.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.
По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
А длина?
Относительные габариты, конечно. Длина и диаметр на единицу тяги.
ЦитироватьЦитироватьУменьшение габаритов ЖРД при приемлемом УИ.
По данным и известным изображениям получается что габариты только увеличились.
При той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится. Наверное, чтобы исключить разницу в компоновке и других фирменных особенностей, следовало бы сравнить финальный РД-0244 с его же прототипом с меньшим давлением.
ЦитироватьОтносительные габариты, конечно. Длина и диаметр на единицу тяги.
Подозреваю, что в данном случае были важны именно абсолютные минимальные размеры при заданной тяге.
Сравнивая РД-275 с РД-0243 не надо забывать, что последний запускается под водой на глубине около 50м. Это накладывает дополнительные ограничения на степень расширения сопла.
ЦитироватьСравнивая РД-275 с РД-0243 не надо забывать, что последний запускается под водой на глубине около 50м. Это накладывает дополнительные ограничения на степень расширения сопла.
И?
ЦитироватьЦитироватьОтносительные габариты, конечно. Длина и диаметр на единицу тяги.
Подозреваю, что в данном случае были важны именно абсолютные минимальные размеры при заданной тяге.
Так он по габаритам почти как РД-275, хотя тяга вдвое меньше.
Вот пишут про РД-268 (уменьшеный аналог РД-275): Тяга - 117/126 т, диаметр - 1.1 м, длина - 2.2 м. Тяга больше, размеры меньше.
Давление правда уже 22.6 МПа, зато УИ - 296/316 с.
Как я понимаю тут какраз урезаное сопло.
ЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится.
Я так понимаю речь шла о габаритах двигателя в целом, чтоб втиснуть его в ограниченый размер ракеты. Габарит камеры вряд ли играл тут существенную роль.
ЦитироватьСравнивая РД-275 с РД-0243 не надо забывать, что последний запускается под водой на глубине около 50м. Это накладывает дополнительные ограничения на степень расширения сопла.
Разница земного/пустотного УИ характерна для двигателя со сравнительно высокой степенью расширения сопла. Как у РД-275 и значительно выше чем у РД-268.
ЦитироватьПрорабатывался вариант конструкции закритической части сопла с "открытыми гофрами". В этом случае на сопле было ус¬тановлено два коллектора подвода жидкости. К одному, расположенному у среза сопла, подводился полный расход горючего. За¬тем часть жидкости охлаждала сопло, проходя между внутренней и наружной гофрированной оболочками, а другая часть перебрасывалась по наружным трубопроводам в коллектор, расположенный на другом конце этой части сопла (ближе к области критическо¬го сечения). Такая конструкция позволяла обеспечить охлажде-ние сопла, имея минимальные потери давления в охлаждающем тра¬кте камеры.
Кроме того, рассматривался вариант приварного бандажа крепления камеры к раме двигателя.
Гахун, ч.1
Схема охлаждения с открытым гофром использована на 11Д55, разработанном в те же годы, что и 8Д43/44/46[/quote]
ЦитироватьТак он по габаритам почти как РД-275, хотя тяга вдвое меньше.
Так ведь это от компоновки зависит. Наверняка габарит всего двигателя измеряется от верхушки трубопровода, который стыкуется с внутрибаковым трубопроводом и не влияет на вписывание в ракете утопленного двигателя:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65289.jpg)
ЦитироватьЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится.
Я так понимаю речь шла о габаритах двигателя в целом, чтоб втиснуть его в ограниченый размер ракеты. Габарит камеры вряд ли играл тут существенную роль.
Без учета трубопровода (см. выше) габарит двигателя почти полностью определяется размером камеры (+20% на газовод).
ЦитироватьЦитироватьПри той же степени расширения размеры камеры просто обязаны уменьшится.
Я так понимаю речь шла о габаритах двигателя в целом, чтоб втиснуть его в ограниченый размер ракеты. Габарит камеры вряд ли играл тут существенную роль.
Я приводил цитату в той теме. Из-за увеличения габаритов камеры вынужденно отказались от двухкамерного рулевика с качанием камер в двух плоскостях.
ЦитироватьТак ведь это от компоновки зависит. Наверняка габарит всего двигателя измеряется от верхушки трубопровода, который стыкуется с внутрибаковым трубопроводом и не влияет на вписывание в ракете утопленного двигателя:
Не исключено, конечно. У исаевских двигателей ТНА вообще сверху камеры сгорания размещён. Надо смотреть диаметр.
Немножко о предыстории появления 3Д37:
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/05.html
Цитировать29.12.1969г.
ПРЕДЛОЖЕНИЕ КБЭМ И КБХМ ПО РАЗРАБОТКЕ
ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ 4К75М
Представители КБЭМ и КБХМ рассмотрели результаты работ, проведенных в 1969 году КБЭМ по двигателю 1-ой ступени ракеты 4К75М. Работы проведены совместно с КБМ в соответствии с приказом Министра общего машиностроения № 23 от 17.01.69г., которым КБЭМ поручен выпуск в III квартале 1970 года аванпроекта двигателя.
К настоящему времени завершен выбор принципиальной и конструктивной схем двигателя, обеспечивающего максимальную дальность полета ракеты 4К75М (максимальный вес полезной нагрузки).
На этапе выбора оптимального варианта двигателя, в общей сложности, было проработано 15 вариантов двигателя, в том числе двигатели, выполненные по схеме «газ-газ» с давлением в камере сгорания 300 ата и схеме «газ-жидкость» с давлением 220 ата.
Принципиально-конструктивные схемы рассмотренных вариантов двигателя включали в себя варианты однокамерных двигателей, качающихся в кардане, с выдвижным соплом, и многокамерных, состоящих из неподвижной маршевой камеры и двух или четырех качающихся рулевых.
В первом случае качание рулевых камер сгорания осуществлялось в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, а во втором, каждая из четырех рулевых камер качалась в одной плоскости. Были рассмотрены различные варианты питания рулевых камер: варианты с питанием от общего ТНА (включая питание рулевых камер по схеме «газ-жидкость») и от автономного.
В некоторых случаях для двигателей одной и той же принципиально-конструктивной схемы прорабатывались различные варианты компоновок.
Анализ энергетических характеристик и конструктивных особенностей вариантов двигателя с учетом эквивалентов, оценивающих эффективность их использования, показал, что при переходе к предельной схеме «газ-газ» эффективность двигателей меньше или равна эффективности двигателей соответствующих конструктивных схем, выполненных по схеме «газ-жидкость». Проработки вариантов однокамерных, качающихся в кардане двигателей показали необходимость применения мощных рулевых приводов и усиления элементов конструкции ракеты, что существенно снизило бы эффективность применения указанных вариантов двигателя в качестве двигательной установки 1-ой ступени ракеты 4К75М.
Анализ эффективности «лучших» двигателей каждой группы вариантов, характеризуемой существенными конструктивными и принципиальными признаками, показал, что увеличение полезной нагрузки, обеспечиваемое ими, лежит в пределах ~15%.
КБЭМ и КБМ в результате оценки эффективности проработанных вариантов и для обеспечения выполнения требований, предъявляемых к схеме работы двигателя (наличие низкой предварительной и конечной ступени), выбран вариант двигателя, состоящего из двух автономных блоков: маршевого с тягой 60 тонн и четырехкамерного рулевого с максимальной тягой 20 тонн. Использование рулевого блока, состоящего из 4-х камер сгорания, каждая из которых качается только в одной плоскости, позволило максимально увеличить выходной диаметр (Дв=890 мм) сопла маршевой камеры, что в свою очередь, при давлении в камере сгорания, равном 210 ата, позволило осуществить максимально возможную степень расширения в условиях конкретной принципиально-конструктивной схемы двигателя. Выбранный вариант двигателя при использовании его в качестве ДУ I ступени 4К75М обеспечивает прирост дальности полета ракеты в 1000 км (что эквивалентно увеличению полезной нагрузки на 14,6%).
В связи с тем, что выбранный вариант двигателя по принципиальной схеме аналогичен двигателю 4Д75, по предложению КБЭМ была оценена эффективность применения на I-ой ступени ракеты 4К75М модернизированного двигателя 4Д75. Суть модернизации заключается:
а) В форсировании маршевого двигателя по давлению до 175 ата.
Возможность обеспечения форсирования маршевого двигателя 4Д75 по давлению была подтверждена 12-тью огневыми испытаниями, проведенными в КБХМ на этапе доводки двигателя. Из них при 4-х испытаниях давление в камере достигало 200 ата, а в остальных 8-и испытаниях — 180 ата.
б) В применении 4-х камерного рулевого блока (тяга каждой камеры 5 тонн, качание осуществляется в одной плоскости). Рулевой блок разрабатывается на базе рулевого блока дв. 4Д75 с заимствованием большинства агрегатов.
в) В увеличении геометрической степени расширения сопла (выходной диаметр маршевой камеры увеличивается с 684 мм до 890 мм).
Удельный импульс маршевого двигателя, с перечисленными доработками I = 283,5/316,4.
За счет конструктивной доработки форсуночной головки маршевой камеры и связанного с этим улучшения качества смесеобразования можно повысить значение коэффициента полноты сгорания до уровня, достигнутого на двигателях, разработанных в КБЭМ (дв. 11Д43).
Такие доработки потребуют дополнительных средств и увеличения сроков модернизации дв. 4Д75, однако позволят повысить уд. импульс марш. камеры на ~ 2,0 сек.
Учитывая то, что принципиально-конструктивная схема модернизированного дв. 4Д75 и вновь разрабатываемого одинакова и, что при использовании модернизированного двигателя на 1-ой ступени ракеты 4К75М удастся использовать те же резервы, что и в случае использования нового двигателя, можно считать, что объемы дополнительной дозаливки топлива в баки ракеты в модернизированном и новом вариантах будут равными. А если учесть, что второй основной составляющей, характеризующей общий прирост дальности ракеты, является приращение дальности, вызванное изменением удельного импульса двигателя, то различие в эффективности применения обоих вариантов двигателя можно наглядно проиллюстрировать, сравнивая их удельные импульсы.
Таблица 1
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/62821.jpg)
Разница в ~ 2 сек в эффективном удельном импульсе и определяет разницу в эффективности применения модернизированного и нового двигателей.
Обращая внимание на то, что разница в эффективности применения нового и модернизированного двигателей составляет ~ 150 кг (2% полезной нагрузки) и что порядок упомянутых величин находится в пределах погрешности проведенного расчета, КБХМ и КБЭМ считают необходимым указать на нецелесообразность разработки нового двигателя для 1-ой ступени ракеты 4К75М на штатных компонентах.
Учитывая вышеизложенное, КБХМ и КБЭМ предлагают:
1. Разработку модернизированного двигателя 4Д75 на штатных компонентах и выпуск аванпроекта по нему проводить в КБХМ.
2. КБЭМ выполнить аванпроект по двигателям I-ой и II-ой ступеней ракеты 4К75 «Ф» (на перспективных компонентах: пентафторид хлора и раствор аммиака в гидразине).
Главный конструктор КБЭМ ГЛУШКО
Главный конструктор КБХМ ИСАЕВ
Арх.№ 2617 (135-139)
эта схема потом была использована в РД-0243 через 15 лет.
Фильм к 75 летию завода Красмаш
http://krasm.com/doc.php?id=854
http://video.mail.ru/mail/titenkov-sv/1779/1780.html
РД-0243:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64921.jpg)
(http://s45.radikal.ru/i109/1111/ae/8d86b04d368e.jpg)
:arrow: В чем могли быть тех.проблемы пол века назад при изготовлении цельных турбинных колес с простыми пустотелыми лопатками(продольными охлаждающими каналами на водороде) из молебдена? Можно ли из таких ступеней получить давление 150-200 атм. в водородном ТНА :?:
Появилось подозрение, что в известной книге Г. Г. Гахуна описан ЖРД 11Д57. Судите сами:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65432.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65433.jpg)
Из статьи "Выпавшее звено" журнала "Новости космонавтики" №6, 2007 г.:
Цитировать«Люльковцы» заложили совершенно новую схему ЖРД. В классическом двигателе с дожиганием весь охлаждающий компонент последовательно проходит тракт охлаждения и только потом попадает в газогенератор (ГГ). М.А.Кузьмин ввел «параллельную» схему. За насосом часть компонента, порядка 26% водорода, отбиралась для охлаждения сопла и части камеры, а 74% шло в ГГ. Так как тепловой поток был достаточно высок, и этого количества ЖВ не хватало, то цилиндрическая часть камеры сгорания и форсуночная головка охлаждались кислородом.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml
Цитировать:arrow: В чем могли быть тех.проблемы пол века назад при изготовлении цельных турбинных колес с простыми пустотелыми лопатками(продольными охлаждающими каналами на водороде) из молебдена?
Сколько знаю ЖРД, ни у одного из них нет охлаждаемых лопаток.
ЦитироватьМожно ли из таких ступеней получить давление 150-200 атм. в водородном ТНА :?:
На выходе водородного насоса ЖРД 11Д122 давление 475 атм.
ЦитироватьЦитировать:arrow: В чем могли быть тех.проблемы пол века назад при изготовлении цельных турбинных колес с простыми пустотелыми лопатками(продольными охлаждающими каналами на водороде) из молебдена?
Сколько знаю ЖРД, ни у одного из них нет охлаждаемых лопаток.
ЦитироватьМожно ли из таких ступеней получить давление 150-200 атм. в водородном ТНА :?:
На выходе водородного насоса ЖРД 11Д122 давление 475 атм.
Тогда,резонно встает вопрос,почему космические корабли не бороздили просторы вселенной еще в первой половине 20-го века? Дело пахнет курьезом. Кстати,а у этого движка какая температура в камере сгорания водородного ТНА,ели не секрет?
http://www.buran.ru/htm/11-3.htm
Цитировать- давление в камере (223 атм.), при котором гарантируется прочность напряженных элементов конструкции двигателя, в первую очередь рабочих колес турбины, обеспечивается в заданных габаритах двигателя требуемый удельный импульс тяги, реализуется надежное охлаждение камер;
- температура в газогенераторе (530 °С) - из условий работоспособности дисков и корпуса турбины;
- давление на выходе из насоса горючего (примерно 475 атм.), что является предельным для трехступенчатого насоса из-за ограничений по окружным скоростям колес и быстроходности подшипников;
- обороты турбонасосного агрегата (32500 об./мин.), оптимальные для водородного и кислородного насосов одновальной схемы;
- давлению на выходе из бустерных насосов окислителя и горючего (44 и 23 атм. соответственно), обеспечивающему бескавитационную работу насосов.
ЦитироватьПоявилось подозрение, что в известной книге Г. Г. Гахуна описан ЖРД 11Д57
Да это давно в общем-то установленный факт :wink:
ЦитироватьЦитироватьПоявилось подозрение, что в известной книге Г. Г. Гахуна описан ЖРД 11Д57
Да это давно в общем-то установленный факт :wink:
Не знал. :) Для меня это было открытие.
В Гахуне есть много неподписанных схем узлов реальных ЖРД, 8Д44, например. Может, Дмитрий, вы и другие ЖРД опознаете?
ЦитироватьТогда,резонно встает вопрос,почему космические корабли не бороздили просторы вселенной еще в первой половине 20-го века?
Не вижу никакого резона, по которому из того, что лопатки турбины 11Д122 неохлаждаемы, вытекает то, что в космос должны были начать летать "еще в первой половине ХХ в"
ЦитироватьДело пахнет курьезом.
Дело пахнет незнанием теории лопаточных машин.
ЦитироватьТогда,резонно встает вопрос,почему космические корабли не бороздили просторы вселенной еще в первой половине 20-го века? Дело пахнет курьезом.
Неужели охлаждение лопаток это та проблема которая не давала летать в космос? :shock: А как же сейчас летают? Дело пахнет куръёзом...
Мог ли в начале пятидесятых годов рассматриваться вариант КС чисто из молебдена с примерными габаритами как у РД-107,при котором для создания пристеночной завесы использовался бы водород в отдельном бачке(примерно 3 % от массы всего топлива) со своим отдельным ТНА. Спрашиваю от того,что вижу в этом единственное легко решаемое затруднение для тех лет,легкое решение которого вело к гарантированному успеху и освоению космоса.
ЦитироватьМог ли в начале пятидесятых годов рассматриваться вариант КС чисто из молебдена с примерными габаритами как у РД-107,при котором для создания пристеночной завесы использовался бы водород в отдельном бачке(примерно 3 % от массы всего топлива) со своим отдельным ТНА. Спрашиваю от того,что вижу в этом единственное легко решаемое затруднение для тех лет,легкое решение которого вело к гарантированному успеху и освоению космоса.
Какое именно затруднение тех лет Вы хотите решить столь извращённым способом?
ЦитироватьЦитироватьМог ли в начале пятидесятых годов рассматриваться вариант КС чисто из молебдена с примерными габаритами как у РД-107,при котором для создания пристеночной завесы использовался бы водород в отдельном бачке(примерно 3 % от массы всего топлива) со своим отдельным ТНА. Спрашиваю от того,что вижу в этом единственное легко решаемое затруднение для тех лет,легкое решение которого вело к гарантированному успеху и освоению космоса.
Какое именно затруднение тех лет Вы хотите решить столь извращённым способом?
Я имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.То есть,тут идея в том,что критический унос металла со стенки начнется после положенного времени работы. Представляется,что в конце сороковых годов не должно было возникнуть проблемы с фрезерованием минимально тонких для того времени ребер по молебдену при весьма толстой внутренней стенке КС. При весма прочной достаточно толстой внутренней стенке можно уверенно ожидать 160-170 атм. в КС на старте,а следовательно,и устойчивое горение,- понижение пульсаций,но а неучтенные вибрации на старте толстенная молебденовая стенка как-нибудь выдержит - не разрушится. Да,КС килограмм на 100 прибавит,есть небольшой водородный бак на завесу,но компенсации в виде гарантий хорошего выдерживания вибраций и в виде солидного давления в КС гарантированно обеспечены. Может быть кто и скажет,что,мол,тяжеловато,дубово,но полет то гарантирован. А далее,дело совсем за малым - сделать однокомпонентные форсунки из медно-вольфрамового сплава ,и щелевую водородную форсунку по окружности. Вот применительно к тем годам и возник вопрос о возможности такого производства КС из молебдена,и,соответственно,о возможности более раннего покорения космоса.
Наперстянка, вы часом не перепутали охлаждение лопаток турбины с охлаждением камеры сгорания?
ЦитироватьНаперстянка, вы часом не перепутали охлаждение лопаток турбины с охлаждением камеры сгорания?
Да я вообще не понимаю, ЧТО нужно читать, чтобы ТАК напутать.
ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.
Вы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры.
ЦитироватьТо есть,тут идея в том,что критический унос металла со стенки начнется после положенного времени работы.
Ещё раз, для закрепления: в процессе работы металл огневой стенки никуда не уносится.
В ЖРД крайне редко применяют абляционно охлаждаемые сопла. В РДТТ - да, такие сопла по очевидным причинам нашли самое широкое распространение.
ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм
Откуда такая цифирь? Толщина огневой стенки (на вскидку - 0,9-1,5 мм) получается на основании прочностного рассчёта, высота ребра рассчитывается совместно с промежутком между рёбрами, исходя из знания расхода охлаждающей жидкости и скорости её движения, ну и исходя из технологических соображений (обычно 1-2 мм).
ЦитироватьПри весма прочной достаточно толстой внутренней стенке можно уверенно ожидать 160-170 атм. в КС на старте,а следовательно,и устойчивое горение,- понижение пульсаций
Т. е. ваша идея - борьба с высокочастотными пульсациями давления в КС путём повышения давления?!
Цитироватьно компенсации в виде гарантий хорошего выдерживания вибраций и в виде солидного давления в КС гарантированно обеспечены.
Ага, это ж какой бак перекиси нужно ставить, шоб в КС было 160-170 атм.!
ЦитироватьВот применительно к тем годам и возник вопрос о возможности такого производства КС из молебдена,и,соответственно,о возможности более раннего покорения космоса.
При создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.
ЦитироватьВы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры. ...
Ещё раз, для закрепления: в процессе работы металл огневой стенки никуда не уносится.
В ЖРД крайне редко применяют абляционно охлаждаемые сопла. В РДТТ - да, такие сопла по очевидным причинам нашли самое широкое распространение.
ЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм
Откуда такая цифирь? Толщина огневой стенки (на вскидку - 0,9-1,5 мм) получается на основании прочностного рассчёта, высота ребра рассчитывается совместно с промежутком между рёбрами, исходя из знания расхода охлаждающей жидкости и скорости её движения, ну и исходя из технологических соображений (обычно 1-2 мм).
...
Сначало,для закрепления,вы поясните,каким образом верхний слой огневой стенки толщиной в 1.5 мм со стороны охлаждающей низкотемпературной жидкости "потеряет прочность с ростом температуры",если этот полуторамиллимитровый слой стенки будет смачно охлаждаться холодным кислородом,да еще дополнительно защищаться слоем металла в 5.5 мм в этой же огневой стенке в 7 мм? Или,другими,словами,в чем температурное преимущество 1.5 мм огневой стенки без металлической "завесы" толщиной в 5.5 мм над такой же огневой стенкой,но уже с дополнительным толстенным защитным слоем металла в 5.5 мм? Где тут логика? Получается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
ЦитироватьЦитироватьПри весма прочной достаточно толстой внутренней стенке можно уверенно ожидать 160-170 атм. в КС на старте,а следовательно,и устойчивое горение,- понижение пульсаций
Т. е. ваша идея - борьба с высокочастотными пульсациями давления в КС путём повышения давления?!
Да,в том числе. Потому как с ростом давления в КС химические реакции и перемещивание компонентов протекают быстрей,очаги пульсаций из-за плохого перемешивания струй компонентов уменьшаются,приближаются к форсункам и становятся более высокочастотней,что благотворно влияет на поглощение этих пульсаций материалом камеры,-горение становится более устойчиво. Тут,элементарно законы физики.
ЦитироватьЦитироватьно компенсации в виде гарантий хорошего выдерживания вибраций и в виде солидного давления в КС гарантированно обеспечены.
Ага, это ж какой бак перекиси нужно ставить, шоб в КС было 160-170 атм.!
Имеется в виду,что такая конструкция КС гарантированно позволяет работать КС при таком весьма не малом давлении. Что же касается перекиси,то можно уверенно сказать,что в те далекие годы работу газогенератора можно было прекрасно организовать на азотной кислоте и аммиаке,без происшествий,эффективно и "сердито".
ЦитироватьПри создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.
Это очень плохо,когда полеты к звездам совмещают с оружием. Сотня подводных лодок с дешевыми ракетами малого радиуса действия на гидриде магния запросто решали все проблемы с паритетом и точностью доставки. Что и говорить - обконфузились.
ЦитироватьЦитироватьНаперстянка, вы часом не перепутали охлаждение лопаток турбины с охлаждением камеры сгорания?
Да я вообще не понимаю, ЧТО нужно читать, чтобы ТАК напутать.
С чтивом плохо,спорить не буду.
А в чём цимес такой замены? Ещё пять запальников к 32 и дополнительный бак с пятым компонентом? Да, забыл, ещё и водород для завесы!
ЦитироватьА в чём цимес такой замены? Ещё пять запальников к 32 и дополнительный бак с пятым компонентом? Да, забыл, ещё и водород для завесы!
Данную кашу может смаковать истинный ценитель истории космонавтики,сведующий в технологических проблемах конца сороковых годов. Про вкусовые качеста мне говорить сложно,вкусы разные.Но можно уверенно сказать - "сытым стать можно" - гарантированно полететь в космос при минимальных инженерных расчетах и испытаниях,не обделяя корабль Гагарина всеми нужными агрегатами и мебелью.Другое дело,когда можно было полететь на подобных двигателях,то ли в конце сороковых,то ли еще раньше.
ЦитироватьДанную кашу может смаковать...
Каша здесь ключевое слово! :P
А о чём вобще этот бессвязный бред?
ЦитироватьЦитироватьДанную кашу может смаковать...
Каша здесь ключевое слово! :P
Вам,как главному Гуру,видней,как готовить цимес. :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДанную кашу может смаковать...
Каша здесь ключевое слово! :P
Вам,как главному Гуру,видней,как готовить цимес. :lol:
Гуру не готовят цимес. Они пользуют курицу под соусом кари.
ЦитироватьЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.
Вы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры.
Кроме того температура плавления молибдена 2890 K, а температура кипения 4885 K. А значит при испарении молибдена с внутренней стороны огневой стенки, температура ребер охлаждения и наружной стороны огневой стенки будет никак не менее 2890 К. Чем охлаждать будем? Предлагаю расплав железа. Оно кипит при 3124 К. :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ имею в виду вариант с толстой 7 мм внутренней стенкой и ребрами охлаждения высотой 6 мм,уповая на то,что защищенная мощной "завесой",стенка будет испаряться достаточно медленно,причем в сочетании с некоторым уменьшением расхода топлива(с керосином) во время полета.
Вы думаете, испарение огневой стенки - это проблема при создании ЖРД? Неа. Раньше, чем начнётся испарение и даже плавление, стенка будет разрушена давлением жидкости в тракте охлаждения из-за потери прочности с ростом температуры.
Кроме того температура плавления молибдена 2890 K, а температура кипения 4885 K. А значит при испарении молибдена с внутренней стороны огневой стенки, температура ребер охлаждения и наружной стороны огневой стенки будет никак не менее 2890 К. Чем охлаждать будем? Предлагаю расплав железа. Оно кипит при 3124 К. :lol:
Ба-а,да тут меня подловили, :oops: - оказывается при мощной водородной завесе молибден стенки кипеть не будет,а может будет только плавиться. И то хорошо. Мне осталось только угадать допустимую температуру огневой поверхности огневой 7-ми мм стенки,при которой сохраняется ее рабочая прочность. Пока могу сказать,что это температура выше 1450 К.
Внутренняя поверхность будет иметь практически ту же температуры. Повторю вопрос: чем охлаждать будете?
ЦитироватьВнутренняя поверхность будет иметь практически ту же температуры. Повторю вопрос: чем охлаждать будете?
Так это из-за лучистой энергии такая толстая "завеса" хандрит-"не телится"? Тогда на кой черт эти все завесы - только людям голову морочить? :evil:
ЦитироватьВнутренняя поверхность будет иметь практически ту же температуры. Повторю вопрос: чем охлаждать будете?
Salo, ответ уже был. :D
ЦитироватьСначало,для закрепления,вы поясните,каким образом верхний слой огневой стенки толщиной в 1.5 мм со стороны охлаждающей низкотемпературной жидкости "потеряет прочность с ростом температуры",если этот полуторамиллимитровый слой стенки будет смачно охлаждаться холодным кислородом[/size],да еще дополнительно защищаться слоем металла в 5.5 мм в этой же огневой стенке в 7 мм? Или,другими,словами,в чем температурное преимущество 1.5 мм огневой стенки без металлической "завесы" толщиной в 5.5 мм над такой же огневой стенкой,но уже с дополнительным толстенным защитным слоем металла в 5.5 мм? Где тут логика? Получается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
Т.е. теплопроводностью металла смачно пренебрегаем? :wink:
ЦитироватьПолучается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
Чем тоньше огневая стенка (при прочих равных), тем меньше ее тепловое сопротивление, тем ниже ее температура, тем выше ее прочность :wink: Если преподы замечали, что какой-нибудь студент в курсаче рисовал огневую стенку толщиной более 1,5 мм ставили 2 балла.
ЦитироватьЦитироватьПолучается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
Чем тоньше огневая стенка (при прочих равных), тем меньше ее тепловое сопротивление, тем ниже ее температура, тем выше ее прочность :wink: Если преподы замечали, что какой-нибудь студент в курсаче рисовал огневую стенку толщиной более 1,5 мм ставили 2 балла.
Ну так значит было бы правильно охлаждать огневую стенку в целях охлаждения "завесы" ,чтобы та имела малую теплопроводность и температурно защищала стенку от понижения тепло-прочности,чтобы между стенкой и "завесой" была взаимная "любовь". Тогда какого лысого не применять для "завесы" криптон,благо,что его в атмосфере немеряно? А если все же применять холодный криптон в "завесе",то почему бы огневую стенку не делать хотя и из чистейшей меди,но намного более 1.5 мм для лучшей устойчивости к вибрациям? Конечно,медную заготовку при этом надо уплотнять взрывом,а фрезеровать ребра охлаждения при температуре не выше 80 К . Но где тут проблемы для конца сороковых годов?
И еще можно добавит вопрос о возможности двойной "завесы",где вторая завеса,прилегающая непосредственно к горячим газам,имеет в себе непрозрачные(черные) битумные фракции(и максимально растворенный гелий),по возможности имеющую эмульсионный вид - в целях задержки лучевой энергии и дополнительной защиты огневой стенки от лучевого нагревания.
ЦитироватьСначало,для закрепления,вы поясните,каким образом верхний слой огневой стенки толщиной в 1.5 мм со стороны охлаждающей низкотемпературной жидкости "потеряет прочность с ростом температуры",если этот полуторамиллимитровый слой стенки будет смачно охлаждаться холодным кислородом,да еще дополнительно защищаться слоем металла в 5.5 мм в этой же огневой стенке в 7 мм? Или,другими,словами,в чем температурное преимущество 1.5 мм огневой стенки без металлической "завесы" толщиной в 5.5 мм над такой же огневой стенкой,но уже с дополнительным толстенным защитным слоем металла в 5.5 мм? Где тут логика? Получается у вас,чем тоньше огневая стенка при прочих равных условиях,тем она прочнее. :lol:
Сначала, для закрепления, запомните, раз и на всю жизнь. Огневая стенка делается из меди или её сплавов (хромистые бронзы). Их прочность - невелика (да ещё и большая плотность), т. е. бронза - конструкционный материал очень плохой. Но, в то же время, бронза хорошо проводит тепло и это - решающий фактор в пользу выбора бронзы в качестве материала огневой стенки. Если использовать сталь, то она перегреется, потеряет прочность и будет порвана давлением жидкости в охлаждающем тракте.
Вообще, в двигателе Фау-2 использовали стальную стенку. Если посмотреть на стенку РД-103, то она толстая (на вскидку - миллиметра 3). Из-за этого пришлось вводить несколько поясов завес с большим расходом спирта (осюда мощный, красивый факел из сопла Фау-2 - это горящий в воздухе спирт из завесы) и снижать давление в камере сгорания (при снижении давления уменьшается конвективный поток тепла от газов к стенке).
Вопросы?
ЦитироватьИ еще можно добавит вопрос о возможности двойной "завесы",где вторая завеса,прилегающая непосредственно к горячим газам,имеет в себе непрозрачные(черные) битумные фракции(и максимально растворенный гелий),по возможности имеющую эмульсионный вид - в целях задержки лучевой энергии и дополнительной защиты огневой стенки от лучевого нагревания.
Никто так делать не будет. Усложниться конструкция камеры - придётся делать коллектор для подвода второй жидкости с вашей пакостью, делать обводные трубопроводы для того, чтобы обойти этот второй пояс завесы. Ну и по мелочи - дополнительные баки с раствором битума, баллоны с гелием, возможность засорения магистралей битумом.
ЦитироватьДа,в том числе. Потому как с ростом давления в КС химические реакции и перемещивание компонентов протекают быстрей,очаги пульсаций из-за плохого перемешивания струй компонентов уменьшаются,приближаются к форсункам и становятся более высокочастотней,что благотворно влияет на поглощение этих пульсаций материалом камеры,-горение становится более устойчиво. Тут,элементарно законы физики.
И где ж вы были, когда Кузнецов делал НК-15? Ему б ваш инженерный и физический гений.
ЦитироватьИмеется в виду,что такая конструкция КС гарантированно позволяет работать КС при таком весьма не малом давлении.
Ещё раз: такая конструкция КС неработоспособна.
ЦитироватьЧто же касается перекиси,то можно уверенно сказать,что в те далекие годы работу газогенератора можно было прекрасно организовать на азотной кислоте и аммиаке,без происшествий,эффективно и "сердито".
Ага, к бакам кислорода и керосина добавляются баки АК и аммиака. Но в то время (54-56 гг.) двигатеелй такой размерности с двухкомпонентным ГГ вообще не было. Только на Р-14 появился двухкомпонентный ГГ, испытания её начаты на 3 года позже, чем 8К71.
ЦитироватьЦитироватьПри создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.
Это очень плохо,когда полеты к звездам совмещают с оружием. Что и говорить - обконфузились.
Никто не совмещал никак полётов к звёздам с оружием. Была задача - создать МБР. Её выполнили.
ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетами малого радиуса действия на гидриде магния запросто решали все проблемы с паритетом и точностью доставки.
Во-первых, точность от топлива не зависит. Во-вторых, уж не знаю, что у вас за новая идея фикс с гидридом магния, но заранее можно сказать, что она неверна. В-третьих, мощностей на постройку такого количества подводных лодок-носителей ракет не было.
ЦитироватьС чтивом плохо,спорить не буду.
Оно заметно.
ЦитироватьДанную кашу может смаковать истинный ценитель истории космонавтики,сведующий в технологических проблемах конца сороковых годов.
Надеюсь, это вы не про себя?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПри создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса.
Это очень плохо,когда полеты к звездам совмещают с оружием. Что и говорить - обконфузились.
Никто не совмещал никак полётов к звёздам с оружием. Была задача - создать МБР. Её выполнили.
ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетами малого радиуса действия на гидриде магния запросто решали все проблемы с паритетом и точностью доставки.
Во-первых, точность от топлива не зависит. Во-вторых, уж не знаю, что у вас за новая идея фикс с гидридом магния, но заранее можно сказать, что она неверна. В-третьих, мощностей на постройку такого количества подводных лодок-носителей ракет не было.
Точность зависит,в том числе, от дальности. Идея "фикс" находится на вооружении. Мощностей на постройку такого количества лодок хватало даже у довоенной Германии. Насчет МБР можно сказать,что задачей был паритет,а не его манифестация и имитация.
ЦитироватьЦитироватьЧто же касается перекиси,то можно уверенно сказать,что в те далекие годы работу газогенератора можно было прекрасно организовать на азотной кислоте и аммиаке,без происшествий,эффективно и "сердито".
Ага, к бакам кислорода и керосина добавляются баки АК и аммиака. Но в то время (54-56 гг.) двигатеелй такой размерности с двухкомпонентным ГГ вообще не было. Только на Р-14 появился двухкомпонентный ГГ, испытания её начаты на 3 года позже, чем 8К71.
Вы бы лучше подсказали,была ли техническая возможность сделать ТНА на аммиаке и кислоте в конце сороковых годов.
ЦитироватьТочность зависит,в том числе, от дальности.
А при фиксированной дальности?
ЦитироватьИдея "фикс" находится на вооружении.
И у кого же?
ЦитироватьМощностей на постройку такого количества лодок хватало даже у довоенной Германии.
И тем не менее, СССР мог построить только единицы ракетоносцев к концу 50-х. Что не так с консерваторией?
ЦитироватьНасчет МБР можно сказать,что задачей был паритет,а не его манифестация и имитация.
В самом начале задачей было подтверждение возможности создания МБР. Манифестацией занялся Хрущёв (и правильно).
ЦитироватьВы бы лучше подсказали,была ли техническая возможность сделать ТНА на аммиаке и кислоте в конце сороковых годов.
На АК-27 и НДМГ сделали к концу 50-х, т. е. позже, чем перекисный ГГ ЖРД РД-107. Это - реальность.
Кстати, а зачем вам ГГ именно на аммиаке и кислоте? На кислороде и керосине (основных компонентах топлива) не катит?
Интересно, чем не подходит аммиак/кислород. И зачем в завесе водород и криптон при наличии аммиака? :wink:
Может, книжку какую товарищу посоветуем, Сергей? Кудрявцев и Гахун должны ответить на все вопросы.
ЦитироватьИнтересно, чем не подходит аммиак/кислород. И зачем в завесе водород и криптон при наличии аммиака? :wink:
Чересчур традиционные. :lol:
ЦитироватьСначала, для закрепления, запомните, раз и на всю жизнь. Огневая стенка делается из меди или её сплавов (хромистые бронзы). Их прочность - невелика (да ещё и большая плотность), т. е. бронза - конструкционный материал очень плохой. Но, в то же время, бронза хорошо проводит тепло и это - решающий фактор в пользу выбора бронзы в качестве материала огневой стенки. Если использовать сталь, то она перегреется, потеряет прочность и будет порвана давлением жидкости в охлаждающем тракте.
Вообще, в двигателе Фау-2 использовали стальную стенку. Если посмотреть на стенку РД-103, то она толстая (на вскидку - миллиметра 3). Из-за этого пришлось вводить несколько поясов завес с большим расходом спирта (осюда мощный, красивый факел из сопла Фау-2 - это горящий в воздухе спирт из завесы) и снижать давление в камере сгорания (при снижении давления уменьшается конвективный поток тепла от газов к стенке).
Вопросы?
Вы все вокруг,да около.Давайте не будем глядеть на причуды Брауна,а оценим,все-таки,"завесу". Известно,что "керосинка" может работать без завесы. Завеса может быть керосиновой,водородной,на другом горючем,а может быть криптоновой :!: . Неужели у разных двигателей с большим разбросом рабочих давлений в КС(70-300 атм) и с такими разными по качеству "завесами" будут одинаковые миллиметровые стенки? - Конечно,такого не должно быть,а если еще поднатужиться,и сделать в целях упрощения пути к победе максимально толстую,но допустимую по массе вещества "завесу",то огневая медная стенка явно будет толще 1.5 мм. Вы,наверно,не обратили внимание на температурно-теплопроводные характеристики криптона,поэтому,несколько,не поняли суть технологически простых возможностей в конце сороковых годов. Так же хочется сказать,что прочность меди,как и у всех металлов,сильно зависит от криогенной температуры - это понятно даже без справочника.
ЦитироватьЦитироватьВы бы лучше подсказали,была ли техническая возможность сделать ТНА на аммиаке и кислоте в конце сороковых годов.
На АК-27 и НДМГ сделали к концу 50-х, т. е. позже, чем перекисный ГГ ЖРД РД-107. Это - реальность.
Кстати, а зачем вам ГГ именно на аммиаке и кислоте? На кислороде и керосине (основных компонентах топлива) не катит?
Я уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
ЦитироватьИзвестно,что "керосинка" может работать без завесы.
Пожалуйста, пример керосинового ЖРД без завесы.
ЦитироватьНеужели у разных двигателей с большим разбросом рабочих давлений в КС(70-300 атм) и с такими разными по качеству "завесами" будут одинаковые миллиметровые стенки?
А от чего зависит толщина стенки?
ЦитироватьКонечно,такого не должно быть,а если еще поднатужиться,и сделать в целях упрощения пути к победе максимально толстую,но допустимую по массе вещества "завесу",то огневая медная стенка явно будет толще 1.5 мм.
И она прогорит.
ЦитироватьВы,наверно,не обратили внимание на температурно-теплопроводные характеристики криптона,поэтому,несколько,не поняли суть технологически простых возможностей в конце сороковых годов.
Я эти возможности подробно проходил. И, можно сказать, щупал в демзале. Ни о каком криптоне там речи нет.
ЦитироватьТак же хочется сказать,что прочность меди,как и у всех металлов,сильно зависит от криогенной температуры - это понятно даже без справочника.
Температура огневой стенки будет отнюдь не криогенной.
Кстати, вот вы приводите толщину огневой стенки. На память - 7 мм. Неважно. А как вы её получили? :wink: Зависимость предела прочности от температуры для, скажем, БрХ08 можете привести?
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
Т.е. для кислородно-керосинового двигателя Вы предлагаете ТНА на аммиаке/АК с целью упрощения?
ЦитироватьЦитироватьИзвестно,что "керосинка" может работать без завесы.
Пожалуйста, пример керосинового ЖРД без завесы.
ЦитироватьНеужели у разных двигателей с большим разбросом рабочих давлений в КС(70-300 атм) и с такими разными по качеству "завесами" будут одинаковые миллиметровые стенки?
А от чего зависит толщина стенки?
ЦитироватьКонечно,такого не должно быть,а если еще поднатужиться,и сделать в целях упрощения пути к победе максимально толстую,но допустимую по массе вещества "завесу",то огневая медная стенка явно будет толще 1.5 мм.
И она прогорит.
ЦитироватьВы,наверно,не обратили внимание на температурно-теплопроводные характеристики криптона,поэтому,несколько,не поняли суть технологически простых возможностей в конце сороковых годов.
Я эти возможности подробно проходил. И, можно сказать, щупал в демзале. Ни о каком криптоне там речи нет.
ЦитироватьТак же хочется сказать,что прочность меди,как и у всех металлов,сильно зависит от криогенной температуры - это понятно даже без справочника.
Температура огневой стенки будет отнюдь не криогенной.
Кстати, вот вы приводите толщину огневой стенки. На память - 7 мм. Неважно. А как вы её получили? :wink: Зависимость предела прочности от температуры для, скажем, БрХ08 можете привести?
1.Пример КС без "завесы" приводил Salo. 2.Толщина стенки зависит от ее температуры,так как температура металла определяет его теплопроводность. 3. Если температура медной стенки около 300 гр.С,а в КС - 3000 гр.С,то почему бы не умудриться сделать температуру стенки 100 К? - И так гигантский перепад температур . 4. 7 мм - получено "интуитивно",исходя из вибрационной устойчивости стенки с ребрами. . Что касаемо БрХ08 - сомневаюсь я очень,мне чистая медь выглядит более прилично. Что касается дем.зала,то я допускаю,что вы его большой патриот,но сравните теплопроводные характеристики криптона с его "конкурентами" по справочнику,ничего лучшего близко нет.
ЦитироватьЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
Т.е. для кислородно-керосинового двигателя Вы предлагаете ТНА на аммиаке/АК с целью упрощения?
Тут я имел ввиду получение более низкой температуры в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
Я ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.
Цитировать1.Пример КС без "завесы" приводил Salo.
Где?
Цитировать2.Толщина стенки зависит от ее температуры,так как температура металла определяет его теплопроводность.
Толщина стенки зависит не только от её температуры. Далекоооо не только.
Цитировать3. Если температура медной стенки около 300 гр.С,а в КС - 3000 гр.С,то почему бы не умудриться сделать температуру стенки 100 К? - И так гигантский перепад температур .
Может, потому, что на РД-107 был и так "гиганский" расход на завесу? В большинстве модификаций расход на завесу старались снижать. Так что у вас представления обратные действительности.
Цитировать4. 7 мм - получено "интуитивно",исходя из вибрационной устойчивости стенки с ребрами.
Слив?
ЦитироватьЧто касаемо БрХ08 - сомневаюсь я очень,мне чистая медь выглядит более прилично.
Доказательства?
ЦитироватьЧто касается дем.зала,то я допускаю,что вы его большой патриот,
Я про то, что учебники нужно читать тщательнее.
убрано
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
Я ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.
Ну так почему проще?
ЦитироватьЦитироватьТочность зависит,в том числе, от дальности.
А при фиксированной дальности?
ЦитироватьИдея "фикс" находится на вооружении.
И у кого же?
ЦитироватьМощностей на постройку такого количества лодок хватало даже у довоенной Германии.
И тем не менее, СССР мог построить только единицы ракетоносцев к концу 50-х. Что не так с консерваторией?
ЦитироватьНасчет МБР можно сказать,что задачей был паритет,а не его манифестация и имитация.
В самом начале задачей было подтверждение возможности создания МБР. Манифестацией занялся Хрущёв (и правильно).
При фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега. Чтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями. Так же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.-Я писал о подводной лодке,и не более того. А Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.
В два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега.
А при не фиксированной стоят как вкопанные?
ЦитироватьЧтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями.
А вы ими уже отоварились?
ЦитироватьТак же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.
Но не с вами? Для вас что, термин слишком сложный?
ЦитироватьЯ писал о подводной лодке,и не более того.
ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетами
Договоритесь сами с собой, о чём писали.
ЦитироватьА Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.
На тот момент никакой возможности развернуть массово Р-7 не было. А вот Р-16 начали уже разворачивать массово. Они были по сравнению с Р-7 дешёвыми и эффективными.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком,а тем более,с НДМГ - потому,что проще уже некуда,дальше идут технологии довоенной Германии.
Почему проще?
В конце 40-х НДМГ не было.
Я ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.
Ну так почему проще?
- Можно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ ГОВОРЮ ОБ АММИАКЕ.
Ну так почему проще?
- Можно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
Расход топлива в ГГ двигателя открытой схемы около 3%.
Так почему всё-таки азотная кислота?
ЦитироватьЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
Я пишу о теплопроводности криптона. О чём пишете Вы, удаляя попутно свои посты, одному Богу известно.
ЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком
А ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
Сделать ниже температуру можно, уменьшив молярную массу продуктов сгорания. Молярная масса зависит от состава. Вот и покажите на простом расчёте, что в вашем ГГ молярная масса продуктов сгорания аммиака в АК будет меньше, чем у парогаза от перекиси.
ЦитироватьЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега.
А при не фиксированной стоят как вкопанные?
ЦитироватьЧтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями.
А вы ими уже отоварились?
ЦитироватьТак же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.
Но не с вами? Для вас что, термин слишком сложный?
ЦитироватьЯ писал о подводной лодке,и не более того.
ЦитироватьСотня подводных лодок с дешевыми ракетами
Договоритесь сами с собой, о чём писали.
Тема подводных аппаратов является наиболее секретной,поэтому помочь ничем не могу.
ЦитироватьЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком
А ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
Думаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.
ЦитироватьТема подводных аппаратов является наиболее секретной,поэтому помочь ничем не могу.
Э, нееет. Тему поднял не я. Вам и отдуваться. Либо вы хотите выставить себя причастным к теме, либо у вас ряд новых гениальных идей по поводу БРПЛ.
Лично я за второй вариант.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
Я пишу о теплопроводности криптона. О чём пишете Вы, удаляя попутно свои посты, одному Богу известно.
Просим извенения,если вы пишете о криптоне,то при какой температуре? - Это нужно для предоставления информации из справочника для газов.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком
А ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
Думаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.
"Не дождётесь!"(С) Известный анекдот.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Если вы пишете о гидриде магния(MgH2),то вы наверняка попутали его с гидроксидом магния.Читайте внимательней.
Я пишу о теплопроводности криптона. О чём пишете Вы, удаляя попутно свои посты, одному Богу известно.
Просим извенения,если вы пишете о криптоне,то при какой температуре? - Это нужно для предоставления информации из справочника для газов.
Вам виднее. Ваша идея вводить в КС газ с молярной массой 84, Вам и отдуваться.
Цитировать"Не дождётесь!"(С) Известный анекдот.
Помню, заходим в аудиторию. Мой одногруппник, обращаясь к преподу (недавно выздоровевшему после операции):
- Как Ваше здоровье?
- Не дождётесь!
ЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.
Насчёт "сладкого" правильно. А греть чем? Кипятильник поставим?
П. С. меня препод пытался подловить, когда я сдавал ему РД-107, зачем в нём штука, похожая на кипятильник. В методе этого не было, но я догадался.
ЦитироватьЦитироватьТема подводных аппаратов является наиболее секретной,поэтому помочь ничем не могу.
Э, нееет. Тему поднял не я. Вам и отдуваться. Либо вы хотите выставить себя причастным к теме, либо у вас ряд новых гениальных идей по поводу БРПЛ.
Лично я за второй вариант.
Тему то подняли не вы,вы только написали о:
"При создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса." ... что я и счел глубоко ошибочным из-за обозначенной мною альтернативы. Подлодки лучше не "трогать",так как никто ничего о них не узнает,-просто тема о них невезучая для обсуждений.
ЦитироватьЦитироватьДумаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.
Насчёт "сладкого" правильно. А греть чем? Кипятильник поставим?
П. С. меня препод пытался подловить, когда я сдавал ему РД-107, зачем в нём штука, похожая на кипятильник. В методе этого не было, но я догадался.
Греть можно в стенках того же газо-генератора,где ближе источник тепла,оттуда и брать тепло.
ЦитироватьТему то подняли не вы,вы только написали о:
"При создании МБР 8К71 приоритет был отнюдь не в освоении космоса." ... что я и счел глубоко ошибочным из-за обозначенной мною альтернативы.
У Наперстянки появилась альтернатива, значит, все постановления ЦК КПСС и СовМина СССР идут к чёрту.
ЦитироватьПодлодки лучше не "трогать",так как никто ничего о них не узнает,-
Поправка: не узнаете вы, т. к. не любитель читать.
Цитироватьпросто тема о них невезучая для обсуждений.
Опять же, для вас: по совпадению, я не только учусь на двигателиста, но ещё и увлекаюсь историей создания БРПЛ в СССР (их выпускали в городе, откуда я родом).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьМожно сделать ниже температуру в газо-генераторе без большого перерасхода горючего.
ЦитироватьЯ уж и не знаю,что и подумать об столь уважаемых академиках конца сороковых годов,мне подумалось,что ТНА на аммиаке и кислоте сделать было пороще,чем на кислороде с аммиаком
А ГГ какой? Сладкий или кислый? И аммиак с кислотой самовоспламеняются?
Думаю "сладкий",а если аммиак немного подогреть,то глядишь,и воспламенится.
"Не дождётесь!"(С) Известный анекдот.
Как не крути,а с горячей кислотой реакция идет быстрей,чем с холодным кислородом,и температура на выходе ГГ меньше.
ЦитироватьГреть можно в стенках того же газо-генератора,где ближе источник тепла,оттуда и брать тепло.
Неплохо бы:
1. Увидеть ссылку, где прямо говорится, при каких условиях АК и аммиак самовоспламеняются.
2. Увидеть расчёт, из которого следует, что температура, до которой нагревается аммиак, будет достаточной для самовспламенения.
Вы можете спросить, чего я так ухватился за самовоспламенение. Отвечаю: вам надо как проще, а проще - это перекисный ГГ с катализатором. Там ни запальников, ни подогрева не нада.
ЦитироватьКак не крути,а с горячей кислотой реакция идет быстрей,чем с холодным кислородом,и температура на выходе ГГ меньше.
Какая реакция с кислородом? Мы сравниваем ваши фантазии с РД-107. Вы ж решили доказать, что можно сделать проще.
Температура на выходе ГГ определяется, исходя из работоспособности газа (комплекс RT). Так что сравнивать надо не только температуры, но и молярные массы.
Вообще, нам на этот семестр как раз задали два курсовика: 1) Сравнение ЖРД замкнутой и открытой схем и 2) Проектирование ТНА.
Надо вам, Наперстянка, сбросить пример первого курсовика - увидите, как делаются подобные расчёты.
Не надо ;)
ЦитироватьНе надо ;)
А чего? Пусть человек разбирается.
ЦитироватьЦитироватьНе надо ;)
А чего? Пусть человек разбирается.
Она разберётся :P :P Пустая трата сил будет
ЦитироватьОна разберётся :P :P Пустая трата сил будет
Не знаю почему, но я в Наперстянку верю. :oops: Человек мало знает по теме, наша задача - ему помочь.
Джентльмены, а с кем это вы разговариваете:
ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега. Чтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями. Так же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.-Я писал о подводной лодке,и не более того. А Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.
?
Варианты ответа:
1. Троль
2. Псих.
3. Блондинка.
Ну по сравнению с Физиком Ивановым Наперстянка - светоч истины.
ЦитироватьНу по сравнению с Физиком Ивановым Наперстянка - светоч истины.
Не думаю. Она даже не в состоянии сформулировать свою идею которую она пытается отстоять.
Как я понимаю девушка думает что полететь в космос в 1947 году мешала низкая тепловая прочность турбинных лопаток и стенок двигателей, но никак не может это сформулировать. И предлагает свои рецепты решения этой проблемы, но тоже никак не может сформулировать.
ЦитироватьДжентльмены, а с кем это вы разговариваете:
ЦитироватьПри фиксированой дальности подлодки могут отъезжать от берега. Чтобы узнать,у кого на вооружении,вам надо встать в очередь за црунями. Так же,я бы посоветовал вам оперировать выражениями типа "ракетоносец" в среде журналистов,писателей и с теми людьми,для которых эта "феня" изобретается.-Я писал о подводной лодке,и не более того. А Хрущевым лучше было заниматься не имитацией,а реальными дешевыми и эфективными возможностями.
?
Варианты ответа:
1. Троль
2. Псих.
3. Блондинка.
Чётто я пропустил где этто?
ЦитироватьЧётто я пропустил где этто?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=897034#897034
ЦитироватьЦитироватьНе надо ;)
А чего? Пусть человек разбирается.
Теперь,когда я заглянул в хороший "Справочник по теплопроводности жидкостей и газов" Н.Б.Варгафтика 1990,то со всей очевидностью увидел совершенно безальтернативный вариант применения водорода для "завесы",на стр. 32 оказалось,что при 15 МПа,70 К,-теплопроводность составила 113 у.е. Вт/(м К) ,а при 1500К она составила 620 единиц,хотя в справочнике не оказалось большей температуры для водорода,но я прогнозирую,что у атомарного водорода теплопроводность незначительно выше 620 ед.. Сравнивал с азотом,но у того масса ого-го. Так вот,прикинул: большой ли водородный бачок надо на "завесу" и ТНА; и чувство компактности подсказывает,что объем водородного бака не менее одной трети от общего объема компонентов не сильно затруднит любителей строить на керосине,а если,все же бак с водородом покажется большим,то действительно,проще на ТНА использовать аммиак с кислотой,с химическим зажиганием,тогда на "завесу" уйдет вообще маленький бак с водородом. Что касается разжигания аммиака с кислотой в ГГ,то из ста одного способа я бы выбрал суппер-надежный - использование в ГГ активных вкладок,из гидридов щелочных металлов и циркония,такая вкладка могла бы проработать достаточно долго,чтобы разогреть весь турбо-агрегат,тут важно,чтобы эта вкладка выделяла водород помимо своего горения. Поместить ее можно в торце ГГ,напротив турбины,- так,чтобы она прижималась давлением газов,естественно,на нее должно "капать" некоторое колличество азотной кислоты,с подачей которой в ГГ сразу образуется устойчивое пламя из-за горения вкладки;при этом,форсунки должны быть расположены радиально внутрь ГГ. ... И опять я не увидел трудностей с технологиями в конце сороковых годов.
ЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. Мне осталось разобраться только с теплоизоляцией и возможнеостью применения медно-берилиевого сплава для баков ... и ВСЕ :twisted:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНе надо ;)
А чего? Пусть человек разбирается.
Теперь,когда я заглянул в хороший "Справочник по теплопроводности жидкостей и газов" Н.Б.Варгафтика 1990,то со всей очевидностью увидел совершенно безальтернативный вариант применения водорода для "завесы",на стр. 32 оказалось,что при 15 МПа,70 К,-теплопроводность составила 113 у.е. Вт/(м К) ,а при 1500К она составила 620 единиц,хотя в справочнике не оказалось большей температуры для водорода,но я прогнозирую,что у атомарного водорода теплопроводность незначительно выше 620 ед.. Сравнивал с азотом,но у того масса ого-го. Так вот,прикинул: большой ли водородный бачок надо на "завесу" и ТНА; и чувство компактности подсказывает,что объем водородного бака не менее одной трети от общего объема компонентов не сильно затруднит любителей строить на керосине,а если,все же бак с водородом покажется большим,то действительно,проще на ТНА использовать аммиак с кислотой,с химическим зажиганием,тогда на "завесу" уйдет вообще маленький бак с водородом. Что касается разжигания аммиака с кислотой в ГГ,то из ста одного способа я бы выбрал суппер-надежный - использование в ГГ активных вкладок,из гидридов щелочных металлов и циркония,такая вкладка могла бы проработать достаточно долго,чтобы разогреть весь турбо-агрегат,тут важно,чтобы эта вкладка выделяла водород помимо своего горения. Поместить ее можно в торце ГГ,напротив турбины,- так,чтобы она прижималась давлением газов,естественно,на нее должно "капать" некоторое колличество азотной кислоты,с подачей которой в ГГ сразу образуется устойчивое пламя из-за горения вкладки;при этом,форсунки должны быть расположены радиально внутрь ГГ. ... И опять я не увидел трудностей с технологиями в конце сороковых годов.
Ну что, джентльмены?
Троль?
Псих?
Блондинка?
ЦитироватьЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. Мне осталось разобраться только с теплоизоляцией и возможнеостью применения медно-берилиевого сплава для баков ... и ВСЕ :twisted:
Вы упорно игнорируете объективную реальность?
И что "и всё"?
ЦитироватьБлондинка?
Для блондинки слишком много умных слов.
ЦитироватьЦитироватьКак не крути,а с горячей кислотой реакция идет быстрей,чем с холодным кислородом,и температура на выходе ГГ меньше.
Какая реакция с кислородом? Мы сравниваем ваши фантазии с РД-107. Вы ж решили доказать, что можно сделать проще.
Температура на выходе ГГ определяется, исходя из работоспособности газа (комплекс RT). Так что сравнивать надо не только температуры, но и молярные массы.
Говоря об РД-107,я гляжу на самое главное,на его тягу и давление в КС. Для начала освоения космоса тяга явно мала. Что касается перекиси,то лучше было в начале пути сочинить постоянный запал для невоспломеняющихся компонентов,нежели рисковать с перекисью,не зная,как на нее будет действовать аккустический удар.
ЦитироватьГоворя об РД-107,я гляжу на самое главное,на его тягу и давление в КС.
Мы сравниваем конструкцию РД-107 с вашими фантазиями при прочих равных (главное - тяга).
ЦитироватьДля начала освоения космоса тяга явно мала.
А вот гляди-ка ж ты, смогли осваивать. И до сих пор... А всё потому, что с вами не консультировались.
И забудьте про освоение космоса. Р-7 создавалась как МБР.
ЦитироватьЧто касается перекиси,то лучше было в начале пути сочинить постоянный запал для невоспломеняющихся компонентов,нежели рисковать с перекисью
Перекисные ГГ были как раз освоены и создание ЖРД с ним не имело под собой технического риска.
Цитироватьне зная,как на нее будет действовать аккустический удар.
Хватит бредить.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. Мне осталось разобраться только с теплоизоляцией и возможнеостью применения медно-берилиевого сплава для баков ... и ВСЕ :twisted:
Вы упорно игнорируете объективную реальность?
И что "и всё"?
В чем же имелась "объективная реальность" для конца сороковых годов? Построить крупный водородный бак,его тепловую защиту? А может проблема была в построении лаборатории,изучающей теплопроводность металлов? Или эти "злосчастные" турбинные лопатки построить? О чем думали "академики",когда выбирали тип двигателя? При хороших справочниках конструкция,топливо,материалы автоматически вырисовываются сами собой. Медь,водород,его "закрытая" схема,применение бериллия без всякой "вафли",мало холода для охлаждения - можно взять,помимо кислорода, этан. Есть над чем подумать.
ЦитироватьВ чем же имелась "объективная реальность" для конца сороковых годов? Построить крупный водородный бак,его тепловую защиту? А может проблема была в построении лаборатории,изучающей теплопроводность металлов? Или эти "злосчастные" турбинные лопатки построить? О чем думали "академики",когда выбирали тип двигателя? При хороших справочниках конструкция,топливо,материалы автоматически вырисовываются сами собой. Медь,водород,его "закрытая" схема,применение бериллия без всякой "вафли",мало холода для охлаждения - можно взять,помимо кислорода, этан. Есть над чем подумать.
Вы всё воспринимаете поверхностно. За техническими решениями не видите огромной научной работы, НИР и ОКР-ов. В результате - отрицаете весь исторический опыт.
Раз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.
ЦитироватьЦитироватьБлондинка?
Для блондинки слишком много умных слов.
Это характерно для блондинок. Главное - употреблять их невпопад.
ЦитироватьЭто характерно для блондинок. Главное - употреблять их невпопад.
Вообще, интересно посмотреть на характерные признаки всех категорий. Получится весьма занимательно.
ЦитироватьРаз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.
Сразу,что приходит на ум,то надо вам самим лететь в космос без "тормозов",и программа ваших действий четко проявится.
ЦитироватьЦитироватьРаз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.
Сразу,что приходит на ум,то надо вам самим лететь в космос без "тормозов",и программа ваших действий четко проявится.
Капитуляция не принимается! Как про 40-е года у вас турбонасосы, водород и прочая, а как спросили, что делать счас - в кусты.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьРаз такой умный - предложите, чем сейчас сирым и убогим ракетчикам заняться? Они ж очевидных путей не видят. Осчастливьте нас фонтаном идей.
Сразу,что приходит на ум,то надо вам самим лететь в космос без "тормозов",и программа ваших действий четко проявится.
Капитуляция не принимается! Как про 40-е года у вас турбонасосы, водород и прочая, а как спросили, что делать счас - в кусты.
А я еще раз пишу-ракетчик,летавший в космос,становится другим ракетчиком.
ЦитироватьА я еще раз пишу-ракетчик,летавший в космос,становится другим ракетчиком.
Это слив.
Может кто из сведущих подскажет: какие азимуты запусков РН и каких именно используют в СНГ (и с каких космодромов)? Знаю, что по формуле сферического прямоугольного треугольника можно рассчитать азимут пуска в зависимости от наклонения орбиты. Но, на сколько знаю, в некотрых случаях РН выводит ПН сначала на переходную орбиту с одни наклонением, а затем с переходной орбиты происходит переход на целевую. Кроме того, интересно знать именно конкретные азимуты запусков -- для Союзов и Прогрессов это одни, а для вывода на ГСО и ССО -- другие.
По разным источникам составил такую таблицу. Всё ли правильно с наклонениями и местами пусков? В частности, интересует "Зенит-2" -- указанные наклонения только для Байконура, или сюда же входят наклонения с "Морского старта"? Все ли используемые сейчас РН указаны?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49847.png)
По Рокоту
63 град убрать как нереализуемое
Приполярная (86-89 град) - 4 град 47 мин
82,5 град - 13 град 45 мин
ССО - 341 град 00-30 мин
ЗЫ Молнию-М если оставить, то только для памяти
Нет Протона и Днепра.
И еще Стрелу включить можно - вдруг на ней Кондора в этом тысячелетии запустят. На ~63 град у них трасса есть, а вот с ССО пока облом - РП нету.
Зенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 град
По моим данным для байконурского Зенита открыты трассы на 51,6; 63 ; 87 (тоже "южная" трасса) град и ССО. Пытаются еще на 47 открыть, но это как с Монголией договорятся :wink:
По Плесецким Союзам
Наклонение орбиты Азимут стрельбы
62,8° 90,24°
64,8° 67,7°
67,1° 56,31°
72,9° 37,93°
81,4° 16,73°
82,3° 14,46°
90,0° 14,46°
91,9° 353,30°
97,0° 342,04°
98,7° 338,23°
Ну и Космос-3М еще целых две машины, наверняка на ССО - 98,2 - 339 град 34 мин
ЦитироватьПо Рокоту
63 град убрать как нереализуемое
Приполярная (86-89 град) - 4 град 47 мин
82,5 град - 13 град 45 мин
ССО - 341 град 00-30 мин
Цитирую отсюда: "Рокот" стартует из Плесецка" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/210/article_22.shtml)
Цитировать"Рокот" - двухступенчатая РН с тандемным расположением ступеней и разгонным блоком типа "Бриз". Стартовая масса ракеты составляет 107 т, длина - 28.5 м. Масса полезного груза (ПГ), выводимого с космодрома Плесецк на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 63°, составляет 1850 кг, на полярную круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 97° - 1100 кг.
Это наклонение не используется?
ЦитироватьЗЫ Молнию-М если оставить, то только для памяти
РН "Молния-М" больше не используется?
ЦитироватьНет Протона и Днепра.
Блин, забыл в таблицу добавить. Вот что нашёл:
ЦитироватьРакета-носитель "Днепр" предназначена для оперативного, высокоточного выведения на околоземные орбиты с высотами 300-900 км, наклонениями 50.5°, 64.5°, 87.3°, 98° одного или группы космических аппаратов различного назначения массой до 3,7 т.
[ТУТ (http://www.yuzhnoye.com/?id=28&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Dnepr/Dnepr)].
Стартует, как я понимаю, только с пусковой базы "Ясный". Все ли наклонения используются сейчас?
По РН "Протон-М": используются наклонения
51,5° [ТУТ (http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=4222)], а при запуске "ГЛОНАСС" -
64,8°.
ЦитироватьЗенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 град
Южная -- т.е. не на С-С-З, а по румбу Ю-Ю-З?
ЦитироватьПо моим данным для байконурского Зенита открыты трассы на 51,6; 63 ; 87 (тоже "южная" трасса) град и ССО. Пытаются еще на 47 открыть, но это как с Монголией договорятся
Ясно, спасибо.
ЦитироватьПо Плесецким Союзам
Наклонение орбиты Азимут стрельбы
62,8° 90,24°
Подправлю.
Цитировать64,8° 67,7°
Точно с Плесецка? Может с Байконура с таким наклонением?
Цитировать67,1° 56,31°
По формуле Az = arcsin[ cos(i) / cos(
ЦитироватьЦитирую отсюда: "Рокот" стартует из Плесецка" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/210/article_22.shtml)
Цитировать"Рокот" - двухступенчатая РН с тандемным расположением ступеней и разгонным блоком типа "Бриз". Стартовая масса ракеты составляет 107 т, длина - 28.5 м. Масса полезного груза (ПГ), выводимого с космодрома Плесецк на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 63°, составляет 1850 кг, на полярную круговую орбиту высотой 400 км и наклонением 97° - 1100 кг.
Это наклонение не используется?
Да, нет РП
ЦитироватьЦитироватьЗЫ Молнию-М если оставить, то только для памяти
РН "Молния-М" больше не используется?
http://www.dvinainform.ru/news/2010/10/01/87211.shtml?prn
Цитировать«Нынешний, 229 пуск "Молнии-М" стал последним в летной истории этой ракеты-носителя», - сообщил ИТАР-ТАСС официальный представитель Космических войск Алексей Золотухин.
ЦитироватьЦитироватьЗенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 град
Южная -- т.е. не на С-С-З, а по румбу Ю-Ю-В? Тогда от указанного азимут должен отличаться на 180°, получаем 167,3°. Или во время вывода делается крен?
Две ошибки.
1. Берем в одну руку яблоко, в другую ножик, режем ножом яблоко и вспоминаем, что наклонение смотрится в восходящем узле
2. Не крен, а рыскание
ЦитироватьЦитироватьНу и Космос-3М еще целых две машины, наверняка на ССО - 98,2 - 339 град 34 мин
Т.е. всего 2 РН осталось?
http://www.sovinformsputnik.com/08021842.html
ЦитироватьЭксплуатация ракет-носителей серии «Космос» завершится после 2012 года, сообщил в четверг, 4 августа 2011 года, гендиректор Российского центра имени Хруничева Владимир Нестеров, сообщает РИА Новости.
ракета
«У нас остались две машины ,,Космос", которые должны улететь в 2012 году. Производство этих ракет завершается», — сказал он.
В январе командующий Космическими войсками Олег Остапенко сообщил о планах завершить эксплуатацию ракеты-носителя «Космос-3М» в 2013 году. По его словам, в период с 2011 по 2012 планируется осуществить два запуска таких ракет.
ЗЫ Где тема "РН Космос-3М" ???[/size]
ЦитироватьЦитировать64,8° 67,7°
Точно с Плесецка? Может с Байконура с таким наклонением?
А с Плесецка ГЛОНАССы на другое наклонение, отличное от Байконурского выводятся?
Да, и по Союзу многие наклонения - проектные, конечно, и с маневром по рысканию :wink:
ЦитироватьПо РН "Протон-М": используются наклонения 51,5° [ТУТ (http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=4222)], а при запуске "ГЛОНАСС" - 64,8°
Точнее ИМХО 51,6
А в особо тяжелых случаях и 48°
ЦитироватьЗапуск космических аппаратов SES-3 (OS-2) и KazSat-2 осуществляется по ранее применявшейся схеме выведения с использованием штатных трассы полета и районов падения отделяемых частей ракеты-носителя. Подобная схема была успешно применена при совместном запуске российских телекоммуникационных спутников "Экспресс-АМ44" и "Экспресс-МД1" в феврале 2009 года. Кроме того, трасса полета, обеспечивающая наклонение опорной орбиты равное 48°, задействовалась при выведении ракетой-носителем "Протон-М" с РБ "Бриз-М" тяжелых (массой около или более шести тонн) зарубежных телекоммуникационных космических аппаратов.
http://coopi.khrunichev.ru/main.php?id=543
ЦитироватьДве ошибки.
1. Берем в одну руку яблоко, в другую ножик, режем ножом яблоко и вспоминаем, что наклонение смотрится в восходящем узле
2. Не крен, а рыскание
По п.1 -- да, виноват, стормозил. Румб ЮЮЗ получается -- 192,7°.
По п.2 -- виноват. :oops:
Ещё вопрос -- Рокот на наклонение 97° не летает?
Спасибо за комментарии, информацию сложно найти актуальную...
Ну вот такая таблица получилась. Правда, не знаю, в каких случаях используют "южные" трассы. Азимуты могут поменяться...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49849.png)
ЦитироватьЕщё вопрос -- Рокот на наклонение 97° не летает?
Летает, летает, при определенной высоте (~400 км) это будет солнечно-синхронная орбита (ССО)
(http://s48.radikal.ru/i120/1006/69/a04709b527f4t.jpg) (http://radikal.ru/F/s48.radikal.ru/i120/1006/69/a04709b527f4.jpg.html)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=604282#604282
А в таблице вы какую-то ахинею написали, извиняюсь, даже не соображу, из чего Вы это получили.
Поймите, у Рокота пока открыто три трассы, потом идет доворот на участке работы 2-й ступени и доразгоне, выдаче второго импульса. Так что никаких интервалов там в азимутах ставить не надо. И цифры с приведенными мной не бьют совершенно :(
В пункте "Рокот" обитает наклонение в 341 градус. Мне кажется, что это ошибка.
ЦитироватьЗенит на ССО летал по "южной" трассе, так что азимут д.б. ~195 град
По моим данным для байконурского Зенита открыты трассы на 51,6; 63 ; 87 (тоже "южная" трасса) град и ССО. Пытаются еще на 47 открыть, но это как с Монголией договорятся :wink:
А как летали Зениты с Целиной на 71 градус?
ЦитироватьА как летали Зениты с Целиной на 71 градус?
По базовому наклонению 64,8 (за что купил, однако)
ЦитироватьЦитироватьА как летали Зениты с Целиной на 71 градус?
По базовому наклонению 64,8
А доварачивали второй ступенью?
ЦитироватьА в таблице вы какую-то ахинею написали, извиняюсь, даже не соображу, из чего Вы это получили.
Можно подробнее, что ЭТО? :)
ЦитироватьПоймите, у Рокота пока открыто три трассы, потом идет доворот на участке работы 2-й ступени и доразгоне, выдаче второго импульса.
Ну так бы сразу и написали. Теперь понятно, исправлю.
ЦитироватьИ цифры с приведенными мной не бьют совершенно
Странно. Имеем формулу, связывающую наклонение i орбиты, широту
ЦитироватьБерём Плесецк (
О, это вариант...
В сети нашёл эти:
Байконур: 45° 57' 58" с.ш. и 63° 18' 28 " в.д.
Плесецк: 62°572353 с. ш. 40°412023 в. д.
Пусковая база "Ясный": 51° 05' с.ш. и 59° 50' в.д.
Может подскажете точные координаты?
Хм, вроде те координаты Плесецка. Вот эта площадка?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65514.jpg) (http://imglink.ru/show-image.php?id=0c57cd78223c03c64d0961a399f1e6ea)
Её координаты 62.9600668 N и 40.6833708 E, т.е. 62° 57' 36" с.ш. и 40° 41' 00".
ЦитироватьСтранно. Имеем формулу, связывающую наклонение i орбиты, широту
Спасибо за ссылки!
Може чего сгодится: http://www.astrodrome.ru/we/index.php?topic=97.0
Тестовый прожиг движка с Lunar Lander
http://www.esa.int/esaHS/SEMSEF7YBZG_index_1.html
Видео http://www.esa.int/images/16_9_L,529.swf
HI-RES QT (Size: 5316 kb) (http://download.esa.int/qt/3hzfiringlunarlander_qthigh.mov)
HI-RES WM (Size: 9459 kb) (http://download.esa.int/wmv/3hzfiringlunarlander_wmphigh.wmv)
HI-RES MP4 (Size: 9689 kb) (http://download.esa.int/mpeg/3hzfiringlunarlander_H264.mp4)
Спросил у преподавателя насчёт вариантов подвода горючего в тракт охлаждения КС ЖРД 8Д44. Ответ был такой: до 40% аварий ЖРД связаны с нарушением герметичности сварных соединений. В связи с этим снижение числа сварных швов приводит к увеличению надёжности ЖРД. Значит, отказ от двух коллекторов с четырьмя трубами в пользу одного коллектора с одной трубой приведёт к росту надёжности и снижению массы.
Минус - увеличенное сопротивление магистралей (т. к. увеличивается смачиваемая площадь).
Получается,что швы КС сваривают совсем не в вакууме.
ЦитироватьПолучается,что швы КС сваривают совсем не в вакууме.
Хз. Может, в среде инертного газа.
ЦитироватьЦитироватьВ два раза лучше чем у углекислого газа. И что?
Все,разобрались,- водород не имеел альтернативы для самого начала освоения космоса. ...
Все-таки,как обалденно выглядит аргон для завесы по совокупности теплопроводных свойств,- в жидком виде идет высокая теплопроводность,а далее,очень низкая при высоких температурах,как специально для медных стенок при 15 МПа,при весе 1,4г/см3 и 74К в целом получается преимущество перед водородом,хотя,РЖД получается чуть сложней.
Цитироватьхотя РЖД получается чуть сложней.
:D :D :D
ЦитироватьЦитироватьхотя РЖД получается чуть сложней.
:D :D :D
Над опечаткой смеяться,-над собой скалиться,пусть будет ЖРД.
Получается сложнее:
1) Дополнительный бак с теплоизоляцией
2) Доп. насос на ТНА
3) Существенно сложнее камера за счёт введения коллекторов впрыска, новых трубопроводов, обводных коллекторов (горючее придётся пускать в обход коллекторов впрыска).
ЦитироватьПолучается сложнее:
1) Дополнительный бак с теплоизоляцией
2) Доп. насос на ТНА
3) Существенно сложнее камера за счёт введения коллекторов впрыска, новых трубопроводов, обводных коллекторов (горючее придётся пускать в обход коллекторов впрыска).
При оценке сложности инженерного решения можно сразу отметить,что 2-4% жидкого аргона от всей массы являются мизерной компактной частью,с которой можно легко управиться. При этом потребуется,если точнее выражаться,бачок с теплоизоляцией,доп. насосик для "завесы", 3)Так как при этом приходится оперировать очень маленькими количествами материала,то можно смело надеяться,что инженерное решение по коллекторам для завесы не составит особых трудностей,тем более,что это не горячий кислород,-здесь для трубопроводов подошли бы "технологичные" никелевые сплавы. ... зато,какой был бы эфект :!:
Ну, я уж давно вам предлагаю посчитать, во что выльются все эти маленькие бачки и насосики с коллекторчиками. Докажите миру с помощью цифири, что ваша идея хороша.
ЦитироватьНу, я уж давно вам предлагаю посчитать, во что выльются все эти маленькие бачки и насосики с коллекторчиками. Докажите миру с помощью цифири, что ваша идея хороша.
Да в принципе тут все ненамного сложней велосипеда. Тут можно обратить на такие цифры: если для керосиновой завесы используется около 4% от массы всего топлива,то аргон потребует не более 3% из-за своих лучших теплопроводных характеристик,а так же,из-за возможности создания давления в аргоновом насосе более чем в 1.5 раза большее относительно давления керосинового насоса в открытой схеме,-из-за большей ок. 1.5 раза плотности аргона(80 К),чем у керосина. Низкая температура и плотность аргона позволяет создать аргоновый ТНА с давлением насоса не ниже 40 МПа,- такая цифра вырисовывается потому,что даже водородные насосы выдают более 45 МПа. При таких цифрах вполне можно надеяться,что в аргоновом коллекторе,в самой щели щелевой кольцевой форсунки давление будет превышать не менее 2 раза давления в КС(15-20 МПа),это благотворно скажеться на длинне плотного слоя "завесы" в КС. Что касаемо цифр по конструкции,то при "типовых" диаметрах КС в 800 мм,толщина "завесы" на самом выходе из щели будет,при выше означенном расходе,около 2 мм при давлении в щели примерно 40 МПа. Габариты аргонового коллектора так же проглядываются исходя из наиболее легкой конструкции оного. Легче всего сделать такой кольцевой коллектор со стороны цилиндрической части КС с аркообразным,полукругоподобным видом в его поперечном сечении "кольца". При 40 МПа при толщине стенок коллектора около 10 мм ширина основания "полукольца-арки" будет не болше 50 мм(если количество подводящих аргон в коллектор трубок будет не более 10 шт.),при этом зто основание является частью цилиндра КС,которая температурно защищается тем,что горючее из самых крайних двух рядов форсунок только начинает сгорать.При такой конструкции коллектора обогнуть его горячему кислородному току из "рубашки" будет конструктивно очень просто,- при этом надо,чтобы медный цилиндр КС около щели расширялся и "наползал" сбоку на "кольцо" коллектора при 10 мм своей толщине в этом месте,привариваясь к коллектору уже с другой его стороны без нарушения сильно уплотненной структуры меди . Естественно,вся медная часть изначально должна быть целиковой и монолитной,медная заготовка должна фрезероваться в крио-камере на соответствующих обжимных и распирающих болванках. Подводящие аргон трубки могут иметь гильзовую тепло-изоляцию в местах прохождения сквозь охлаждающий стенки КС кислород,водород и прочее. К коллектору же аргона можно так же приварить днище КС в виду отсутствия огранечений на толщину стенок аргон.коллектора. Вес самого коллектора будет не более 50 кг. При весе первой ступени 700 тонн понадобится всего ок.20 т жидкого аргона,это ок. 15 кубов м3.,- в полушаре радиусом ок.6 м. Аргонный ТНА будет весить не более 4% от веса всех ТНА на данной "ступени" ракетоносителя. Малый расход определяет простоту изготовления дополнительных элементов ракеты. Хорошо еще отметить,что утолщенная медная стенка позволяет лучше изготовить ледяной "панцирь" для страховки стенок КС на момент пуска двигателя,когда может иметь место дисбаланс давления в КС И в охлаждающей "рубашке".
Товарищи! Подскажите, пожалуйста, плотность ТМ-185.
Товарищи! Пишу диплом. Сейчас считаю охлаждение камеры сгорания. Возник вопрос: какой запас брать по температуре компонента? По таблицам посмотрел - температура кипения НДМГ при примерно 10 атм. составляет 130 град. С (Большаков Г. Ф. "Химия и технология компонентов жидкого ракетного топлива"). У меня по расчётам получается температура 115 град. С. Достаточен ли запас в 15 град.?..
Мне кажется, что нет...
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! Пишу диплом. Сейчас считаю охлаждение камеры сгорания. Возник вопрос: какой запас брать по температуре компонента? По таблицам посмотрел - температура кипения НДМГ при примерно 10 атм. составляет 130 град. С (Большаков Г. Ф. "Химия и технология компонентов жидкого ракетного топлива" ;) . У меня по расчётам получается температура 115 град. С. Достаточен ли запас в 15 град.?..
Мне кажется, что нет...
А при какой температуре он разлагается?
И почему такое низкое давление? Вытеснительная подача и регенеративное охлаждение?
ЦитироватьСтарый пишет:
А при какой температуре он разлагается?
580-600 К. Та же книжка.
ЦитироватьСтарый пишет:
И почему такое низкое давление?
Таблица до 9,24*10^5 Па дана.
ЦитироватьСтарый пишет:
Вытеснительная подача и регенеративное охлаждение?
Научрук дал посчитать РД-114 на 25 МПа в КС. :)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Таблица до 9,24*10^5 Па дана.
Гм... http://wwwcdl.bmstu.ru/e1/GRD.pdf
ЦитироватьАлександр Ч. пишет:
Гм... http://wwwcdl.bmstu.ru/e1/GRD.pdf
Спасибо :) Буду искать.
Но, вообще, у меня подобных руководств несколько - ещё нигде не видел рекомендаций по запасу температуры...
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Научрук дал посчитать РД-114 на 25 МПа в КС.
Ой! Наверно точно не закипит...
ЦитироватьСтарый пишет:
Ой! Наверно точно не закипит...
Очевидно, давление в тракте не позволит закипеть. Может, НДМГ перейдёт в сверхкритическое состояние.
А как это отразиться на охлаждении?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: Может, НДМГ перейдёт в сверхкритическое состояние.
А как это отразиться на охлаждении?
Положительно.
ЦитироватьСтарый пишет:
Положительно.
Из-за возникшей турбулентности?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Положительно.
Из-за возникшей турбулентности?
Както считается что сверхкритическая жидкость охлаждает лучше докритической. Наверно да, из турбулентности. А может чисто от того что не будет локальных вскипаний из-за локального перегрева.
Ага... Спасибо всем за помощь, буду двигаться дальше...
ЦитироватьСтарый пишет:
А может чисто от того что не будет локальных вскипаний из-за локального перегрева.
Насколько я помню, локальные вскипания как раз интенсифицируют теплообмен (увеличивается коэффициент теплоотдачи) за счёт улучшения перемешивания жидкости.
А вот когда кипение принимает более интенсивный характер и на стенку ложится сплошная пелена пара - то тут идёт резкое понижение коэффициента теплоотдачи из-за низкой теплопроводности пара.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
А может чисто от того что не будет локальных вскипаний из-за локального перегрева.
Насколько я помню, локальные вскипания как раз интенсифицируют теплообмен (увеличивается коэффициент теплоотдачи) за счёт улучшения перемешивания жидкости.
А вот когда кипение принимает более интенсивный характер и на стенку ложится сплошная пелена пара - то тут идёт резкое понижение коэффициента теплоотдачи из-за низкой теплопроводности пара.
Локальное вскипание увеличивает общий теплообмен но снижает локальный в месте вскипания. Там и происходит прогар.
ЦитироватьСтарый пишет:
Локальное вскипание увеличивает общий теплообмен но снижает локальный в месте вскипания. Там и происходит прогар.
Подозреваю, что локальное вскипание - явление неустойчивое и кратковременное. Т. е. не факт, что прогар будет.
Вот при постоянной пелене прогар точно должен случиться.
Товарищи! Вот только сейчас задумался над вопросом: а чем отличается полимер от кристалла? Ведь и там и там есть упорядоченная повторяющаяся структура...
Определение кристалла - наличие дальнего порядка. Насколько дальнего - можно обсуждать, есть кристаллы мелкие, которые объединяются в поликристаллическую структуру, но на практике обычно материалы достаточно чётко делятся на группы, по дальности этого порядка.
Классические полимеры имеют гораздо меньшую дальность порядка.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Вот только сейчас задумался над вопросом: а чем отличается полимер от кристалла?
Саша, если не секрет, а к чему вопрос?
Я бы сказал так ( не претендуя на истину в последней инстанции): у кристаллов есть упорядоченная решётка, а полимеры, как правило, никакой решётки не образуют...
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! Вот только сейчас задумался над вопросом: а чем отличается полимер от кристалла?
степенью симметрии
Товарищи! Спасибо за ответы!
ЦитироватьG.K. пишет:
Саша, если не секрет, а к чему вопрос?
Начал читать статью: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B8%D0%B4%D1%80%D0%B8%D0%B4_%D0%B0%D0%BB%D1%8E%D0%BC%D0%B8%D0%BD%D0%B8%D1%8F
там написано, что это "бесцветное или белое твёрдое вещество, имеющее полимерную структуру".
А потом "В обычных условиях гидрид алюминия имеет полимерную молекулярную структуру (AlH3)n, при этом его кристаллическая форма существует в семи полиморфных модификациях".
И тут я понял, что не понимаю разницу между полимером и кристаллом.
Спрошу тут :) Вот есть два движка сравнимой тяги: РД-108 и РД-120, можно ли к РД-108 присобачить камеру сгорания с потрохами от РД-120? А то для движка с тягой 90 т четыре горшка смотрятся архаично...
Цитироватьоктоген пишет:
Спрошу тут Вот есть два движка сравнимой тяги: РД-108 и РД-120, можно ли к РД-108 присобачить камеру сгорания с потрохами от РД-120? А то для движка с тягой 90 т четыре горшка смотрятся архаично...
А точнее выразиться можно? Что с чем вы собираетесь собрать вместе?
К ТНА+ГГ от РД-108 присоединить КС РД-120?
А ГГ на перекиси вам архаичным не кажется?
ЦитироватьК ТНА+ГГ от РД-108 присоединить КС РД-120?
Именно так! А ГГ на перекиси архаичным не кажется- у него дубовейшая надежность!
Цитироватьоктоген пишет:
Именно так! А ГГ на перекиси архаичным не кажется- у него дубовейшая надежность!
У ГГ на основных компонентах тоже дубовейшая надёжность.
Идея не пройдёт. КС 11Д123 рассчитана на давление в КС порядка 180 атм, если память мне не изменяет - раз. Она для замкнутого двигателя и соответственно ФГ совершенно иная - два.
Я как-то делал расчёт ЖРД - перевод РД-107 с перекиси на основные компоненты. Там рост ПН был за счёт повышения УИ ДУ и за счёт роста РЗТ боковых блоков.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! Спасибо за ответы!
ЦитироватьG.K.
пишет:
Саша, если не секрет, а к чему вопрос?
Начал читать статью: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B8%D0%B4%D1%80%D0%B8%D0%B4_%D0%B0%D0%BB%D1%8E%D0%BC%D0%B8%D0%BD%D0%B8%D1%8F
там написано, что это "бесцветное или белое твёрдое вещество, имеющее полимерную структуру".
А потом "В обычных условиях гидрид алюминия имеет полимерную молекулярную структуру (AlH3)n, при этом его кристаллическая форма существует в семи полиморфных модификациях".
И тут я понял, что не понимаю разницу между полимером и кристаллом.
Полимер - понятие химическое, достаточно написать формулу, указав повторяющиеся части его молекулы, а как вещество будет выглядеть, это уже скорее физика - пространственная структура может быть разной...
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Именно так! А ГГ на перекиси архаичным не кажется- у него дубовейшая надежность!
У ГГ на основных компонентах тоже дубовейшая надёжность.
Идея не пройдёт. КС 11Д123 рассчитана на давление в КС порядка 180 атм, если память мне не изменяет - раз. Она для замкнутого двигателя и соответственно ФГ совершенно иная - два.
Я как-то делал расчёт ЖРД - перевод РД-107 с перекиси на основные компоненты. Там рост ПН был за счёт повышения УИ ДУ и за счёт роста РЗТ боковых блоков.
Получается что улучшить РД-107 можно только удешевлением его производства, а конструктив оставить какой есть... Перевод ГГ на основные компоненты не стоит выделки, все равно НК-33 он не догонит.
Цитироватьоктоген пишет:
Перевод ГГ на основные компоненты не стоит выделки, все равно НК-33 он не догонит.
Ну да. Так и есть.
А как ваши учителя/научные руководители отнесутся к переводу РД-107 на ацетам? ПМСМ там УИ 270 вполне возможно достичь, при том, что ТНА останется таким как был, ФГ возможно даже упростится из-за лучшего смесеобразования на ацетаме. Ну и горшок будет охлаждаться лучшим хладагентом ацетамом, так что повышение теплонапряженности будет компенсировано.
Почему не делают охлаждение КС жидким кислородом? Ведь потом "мятым кислородом" можно подкручивать ТНА, как сделано в РД-0164 с мятым метаном. Думаю что переохлажденный до -210 кислород как охладитель не сильно хуже водорода.
Про кипение: почему водородники на мятом газе это кипение переваривают?
Цитироватьоктоген пишет:
Почему не делают охлаждение КС жидким кислородом?
Новый двигатель для ДМ. чтото на эту тему было
Цитироватьоктоген пишет:
Почему не делают охлаждение КС жидким кислородом? Ведь потом "мятым кислородом" можно подкручивать ТНА, как сделано в РД-0164 с мятым метаном. Думаю что переохлажденный до -210 кислород как охладитель не сильно хуже водорода.
Про кипение: почему водородники на мятом газе это кипение переваривают?
ЖК имеет гораздо меньший хладоресурс, чем керосин, несмотря на то, что ЖК на ракете больше - примерно в 2,5 раза по массе. Хладоресурс - это сколько тепла можно вкачать в ЖК, чтобы он потерял свои охладительные свойства. Даже если ЖК переохлаждённый, его удельная теплоёмкость невысока, а когда ЖК начинает кипеть, то теплосъёмная способность его резко падает, и камера сгорания прогорает.
В то же время керосин далёк от температуры кипения, и способен принять большее тепло. Ещё больше, конечно, хладоресурс керосина вместе с ЖК, но усложнение ПГС съедает всю выгоду.
Водород - дело другое. Мало того, что он рекордсмен по теплоёмкости и очень холодный - самое важное, что при достаточно низком давлении водород находится в сверхкритическом состоянии, то есть не может закипеть. Для ЖК такое давление гораздо выше.
После водорода хорошие теплосъёмные свойства у аммиака, воды и перекиси - у всех благодаря водородным связям между молекулами. Аммиачные двигатели в истории были - например, на X-15 - и могут ещё быть. Перекисные тоже были - Гамма-8 на Блэк Эрроу. По крайней мере с перекисью удобно использовать и её большое количество - перекись окислитель, и по массе превосходила керосин на Блэк Эрроу в восемь раз - и большую теплоёмкость.
Ещё на 11Д57 КС охлаждали и водородом. и ЖК.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Ещё на 11Д57 КС охлаждали и водородом. и ЖК.
Вполне возможно. Но вышеприведённого не отменяет.
А подскажите, есть ли практическая возможность сделать объеденный бак кислород/метан, с вертикальной перегородкой внутри?
Допустим, что можно, то есть ли теоретические преимущества такой схемы?
Цитироватьdidgik пишет:
А подскажите, есть ли практическая возможность сделать объеденный бак кислород/метан, с вертикальной перегородкой внутри?
Хм, можно. Только из-за разницы давлений наддува она не будет плоской. И на неё должна быть нанесена теплоизоляция - температура кипения метана градусов на 20-30 больше, чем у кислорода. И площадь её будет больше, чем у обычного днища.
Цитироватьdidgik пишет:
Допустим, что можно, то есть ли теоретические преимущества такой схемы?
Так с этого и надо начинать. ИМХО, нет. Схема получается несимметричной.
Товарищи! А кто объяснит мне принцип действия АФАР? Я так понимаю, что они состоят из отдельных излучателей, каждый из которых в отдельности имеет широкую диаграмму направленности (читай - излучает во все стороны). А вот волны от соседних элементов интерферируют и гасят друг друга так, что из широкой диаграммы вырезается узкая.
Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! А кто объяснит мне принцип действия АФАР? Я так понимаю, что они состоят из отдельных излучателей, каждый из которых в отдельности имеет широкую диаграмму направленности (читай - излучает во все стороны). А вот волны от соседних элементов интерферируют и гасят друг друга так, что из широкой диаграммы вырезается узкая.
Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю.
Разделите, к примеру, полуволновый диполь на два четвертьволновых штыря, какая у них по отдельности диаграмма направленности? А вместе уже что-то другое... Каждый малый отрезок в отдельности излучал бы "во все стороны", а вместе они дают картину направленного ( у диполя- в одной плоскости) излучения, ну а фазированная решётка организована так, что излучение концентрируется в определённом пространственном угле благодаря сдвигу фаз между отдельными излучателями, притом можно ещё и управлять диаграммой, меняя этот сдвиг - не надо вращать антенну. Да, это именно интерференция в пространстве, но где поле гасится, там и нет энергии поля, туда она не излучается, можно сказать...
ЦитироватьКубик пишет:
Разделите, к примеру, полуволновый диполь на два четвертьволновых штыря, какая у них по отдельности диаграмма направленности?
Ой... Вы для нас, лошадей, попроще пожалуйста :) Я ж в радиотехнике полный ноль.
ЦитироватьКубик пишет:
Да, это именно интерференция в пространстве
Ага, это понятно.
ЦитироватьКубик пишет:
но где поле гасится, там и нет энергии поля, туда она не излучается, можно сказать...
Вот! Именно этот момент и не понятен :( Т. е.: почему за счёт интерференции энергия перераспределяется в определённом направлении?
Понятно, что я задаю довольно глупые вопросы, но тут уж прошу извинить меня :(
Но в любом случае спасибо за ответ!
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКубик
пишет:
Разделите, к примеру, полуволновый диполь на два четвертьволновых штыря, какая у них по отдельности диаграмма направленности?
Ой... Вы для нас, лошадей, попроще пожалуйста Я ж в радиотехнике полный ноль.
Понятно, что я задаю довольно глупые вопросы, но тут уж прошу извинить меня
...
http://lib.qrz.ru/node/2185
Четвертьволновой штырь есть половинкa его. Обычнaя штыревaя aнтеннa и есть четвертволновой вертикaльный штырь.
присоединяюсь к александру.
я думал, что там где нет поля - на самом деле есть, ну одно минус один, второе плюс пдн, друг друга подгасили, энергия потрачена.
там где есть +1 +1, это энергия двух полей в данном участке, но не всего участка действия антенны. короче передатчик 100 ватт, а там где поле - миливатты или меньше. но не так - все 100 ватт всей антенны кнцентрируются возле одной цели.
в смысле вопрос - я правильно думаю?
ЦитироватьВот! Именно этот момент и не понятен (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_sad.gif) Т. е.: почему за счёт интерференции энергия перераспределяется в определённом направлении?
Принцип сохрнения энергии. Онa исчезнуть никудa не может только перерaспределится.
К тому же полуволновому вибрaтору (диполю) добaвьте пaрaллелино нa рсстоянии ~ 0,3 волны отрaжaтель (рефлектор). Получите гaшение зaднего лепесткa чувствительности диaгрaммы нaпрaвлености и увеличение переднего (кaк пример).
ну с рефлектором понятно - он отразит, перекинет энергия.
а гашение одной антенны другой в 100 метрах от антенны справа под 45 градусов никак не передаст эту энергию в 500 мтров от антенны прямо по курсу.
ЦитироватьСергио пишет:
ну с рефлектором понятно - он отразит, перекинет энергия.
а гашение одной антенны другой в 100 метрах от антенны справа под 45 градусов никак не передаст эту энергию в 500 мтров от антенны прямо по курсу.
Интерференция чaстный случaй резонaнсa. Отсюдa и усиление при совпaдении пaрaметров волны.
Э-э-э... а почему вы не подумали о варианте, что узел решётки ФАР делает то же самое, что и участок зеркала. Т.е. в одном случае фаза сигнала меняется "приспособой" (фазавращатель), а в другом за счёт криволинейности поверхности?
А поскольку "приспособа" позволяет менять фазу сигнала, как нам хочется, то значит мы ей "имитируем" практически любой зеркало.
Это так, на кухонном, для лошадей :-D
PS Пытался ещё вчера дать ответ, но после того, как в очередной раз попытался изобразить тензор поля, решил, что не стоит :-D Желающие могут попытаться объяснить эффект "вращения" фазы через интерференцию на пальцах. Я -пас ;-)
PSS АФАР, это тот же ФАР, только в узлах помимо приемников ещё и передатчики. Работает точно так же.
ЦитироватьАлександр Ч. пишет:
Э-э-э... а почему вы не подумали о варианте, что узел решётки ФАР делает то же самое, что и участок зеркала. Т.е. в одном случае фаза сигнала меняется "приспособой" (фазавращатель), а в другом за счёт криволинейности поверхности?
А поскольку "приспособа" позволяет менять фазу сигнала, как нам хочется, то значит мы ей "имитируем" практически любой зеркало.
Это так, на кухонном, для лошадей
PS Пытался ещё вчера дать ответ, но после того, как в очередной раз попытался изобразить тензор поля, решил, что не стоит :-D
PSS АФАР, это тот же ФАР, только в узлах помимо приемников ещё и передатчики. Работает точно так же.
Не успели, по причине снa... .
:oops:
То же, относительно фозоврaщaтелей. Упрвляющих системой из диполей.
http://www.twi-global.com/technical-knowledge/faqs/ndt/faq-in-ultrasonic-testing-ut-how-is-the-beam-manipulated-in-a-phased-array-system/
http://www.explorelearning.com/index.cfm?method=cResource.dspExpGuide&ResourceID=590
здесь волны никуда не исчезают, и их энергия не появляется в нижном месте. волны как шли во все стороны так и идут, просто в нужной точке они накладываются друг на друга.
в нужной точке не концентрируется энергия всей антенны, точнее всех антенн в фаре.
можете нарисоватькуда в вашем понимании энергия перераспределяется?
я не говорю что так правильно и я супер спец по ФАРам, я говорю что я так понимаю а не по другому.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! А кто объяснит мне принцип действия АФАР? Я так понимаю, что они состоят из отдельных излучателей, каждый из которых в отдельности имеет широкую диаграмму направленности (читай - излучает во все стороны). А вот волны от соседних элементов интерферируют и гасят друг друга так, что из широкой диаграммы вырезается узкая.
Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю.
Не совсем правильно.
Тоже нет.
ФАР (буква А не имеет значения, поскольку она определяет наличие активного элемента, то есть приемника или передатчика при элементе антенны) - это набор антенных элементов, работающих синфазно. Поэтому их КУ складывается, но, в отличие от зеркальной антенны, не на апертуре, а в пространстве. В результате, получаем стандартный "огурец".
Ded, to est vot eto nepravilno?:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/49425)
ЦитироватьСергио пишет:
Ded, to est vot eto nepravilno?:
Я нихт андерстенд ап чом спитч....
я понимаю вот этот спич:
"Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю."
и понимаю что иллюстрация оисывает вышесказанное.
Вы пишите что "Поэтому их КУ складывается, но, в отличие от зеркальной антенны, не на апертуре, а в пространстве." чего я не понимаю.
Электромагнитная энергия которая пошла скажем между 120 и 180 градусом на картинке - потеряна, и никак не может быть появиться на 63-64 градусе, так?. или картинка к (а)фару не имеет отношения и там как то по другому?
Вам же говорят - энергия не "ходит", а может проявляться только в месте пространства, где есть напряжённость поля. Если там "0", то и энергии нет, ничего не теряется - куда бы оно делось?.Вы ж не дивитесь, что встречно включённые одинаковые источники постоянного тока, да и переменного - при совпадении фаз не выдают энергию?
ЦитироватьСергио пишет:
я понимаю вот этот спич:
"Но смысл-то направленной антенны (параболической например) направить всю энергию в заданном направлении, а в АФАР выходит энергия во все стороны излучается... Но чего-то я похоже не понимаю."
и понимаю что иллюстрация оисывает вышесказанное.
Вы пишите что "Поэтому их КУ складывается, но, в отличие от зеркальной антенны, не на апертуре, а в пространстве." чего я не понимаю.
Электромагнитная энергия которая пошла скажем между 120 и 180 градусом на картинке - потеряна, и никак не может быть появиться на 63-64 градусе, так?. или картинка к (а)фару не имеет отношения и там как то по другому?
Не понимаете. Приведенный Вами рисунок этого не описывает. В Интернете можно найти ФАР из параболических антенн. Понятнее???
1 антенный элемент (не путайте с изотропным излучателем, да, и на Вашем рисунке антенные элементы имеют полусферическую ДН) имеет некоторую ширину диаграммы направленности. Если мы установим в соответствующем порядке 4 таких излучателя и заставим их работать синфазно, то диаграмма направленности уменьшится в два раза и КУ увеличится в четыре раза. По-моему так. Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Зеленое - такого не бывает...
ЦитироватьDed пишет:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит... :oops:
ЦитироватьКубик пишет:
ЦитироватьDed пишет:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит...
Скажу. При любом результате.
ЦитироватьКубик пишет:
ЦитироватьDed пишет:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит... :oops:
Любой диск рано или поздно отказывает, поэтому очень рекомендую использовать технологию RAID - два разных диска пишут одну и ту же информацию. Затрудняюсь сказать как это можно организовать на ноутбуке, но на стационарных компьютерах работает.
ЦитироватьDed пишет:
ЦитироватьКубик
пишет:
ЦитироватьDed пишет:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит...
Скажу. При любом результате.
Спасибо, а насчёт фазы..."
что встречно включённые одинаковые источники постоянного тока, (да и переменного - при совпадении фаз)" - н-да, скобочки не поставил.. :oops:
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
Фар - это ровно то-же самое, только вы контролируете (через фазу) "время срабатывания" этих точечных источников. Это позволяет формировать фронт волны произвольной конфигурации (в идеале и упрощенно)
---------------------------------------------------------------------------------------------------
Можно зайти с другой стороны - обычная линза фокусирует свет именно за счет разных задержек на разных траекториях луча, что проявляется как поворот фазы(при этом формируется соответствующий фронт волны, см выше).
---------------------------------------------------------------------------------------------------
То-же самое для неплоского зеркала, но чуть менее наглядно
---------------------------------------------------------------------------------------------------
Соответственно, если у вас есть возможность с нужной точностью контролировать фазу на плоскости, состоящей из сети точечных излучателей - вы можете имитировать зеркала/линзы произвольной конфигурации "на излучение"
---------------------------------------------------------------------------------------------------
Опять-же в идеале, если применить принципы геометрической оптики, то система полностью обратима - т.е. такое формирование возможно и на прием, и на передачу.
---------------------------------------------------------------------------------------------------
Надо понимать, что точность такой имитации тем выше, чем ближе плоскость к бесконечной, источники - к точечным, расстояние между ними - к нулю, контроль излучаемого сигнала - к идеальному
---------------------------------------------------------------------------------------------------
В реальности все не так страшно, т.к. система должна работать с определенной точностью в определенном (довольно узком) диапазоне частот и амплитуд, с ограниченным фазовым сдвигом.
---------------------------------------------------------------------------------------------------
Кстати, насколько я помню, первый (американский? английский?) ФАР радар был реализован на физических линиях задержки разной длины, т.е. на "распределенной линзе из волноводов разной длины" фактически.
Сейчас нужды в этом нет - но принцип ровно тот-же.
Цитироватьdmdimon пишет:
Кстати, насколько я помню, первый (американский? английский?) ФАР радар был реализован на физических линиях задержки разной длины, т.е. на "распределенной линзе из волноводов разной длины" фактически.
Опытная РЛС на американском корабле. Там в приёмном и передающих трактах использовалась линза Люнеберга.
Точно. чутка я наврал насчет линзы из волноводов, забыл уже как оно там было.
Кстати, если картинку, которой интересуется Сергио, чуть дополнить - она станет нагляднее. Просто дорисуем фронт волны:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/330442.gif)
Цитироватьdmdimon пишет:
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
Этот урок прогулял. Вы можете просветить? Особенно интересно сохранение синфазности и других параметров.
Цитироватьdmdimon пишет:
Точно. чутка я наврал насчет линзы из волноводов, забыл уже как оно там было.
Кстати, если картинку, которой интересуется Сергио, чуть дополнить - она станет нагляднее. Просто дорисуем фронт волны:
Что кстати?
ЦитироватьDed пишет:
Цитироватьdmdimon пишет:
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
Этот урок прогулял. Вы можете просветить? Особенно интересно сохранение синфазности и других параметров.
Принцип Гюйгенса-Френеля. От каждой точки фронта волны рисуется окружность радиусом пропорциональным скорости света в окрестности точки. Затем рисуется огибающая по всем окружностям - это и будет новый фронт волны.
На школьном уровне можно просто и достаточно верно рисовать распространение света в сложных случаях - на сложных границах разных сред, через щели и т.п.
ЦитироватьТатарин пишет:
ЦитироватьDed пишет:
Цитироватьdmdimon пишет:
в школьном курсе физики, помню, рассматривалось отражение от плоскости как переизлучение точечными источниками (со сферическим распространением) и их сумма формировала фронт отраженной волны. Помните такое?
Этот урок прогулял. Вы можете просветить? Особенно интересно сохранение синфазности и других параметров.
Принцип Гюйгенса-Френеля. От каждой точки фронта волны рисуется окружность радиусом пропорциональным скорости света в окрестности точки. Затем рисуется огибающая по всем окружностям - это и будет новый фронт волны.
На школьном уровне можно просто и достаточно верно рисовать распространение света в сложных случаях - на сложных границах разных сред, через щели и т.п.
А как насчет увеличения усиления?
Видимо прогулял не один урок...
ЦитироватьКубик пишет:
ЦитироватьDed пишет:
Пытаюсь восстановить "рухнувший" внешний диск, там была книжка.
Расскажите об успехах как-нибудь, у меня три дня ушло на 300 ГБ, три программы накопали десятикратное к-во инфы, включая весь мусор, пусть теперь владелец смотрит...
Успехов большой нуль. Какое-то механическое повреждение дисков...
ЦитироватьDed пишет:
Успехов большой нуль. Какое-то механическое повреждение дисков...
если холодный диск работает (хоть минуту), а после прогрева отваливается - отказала термостабилизация. Я на длинных шлейфах (поместив диск(диски, это была raid0-пара) в заведомо герметичный пакет) клал их в ведро с водой со льдом, выжидал 10-15 минут для охлаждения и сливал инфу(не доставая из ведра). Альтернативно - два аккумулятора холода (цена рублей 300-500, для сумок-холодильников которые), замораживаете в морозилке, между ними зажимаете диск и вперед - только диск в пакет, а то роса выпадет.
ЦитироватьDed пишет:
ЦитироватьТатарин пишет:
Принцип Гюйгенса-Френеля. От каждой точки фронта волны рисуется окружность радиусом пропорциональным скорости света в окрестности точки. Затем рисуется огибающая по всем окружностям - это и будет новый фронт волны.
На школьном уровне можно просто и достаточно верно рисовать распространение света в сложных случаях - на сложных границах разных сред, через щели и т.п.
А как насчет увеличения усиления?
Видимо прогулял не один урок...
на прием или на передачу? На передачу - у вас формируется (суммарный) фронт волны, которая несет всю излученную энергию.
На прием - можно трактовать по разному, но наверное проще всего (для меня) примерно так - соответствующие задержки (поворот фазы) для разных приемников обеспечивают синфазность сигнала, пришедшего с определенного направления, для всех элементов ФАР - в отличии от сигналов, пришедших с других направлений.
насчет синфазности был еще вопрос - там фронт волны как раз рисуется по синфазным поверхностям, так что все ок.
Цитироватьdmdimon пишет:
ЦитироватьDed
пишет:
Успехов большой нуль. Какое-то механическое повреждение дисков...
если холодный диск работает (хоть минуту), а после прогрева отваливается - отказала термостабилизация. Я на длинных шлейфах (поместив диск(диски, это была raid0-пара) в заведомо герметичный пакет) клал их в ведро с водой со льдом, выжидал 10-15 минут для охлаждения и сливал инфу(не доставая из ведра). Альтернативно - два аккумулятора холода (цена рублей 300-500, для сумок-холодильников которые), замораживаете в морозилке, между ними зажимаете диск и вперед - только диск в пакет, а то роса выпадет.
Если крутится и опознаётся - одно, если нет... иногда программы восстановления "будят", но совет правильный - захоложенный, ну просто в холодильнике, в пакете от росы - может заработать, частенько дело в нарушении внутренних связей в платах и схеме, что через месяцы может временно восстановиться.. В своё время Fujtsu отзывала свои недолгоживущие диски, и у меня 40 ГБ рухнул.. но через год вылежался и подхоложенный сдал всю инфу...А если не тыркается вовсе, чаще сдох контроллер, и восстанавливают заменой на такой же -от другого диска...ну, это на фирмах... знакомому из Англии выписывали, модель была не новая. Bad blocks - не критично, даже старые программы их обходят и пробуют восстановить данные.
Цитироватьdmdimon пишет:
на прием или на передачу
А что, есть разница?
Спасибо.Попробую охладить. Вдруг поможет.
Товарищи! А на двигателе РД-251 (это от Р-36/8К67) насосы О и Г с каким подводом - односторонним или двухсторонним?..
На насосах аналогичной размерности ОКБ-456 в предыдущих двигателях применялись насосы с двухсторонним подводом. но тут я засомневался.
Кстати. Заодно просветите меня, почему на РД-107/108, РД-111, РД-253 применяли насосы с двухсторонним подводом, а на более поздних двигателях (скажем, РД-264 или РД-170) - с односторонним.
(подозреваю, что введение одностороннего подвода позволяет уменьшить площадь крыльчатки и соответственно повысить КПД насоса...)
Товарищи! А какова дальность полёта Р-5М/8К51? Везде написано 1200 км, в http://militaryrussia.ru/blog/index-323.html приводятся данные о пусках на 1165 км. Но возникли сомнения :)
Так. Вопрос снимается. Да, 1200 км она вполне летала. В который раз в книжке "Средства выведения..." Кобелева/Милованова обнаружена ересь :( Написано: сухая масса - 4200 кг, а в реальности - около 2500.
Есть ли где данные о том, как менялись варианты (и массы) БО Союза за его историю разработки и модернизации? Сейчас это 1300 кг - и, как я понимаю, опыт разработок используется для модулей типа Пирс, Рассвет и т.п. Интересует, в частности, есть ли там резервы массы?
Доброго времени суток.
Может ли кто пояснить на пальцах (или хотя бы послать верным курсом) принцип работы ядерного взрыволета типа того же Ориона.
То есть сам принцип работы понятен, непонятен принцип преобразования энергии ядерного взрыва (излучения по сути) в кинетическую. Раньше я думал, что взаимодействие идет по абляционному принципу: нагрев-испарение-нагрев-расширение поверхностного слоя плиты, но изучение немногочисленных источников показывает, что в проектах плита была неразрушаемой.
Пытаюсь посчитать различные элементы подобного корабля, и вот на оценке удельного импульса и механизма преобразования энергии забуксовал, а без этого не выбрать материал плиты, не оценить предельную падающую на единицу площади энергию и т.п.
Не только излучение. Потому и толстая оболочка для бомб применяется. И направленность взрыва. Абляция и переизлучение тоже. Сделать совсем уж не разрушаемую плиту не возможно.
Можно, если поглощенной (металлом) энергии не хватит даже на нагрев до температуры плавления =)
Ок, тогда разделим воздействие на поток материи с высокой скоростью, и излучение.
Материя пусть неупруго тормозится, о плиту... С околосветовых скоростей? Или там существенно меньше? Тут по сохранению импульса можно грубо оценить.
А переизлучение как посмотреть? Можно ли из общефизических соображений оценить сколько переизлучается, сколько поглощается? Исходя из переизлученной энергии как импульс прикинуть?
Кстати о направленных ядерных устройствах (тоже совсем недавно о них узнал) - в них направление придается всему спектру продуктов, или преимущественно излучению?
Может какая литературка по теме есть?
Я взрыволетами не занимался никогда, ответил как просили "на пальцах" :) . Смотрите у Семенова и Моисеева.
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:
Доброго времени суток.
Может ли кто пояснить на пальцах (или хотя бы послать верным курсом) принцип работы ядерного взрыволета типа того же Ориона.
То есть сам принцип работы понятен, непонятен принцип преобразования энергии ядерного взрыва (излучения по сути) в кинетическую. Раньше я думал, что взаимодействие идет по абляционному принципу: нагрев-испарение-нагрев-расширение поверхностного слоя плиты, но изучение немногочисленных источников показывает, что в проектах плита была неразрушаемой.
Пытаюсь посчитать различные элементы подобного корабля, и вот на оценке удельного импульса и механизма преобразования энергии забуксовал, а без этого не выбрать материал плиты, не оценить предельную падающую на единицу площади энергию и т.п.
http://go2starss.narod.ru/pub/E020_FDMT.html
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:
Кстати о направленных ядерных устройствах (тоже совсем недавно о них узнал) - в них направление придается всему спектру продуктов, или преимущественно излучению?
Может какая литературка по теме есть?
Там направляется небольшая энергия в определённом направлении. Выглядит это примерно как конус, в вершине которого находится ядерный заряд, а основание направлено к тяговой плите. Как лучше описать не знаю. :)
Где-то у меня был документ о проекте Орион, там приводился разрез подобного заряда. Этот же разрез есть здесь, рис. 5: http://imperus.clan.su/publ/2-1-0-7
Норот, есть у кого чертеж общего вида ТНА РД-170/180/190? На lpre не слать - там нет. Или пниту у кого поспрошать. Лютые подробности не нужны, но нужно четко разглядеть конструктив. Спасибо.
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:
Норот, есть у кого чертеж общего вида ТНА РД-170/180/190? На lpre не слать - там нет. Или пниту у кого поспрошать. Лютые подробности не нужны, но нужно четко разглядеть конструктив. Спасибо.
Пишите мыло
samuraijack85@rambler.ru
Спасибо =)
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:
samuraijack85@rambler.ru
Спасибо =)
Что нашёл - отправил...
Заинтересовался вот каким вопросом.
Насколько велико сопротивление воздуха для "толстых" ракет? Скажем, сколько ХС будет потеряно при попытке вывести на орбиту ракету сферической формы в одну ступень при "обычных" значениях ускорений?
существуют однокамерные, двухкамерные, четырехкамерные РД.
какие сложности возникают при дальнейшем увеличении числа камер? во что упираемся, допустим при проектировании 6 камерного двигателя? в ТНА?
ЦитироватьСергей Капустин пишет:
существуют однокамерные, двухкамерные, четырехкамерные РД.
какие сложности возникают при дальнейшем увеличении числа камер? во что упираемся, допустим при проектировании 6 камерного двигателя? в ТНА?
Скорее всего, ограничения здесь чисто компоновочные и конструктивно-технологические.
Цитироватьavmich пишет:
Заинтересовался вот каким вопросом.
Насколько велико сопротивление воздуха для "толстых" ракет? Скажем, сколько ХС будет потеряно при попытке вывести на орбиту ракету сферической формы в одну ступень при "обычных" значениях ускорений?
В связи с этим вопросом интересен коэффициент сопротивления сферы потоку в соответствующем диапазоне скоростей. Может, у кого под рукой эти данные есть?
ЦитироватьСергей Капустин пишет:
существуют однокамерные, двухкамерные, четырехкамерные РД.
какие сложности возникают при дальнейшем увеличении числа камер? во что упираемся, допустим при проектировании 6 камерного двигателя? в ТНА?
Был и шестикамерный двигатель. В конечном счёте всё упрётся в хладоресурс горючего - чем больше камер, тем больше суммарный тепловой поток через стенки.
Цитироватьmihalchuk пишет: ................ В конечном счёте всё упрётся в хладоресурс горючего - чем больше камер, тем больше суммарный тепловой поток через стенки.
Лучше сказать без "через стенки", так как в двигателестроении имеются два направления, одно, где в стенках используется медь, а другое, где принципиально другой материал, например, карбид циркония, охлаждаемый завесой.
mihalchuk, а, нашел. спасибо. как же тогда интересно крутятся на всяких клиновоздушниках, где камер дофига? или это одна из причин, по которой их и не используют?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/102913.jpg)
Да, там были проблемы с охлаждением, но важно, что там был и жидкий водород, у которого хладоресурс довольно немаленький.
Вопрос: А почему бы не убрать рулевые двигатели на 2-й ступени "Союза" (блок "А") и не управлять креном с помощью основных камер, меняя в них тягу? Точно так-же можно сделать и в 1-й ступени (блоки "Б", "В", "Г", "Д"). Только нужно будет решить проблему с поворотами.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Вопрос: А почему бы не убрать рулевые двигатели на 2-й ступени "Союза" (блок "А" ;) и не управлять креном с помощью основных камер, меняя в них тягу? Точно так-же можно сделать и в 1-й ступени (блоки "Б", "В", "Г", "Д" ;) . Только нужно будет решить проблему с поворотами.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/120833.jpg)
1. момент может быть меньше.
2. дросселирование отдельной камеры... возможно... но оно у.и. снижает, да и что, отдельные ТНА на камеру нужны будут?
Сергей Капустин, А разве нельзя будет после ТНА поставить управляющие клапаны, перед каждой камерой? Падение УИ будет не существенным (3-5 сек).
Комодский Варан, можно. но мне что-то подсказывает, что просто клапанами вы не отделаетесь.
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
У УР-100 диаметр вроде 2 м был.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
У УР-100 диаметр вроде 2 м был.
Ай я склерозник! :-( Действительно, сначала там 2 метра было. То, что доктор прописал. :-)
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
Тут у меня возник один вопрос, необходимый для идентификации частей одного изделия. Мне надо найти, какая наша фирма производила герметичные емкости диаметром 2 метра. Проще говоря, есть (была ли) у нас баллистическая ракета, верхний бак которой заканчивался конической частью и при этом диаметр бака составлял 2 метра? Я грешил на УР-200, но там оказалось 2,2.
http://kollektsiya.ru/raketi/402-ur-100-8k84-mezhkontinentalnaya-ballisticheskaya-raketa.html
Похоже?
Правда, там не видно конической части у верхнего бака. Вроде как, между цилиндрической второй ступенью и головой - конический приборный отсек. А диаметр у обоих ступеней - как раз 2 метра.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Вопрос: А почему бы не убрать рулевые двигатели на 2-й ступени "Союза" (блок "А" ;) и не управлять креном с помощью основных камер, меняя в них тягу?
Управлять креном, меняя тягу? А получится?
ЦитироватьSalo пишет:
А получится?
Установочными углами вопрос решаем :) Чисто теоретеически, конечно
Ещё вопрос: При какой скорости вхождения в атмосферу происходит полное сгорание ступени?
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
ЦитироватьSalo пишет:
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
Двигатели и шар-баллоны, к примеру.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ещё вопрос: При какой скорости вхождения в атмосферу происходит полное сгорание ступени?
Нельзя задавать такие вопросы. Сложнейшая задача, зависит от многих параметров и конструкции ступени (материалы, есть ли термоизоляция, размер крупных агрегатов; угла входа и т. д.
Цитироватьmihalchuk пишет:
Сложнейшая задача, зависит от многих параметров
Да и не сгорает ПОЛНОСТЬЮ никогда. Что-то обязательно остается.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
Двигатели и шар-баллоны, к примеру.
Листочки эвти. :)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
При 8 км/с кое-что всё-таки долетает до поверхности Земли.
Например? Что может долететь до Земли, скажем, от 3-й ступени РН Союз?
Двигатели и шар-баллоны, к примеру.
От самарских шпионов долетали даже элементы баков ДУ. :)
Ещё немного вопросов:
1) Как осуществляется управление 3-й ступенью РН Союз-2 (блок И), ведь рулевых двигателей на РД-0124 не видно.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/231017.jpg)
2) Можно ли не ставить теплоизоляцию на бак кислорода у верхних ступеней?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ещё немного вопросов:
1) Как осуществляется управление 3-й ступенью РН Союз-2 (блок И), ведь рулевых двигателей на РД-0124 не видно.
2) Можно ли не ставить теплоизоляцию на бак кислорода у верхних ступеней?
1)У РД0124 качаются камеры.
2)Смотря где. На наружную оболочку можно и не ставить, а вот днища надо изолировать, чтобы на них не конденсировался кислород.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ведь рулевых двигателей на РД-0124 не видно.
На РД0110 рулевых двигателей тоже нет.
Ещё вопросы:
1) Почему газ наддува во всех российских РН не поменяют с азота на гелий?
2) Допустимо ли попадание небольшой части газа наддува в КС ГРД?
3) Безопасно ли осуществлять пилотируемые запуски на РН, все ступени которых - РДТТ/ГРД?
4) У чего больше массовое совершенство: У ГРД на вытесниловке (парафин+закись азота, 35 атм.) или у ЖРД на вытесниловке (керосин+закись азота, 10 атм.)?
5) Можно ли печатать баки РН на 3D принтере? Некриогенные, под вонючку.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ещё вопросы:
1) Почему газ наддува во всех российских РН не поменяют с азота на гелий?
На всех новых ракетах и ракетных блоках гелий.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
2) Допустимо ли попадание небольшой части газа наддува в КС ГРД?
В КС допустимо, недопустимо в ТНА.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
3) Безопасно ли осуществлять пилотируемые запуски на РН, все ступени которых - РДТТ/ГРД?
Основные проблемы вибрации и высокая тяговооружённость
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
5) Можно ли печатать баки РН на 3D принтере? Некриогенные, под вонючку.
Цимес?
Продолжение:
1) Можно ли хранить жидкий метан в криогенной ёмкости из-под ЖК?
2) Если баки метана и ЖК имеют одинаковый диаметр и общую стенку, то теплоизоляция обязательна для дна бака нижнего компонента - метана?
3) А не лучше ли создать вакуум между дном бака ЖМ и стенками РН? Теплоизоляция отличная будет.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
1) Можно ли хранить жидкий метан в криогенной ёмкости из-под ЖК?
Безусловно.
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
Потому, что Роскосмос пока еще не отправлял АМС дальше околоземной орбиты.
ЦитироватьEchidna пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
Потому, что Роскосмос пока еще не отправлял АМС дальше околоземной орбиты.
ЭкзоМарс
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьEchidna пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Почему Роскосмос не отправлял АМС дальше Марса?
Потому, что Роскосмос пока еще не отправлял АМС дальше околоземной орбиты.
ЭкзоМарс
Ты имеешь в виду чисто отправку? Потому что никто не заказывал ему такую отправку.
ЦитироватьСтарый пишет:
Потому что никто не заказывал
как это? если полетел?
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Потому что никто не заказывал
как это? если полетел?
Вопрос был про "дальше Марса".
Старый, хорошо, тогда подругому: Почему Роскосмос не занимается разработкой КА, и не запускает собственные КА на межпланетные траектории?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Старый , хорошо, тогда подругому: Почему Роскосмос не занимается разработкой КА, и не запускает собственные КА на межпланетные траектории?
Вот так и надо было спрашивать, ато "экзомарс, экзомарс..."
Не разрабатывает потому что слабО ему. Он до Марса то долететь не может. Да чего там до Марса, до Луны.
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Почему Роскосмос не занимается разработкой КА, и не запускает собственные КА на межпланетные траектории?
он гос. бюджет проклёпывает другими способами,менее
технологичными.
Цитироватьoby1 пишет:
он гос. бюджет проклёпывает другими способами,менее
технологичными.
И менее ответственными.
Старый, и как можно решить эту проблему?
Нет АМС - нет проблем. А если серьезно, то исправлять тут нечего просто напросто. Чтобы у России появились АМС дальше Марса, надо просто их делать начать. Вот и весь секрет.
ЦитироватьEchidna пишет:
Чтобы у России появились АМС дальше Марса, надо просто их делать начать. Вот и весь секрет.
Не. Если начать надфилем из рельса выпиливать компьютер то он не появится. Сколько ни пили.
Надо для начала завести хотя бы какую-нибудь электронную отрасль и для начала выпилить из рельса чтото попроще чем компьютер.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Старый , и как можно решить эту проблему?
По сути начинать сначала. Создавать современную электронику, начинать с простых аппаратов.
Счас вон собираются лёд с южного полюса Луны везти. Чугуниевую бибикалку создать не могут а грунт хотят привезти, ага.
Ещё вопрос: Возможно ли самому построить РН в небольшой мастерской, в почти "гаражных" условиях? ПН = 1 кг.
Какая схема будет наиболее простая: с использованием ЖРД, РДТТ, ГРД или комбинированная?
ЦитироватьСтарый пишет:
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
Радиоастрон запустили. И он не чугуниевый, а карбоновый. 8)
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
Радиоастрон запустили. И он не чугуниевый, а карбоновый. 8)
Иногда чудеса случаются. :) Да и не к Луне же. :)
Кстати, я правильно понимаю что на Радиоастроне одна из двух бибикалок так и не бибикнула?
Сколько весит САС Союза и почему её не используют при запусках спутников, если общая масса ПН позволяет?
Спутник сдохнет от перегрузок?
Ведь её стоимость меньше 300 млн за убитый мексиканский спутник, например.
ЦитироватьMax Andriyahov пишет:
Ведь её стоимость меньше 300 млн за убитый мексиканский спутник
Гарантированно убивать с помощью САС - еще дороже. Это даже без убийственной экономики бесполезного таскания САС и немалых затрат на доработку носителя.
Вопрос из серии: "почему пассажирам не выдают парашюты?".
ЦитироватьMax Andriyahov пишет:
Ведь её стоимость меньше 300 млн за убитый мексиканский спутник, например.
Ну если мексиканский спутник оборудовать парашютом и двигателями мягкой посадки...
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Запустить к Луне 300-килограмовый бибикающий кусок чугуния типа Луны-1 для современной России тяжёлая неразрешимая проблема.
Радиоастрон запустили. И он не чугуниевый, а карбоновый. 8)
Иногда чудеса случаются. :) Да и не к Луне же. :)
350000 км, это почти к Луне.
Так у него одна бибикалка так и не бибикнула или обе? :oops:
Что именно не бибикнуло?
ЦитироватьSalo пишет:
Что именно не бибикнуло?
Один из двух каналов радиотелескопа.
Оба работают:
http://ria.ru/science/20110825/423888586.html
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков? Без подогрева никак?
ЦитироватьСтарый пишет:
Один из двух каналов радиотелескопа.
Там 2й комплект передатчика целевой информации перегревался в определенных условиях. Как-то обошли проблему, насколько понимаю. Ну, еще отказал управляющий модуль одной из групп нагревателей СОТР. Нормальный набор для успешной миссии. Я в разы бОльший видел у очень успешных с точки выполнения основной научной задачи или вообще всех научных задач.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков?
Где именно? Температуру "уцелом" надо поддерживать по разным причинам. От уменьшения диффузии через мембрану до обеспечения работы клапанов и датчиков давления в температурном диапазоне, на который они рассчитаны.
ЦитироватьSalo пишет:
Оба работают:
http://ria.ru/science/20110825/423888586.html
Не канал передачи данных со спутника на землю а канал самого радиотелескопа. Он же должен был работать на двух частотах а работает только на одной. Или нет?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков? Без подогрева никак?
Меньше газа требуется при нагреве (уравнение Менделеева-Клапейрона).
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А зачем гелий из баллонов подогревается перед его отправкой на наддув баков? Без подогрева никак?
При нагреве газ расширяется и требуется меньше газа.
Более того. При расширении газ охлаждается. В баллонах газ хранится под высоким давлением и при его расширении до обычного давления наддува может слишком уж охладиться.
Может быть вы спутали события:
http://elementy.ru/nauchno-populyarnaya_biblioteka/431580/Radioastron_raskryvaet_lepestki
отказ одного водородного стандарта (вроде импортного). Остался исправным наш. И немного не лучшая чувствительность одного из индийских приемников - найти ссылку не могу.
ЦитироватьОАЯ пишет:
отказ одного водородного стандарта (вроде импортного). Остался исправным наш.
Коим образом? Там их 2 производства "Время Ч" из Нижнего Новгорода. А рубидиевые швейцарские. И проблема, насколько помню, была в ЭМС у него. Там, кстати, на борту еще и антенный переключатель (или как это по-русски) помер.
С ветки про "Радиоастрон"
Vladimir (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/14032/) пишет:
18.07.2015 07:44:13
Сегодня исполнилось 4 года со дня запуска "Спектра-Р". (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif) Мои поздравления всем участникам проекта и вообще всем интересующимся. Столь длительная работа для отечественных КА уже достижение, и еще не вечер. Состояние "Спектра-Р" примерно такое же, как и год назад, т.е. работоспособное. За год проявился лишь один нюанс. С октября 2014 г. при включении японского усилителя мощности (УМ) стал самостоятельно выключаться водородный стандарт частоты. Но, поскольку это происходит по началу сеанса связи, то тут же выдаются команды на включение стандарта частоты и потерь не происходит. Самое забавное, что при включении российского усилителя мощности такого эффекта не наблюдается. Эти УМ смотрят в разные полусферы, и к сожалению, из-за отказа 2 года назад антенного переключателя мы не может менять их местами. Поэтому просто обречены с сентября по май, работать с японским УМ, а летом с российским. Впрочем, эти тонкости не влияют на выполнение научной программы ни в коей мере.
Еще раз всех поздравляю.
P.S. Что касается научных результатов, то о них лучше всех рассказали бы ученые, но они почему-то это делают очень редко. А жаль, ведь им есть что рассказать. А то ведь на форуме, да и вообще в задних рядах и на галерке интересуются научной отдачей от "Спектра-Р".
"Положительный эффект такого подхода сказался уже на этапе летных испытаний КРТ. Так, из двух установленных на борту и испытанных в полете водородных стандартов частоты только один оказался соответствующим проектным требованиям. Он непрерывно функционирует на орбите уже более года."
Из http://www.asc.rssi.ru/radioastron/publications/articles/agh_2013,90,179_ru.pdf (http://www.asc.rssi.ru/radioastron/publications/articles/agh_2013,90,179_ru.pdf)
И про рубидиевый помню, что он помер.
Там ничего про отказ нет, там про несоответствие проектным требованиям (почти наверняка, по ЭМС - см. текст выше). Это, мягко говоря, не одно и то же. Про ущербность одного из летных экземпляров http://preprints.lebedev.ru/wp-content/uploads/2011/12/2009_11.pdf
Это, скорее всего, единственные активные водородные стандарты частоты в космосе в обозримом будущем. В Галилео от них отказались давно. Для GPS, подозреваю, они тоже избыточны.
Так погодите, у радиотелескопа есть и должен был быть всего один канал? То есть он принимает сигнал всего на одной частоте?
Мне почемуто втемяшилось что там должно было быть одновременно две частоты и при их совместной обработке должны были устраняться погрешности внесённые межзвёздной средой. Типа как при зондировании ионосферы. Нет?
http://www.nanometer.ru/2012/09/02/kosmicheskij_apparat_274294.html
ЦитироватьВсего РадиоАстрон имеет 4 частотных диапазона работы и оснащён 4 космическими приёмниками, настроенными на длины волн: 92 см, 18 см, 6 см, 1,35 см.
ЦитироватьSalo пишет:
http://www.nanometer.ru/2012/09/02/kosmicheskij_apparat_274294.html
ЦитироватьВсего РадиоАстрон имеет 4 частотных диапазона работы и оснащён 4 космическими приёмниками, настроенными на длины волн: 92 см, 18 см, 6 см, 1,35 см.
Спасибо.
И все работают?
Судя по беглому просмотру http://www.asc.rssi.ru/radioastron/schedule/sched.html в 92 см наблюдения в последнее время не проводятся. Это совсем не значит, что он не работает (уточняю на всякий случай)
А так , если очень интересует
Цитироватьin case of questions contact: Yuri Kovalev
Господа, кто может рассказать или ткнуть пальцем в тему где обсуждается центрифуга на станции МИР, показанная в данном Видео (https://youtu.be/hHeT-d-hfIg?t=21m10s).[Год на орбите. Земля зовет 21m9s].
Товарищи, помогите, пожалуйста, разобраться с конструкцией центробежного насоса с двухсторонним подводом.
1. Зачем нужен элемент поз. 1 (рис. 1)? Поз. 2 - это явно кожух коллектора компонента.
Моё предположение - это обтекатель для компонента, чтобы тот направлялся под нужным углом на вход в насос. Если его убрать, потоку жидкости пришлось бы сильно изменять угол течения...
2. Что за полость между этими элементами (рис. 2; поз. 1, 2)?.. Нужна она, наверняка. для облегчения конструкции. Но как она технологически образуется?.. Ведь корпус насоса изготавливают литьём. Ума не приложу. :(
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/68739)
рис. 1
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/68741)
рис. 2
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи, помогите, пожалуйста, разобраться с конструкцией центробежного насоса с двухсторонним подводом.
1. Зачем нужен элемент поз. 1 (рис. 1)? Поз. 2 - это явно кожух коллектора компонента.
Моё предположение - это обтекатель для компонента, чтобы тот направлялся под нужным углом на вход в насос. Если его убрать, потоку жидкости пришлось бы сильно изменять угол течения...
2. Что за полость между этими элементами (рис. 2; поз. 1, 2)?.. Нужна она, наверняка. для облегчения конструкции. Но как она технологически образуется?.. Ведь корпус насоса изготавливают литьём. Ума не приложу. :(
рис. 1
рис. 2
А тебе не кажется, что это просто выходная "улитка"?
Нет. не она.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А тебе не кажется, что это просто выходная "улитка"?
Тоже гипотеза. Но у неё ж там внутри поперёк потока "ребро"! В улитке такого быть не может - поток движется с большой скоростью. 1 - ребро, 2 - отверстие.
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/68742)
И ещё (гулять, так гулять!). Почему в ранних конструкциях ТНА в насосах с большим расходом применяли крыльчатки с двухсторонним подводом, а потом от них отказались? Даже на РД-170 крыльчатки с односторонним подводом - уж там расходы весьма велики.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
И ещё (гулять, так гулять!). Почему в ранних конструкциях ТНА в насосах с большим расходом применяли крыльчатки с двухсторонним подводом, а потом от них отказались? Даже на РД-170 крыльчатки с односторонним подводом - уж там расходы весьма велики.
Разгружали "по-простому" ротор насоса от осевых сил?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Разгружали "по-простому" ротор насоса от осевых сил?
А вот это предположение мне нравится! :)
Интересно, в США вообще использовали крыльчатки с двухсторонним подводом?.. На Ф-1 насосы были с односторонним :oops:
Итак, с конструкцией насоса с двухсторонним подводом разобрались, спасибо Старому.
Почему раньше применяли крыльчатки с двухсторонним входом - вроде бы тоже. Для разгрузки ротора ТНА.
Итак, оставшиеся вопросы:
1) Почему отказались от таких крыльчаток?
2) Применяли ли такие крыльчатки США?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А тебе не кажется, что это просто выходная "улитка"?
Тоже гипотеза. Но у неё ж там внутри поперёк потока "ребро"! В улитке такого быть не может - поток движется с большой скоростью. 1 - ребро, 2 - отверстие.
Это просто свободное пространство ("воздух") между выходной улиткой и входом в насос. Ребро располагается на внешней поверхности улитки в этом самом свободном пространстве.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Итак, с конструкцией насоса с двухсторонним подводом разобрались, спасибо Старому.
Почему раньше применяли крыльчатки с двухсторонним входом - вроде бы тоже. Для разгрузки ротора ТНА.
Итак, оставшиеся вопросы:
1) Почему отказались от таких крыльчаток?
2) Применяли ли такие крыльчатки США?
1) Не только для разгрузки, но и для улучшения антикавитационных свойств насоса. "Отказались", очевидно, потому, что и то, и другое достигли другими способами, упростив конструкцию насоса.
("отказались" в кавычках, поскольку вряд ли это на самом деле отказ по каким-либо "идейным" причинам: когда потребуется, опять вернутся).
2) В RS-25 (SSME) в насосе окислителя.
Подскажите плиз
1. Как я понимаю, ТНА на перекиси делает конструкцию ЖРД существенно проще (ниже температуры, ТНА проще и надежнее)
2. возможно ли сделать РД на 500-600 тс с ТНА на ВПВ как у РД-107 (условно F-1) - понадобится условно 10 тн перекиси для питания кратно мощной турбины 120-140 с..
Низкий УИ из-за низкого давления, а также потери веса на баки с перекисью не считаю смертельным недостатком.
Парогаз "низкой" температуры даже полезен для охлаждения.
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
Низкий УИ из-за низкого давления
Низкий уи не из-за низкого давления
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
Подскажите плиз
1. Как я понимаю, ТНА на перекиси делает конструкцию ЖРД существенно проще (ниже температуры, ТНА проще и надежнее)
2. возможно ли сделать РД на 500-600 тс с ТНА на ВПВ как у РД-107 (условно F-1) - понадобится условно 10 тн перекиси для питания кратно мощной турбины 120-140 с..
Низкий УИ из-за низкого давления, а также потери веса на баки с перекисью не считаю смертельным недостатком.
Парогаз "низкой" температуры даже полезен для охлаждения.
1) Да; что будет, если добиться предельной температуры, которую выдерживают лопатки, с учётом кислого газа, интересно бы узнать...
2) Особых ограничений на величину тяги я не вижу, во всяком случае, не 500-600 тс.
Перекись можно использовать как окислитель камеры - с известными преимуществами, типа плотности. Охлаждают камеры жидкой перекисью, у неё тепловые свойства хорошие. Давление можно иметь достаточно большим.
Подскажите плиз - проект двигателя для A10 (Aggregat 10) 2306,80 кН (https://uk.wikipedia.org/wiki/%D0%9D%D1%8C%D1%8E%D1%82%D0%BE%D0%BD), этанол+ЖК, 55 с работы - на какой стадии существовал?
интересуюсь с целью - не перешли ли расчеты, наработки, чертежи к Глушко и Ко (в смысле команде)
Старый, Гость 22, спасибо за объяснения!
Про ССМЕ бы не догадался - пойду освежать в памяти конструкцию.
А пока такой вопрос. Про КС ССМЕ читал, что часть её сделана путём гальванического осаждения металла на внутреннюю рубашку. Про такую же технологию читал в последнем номере НК (применительно к китайскому водороднику). А почему в СССР не пользовались такой технологией?..
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Старый, Гость 22, спасибо за объяснения!
Про ССМЕ бы не догадался - пойду освежать в памяти конструкцию.
А пока такой вопрос. Про КС ССМЕ читал, что часть её сделана путём гальванического осаждения металла на внутреннюю рубашку. Про такую же технологию читал в последнем номере НК (применительно к китайскому водороднику). А почему в СССР не пользовались такой технологией?..
Видимо, по той же причине, по которой на РД0120 применили одновальный ТНА, а не 2 отдельных турбонасоса - простота и дешевизна освоенных технологий.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
простота и дешевизна
ИМХО, технология гальванопластики (или как правильно?) проще и дешевле, чем:
- подготовить стальной лист,
- согнуть его на трёхвалковой гибочной машине,
- сварить по образующей,
- провести рентгеноконтроль сварного шва,
- в несколько проходов штампами придать необходимую кривизну,
- проверить прилегание к рёбрам огневой стенки,
- обезжирить, подготовить к пайке,
- приварить к огневой стенке,
- спаять
...
С другой стороны, есть не основанное ни на чём подозрение, что стенка, полученная гальванопластикой, будет менее прочная, чем выполненная по традиционной технологии.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
простота и дешевизна
ИМХО, технология гальванопластики (или как правильно?) проще и дешевле, чем:
Самая дешевая и простая технология - это та, которая уже есть и отрабатывалась десятилетиями.
К тому же, советская технология позволяет делать камеры по одной и той же технологии (и даже в нескольких вариантах, например, с фрезерованными каналами или со вставками) практически из любых типов стали и многих сплавов, добиваясь оптимального сочетания цены и качества в каждом конкретном случае. А для электроосаждения силовой стенки только никель и годится (если не ошибаюсь).
Там сендвич возможен. Но катанный лист имеет свойсва кованного металла. А вот места пайки ухудшают прочность. В целом то на то и выходим.
ЦитироватьГость 22 пишет:
Самая дешевая и простая технология - это та, которая уже есть и отрабатывалась десятилетиями.
Ну, может быть :) Спрошу у знакомых заводчан.
ЦитироватьГость 22 пишет:
К тому же, советская технология позволяет делать камеры по одной и той же технологии (и даже в нескольких вариантах, например, с фрезерованными каналами или со вставками) практически из любых типов стали и многих сплавов, добиваясь оптимального сочетания цены и качества в каждом конкретном случае. А для электроосаждения силовой стенки только никель и годится (если не ошибаюсь).
Спасибо. :)
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Но катанный лист имеет свойсва кованного металла.
Вот потому и кажется, что оболочка, полученная гальванопластикой будет дешевле.
Кстати, пришла в голову такая мысля.В оболочке. полученной электроосаждением, трудно делать (если вообще возможно) отверстия - после сверления стружка может попасть в каналы охлаждения и забить их (и тут не факт, что поможет шомполирование). Для обычной технологии такой проблемы нет по определению.
Александр, колись :) - по какому проекту вопросы?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: ...
- подготовить стальной лист,
- согнуть его на трёхвалковой гибочной машине,
- сварить по образующей,
...
Навряд ли кто рискнет.
Цитироватьavmich пишет:
Александр, колись :) - по какому проекту вопросы?
Ликвидация безграмотности.
Начал рисовать 8К67, а там у движков (маршевых) как раз ТНА с двухсторонними подводами.
А про КС с оболочками, полученными электроосаждением, у меня вопрос ещё давно в голове вертелся (как в Гахуне прочёл). А статья в НК только подогрела интерес.
ЦитироватьНаперстянка пишет:
Навряд ли кто рискнет.
Опять попытка наброса?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Опять попытка наброса?
Весна.
Скорее уж это была ирония :-) Перечисленные тех. операции "рискнут" сделать в любой более или менее оснащенной мех. мастерской, не говоря уж о машиностроительном предприятии (тем более специализирующемся на ЖРД).
ЦитироватьLanista пишет:
Весна.
Эта страна вечной весны уже загадила немало тем.
ЦитироватьГость 22 пишет:
Скорее уж это была ирония :-)
Щяз! Вот Наперстянка придёт и расскажет вам, как на самом деле делаются оболочки КС. А когда оно расскажет, как они ДОЛЖНЫ делаться, то волосы на голове дыбом встанут :(
подскажите плиз, какого макс уи можно добиться для рд-108, если его затюнить под вакуум (размер сопла увеличить и т..д.)?
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
подскажите плиз, какого макс уи можно добиться для рд-108, если его затюнить под вакуум
РД-108 и так вакуумный - давление на срезе сопла 0,34.
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
(размер сопла увеличить и т..д.)?
Всё упирается в габариты - если увеличить диаметр среза сопла, то камеры просто упрутся друг в друга.
Какие-либо варианты предполагают значительную переделку всего двигателя.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Всё упирается в габариты - если увеличить диаметр среза сопла, то камеры просто упрутся друг в друга.
Сопла увеличить,внутренние выступы срезать и по стыкам сварить.Конструкция будет жёще.и вакуумный УИ получится. :D :oops:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Сопла увеличить,внутренние выступы срезатьи по стыкам сварить.Конструкция будет жёще.и вакуумный УИ получится. :D :oops:
Не, ну тогда уж сопло внешнего расширения фигачить. В центральный срез сбрасывать мятый турбогаз. Импульс тяги попрёт вверх!..
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Сопла увеличить,внутренние выступы срезатьи по стыкам сварить
Там они и развалятся от вибраций. Каждая камера "гуляет" отдельно. Плюс сопла тогда от срезов должны быть неохлаждаемые.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Там они и развалятся от вибраций. Каждая камера "гуляет" отдельно. Плюс сопла тогда от срезов должны быть неохлаждаемые.
Вряд ли все четыре камеры в резонанс войдут.А так общее уменьшение вибраций да еще и по газовому тракту.Да и концевые части сопла ИМХО несут меньшую термическую нагрузку+ абляция.Но это так, фантазии дилетанта. :oops:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Вряд ли все четыре камеры в резонанс войдут
Вряд ли. А вот что будет в месте столкновения четырёх сверхзвуковых струй - это хороший вопрос.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
да еще и по газовому тракту.
Что по газовому тракту? Уменьшение вибраций?! Поток сверхзвуковой и по определению процессы у среза сопла распространяться вверх по течению не могут - поток-то сверхзвуковой.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Но это так, фантазии дилетанта. :oops:
Есть один вариант, который применили как минимум один раз, когда габариты сопел были жёстко заданы, а увеличить удельный импульс очень хотелось.
Надо увеличить давление в КС. Да, тогда давление на срезе не будет оптимальным (будет выше оптимального, очевидно) и наша радость не будет полной. Как увеличивать? Либо нарастить расход перекиси, если такая возможность есть. Но это навряд ли - РД-108 машина оптимальная, да и бак перекиси не увеличишь. Тогда имеет смысл посмотреть гидразин - у его продуктов разложения малая молярная масса и большое количество выделяющегося тепла. Но с учётом меньшей, чем у перекиси, плотности придётся изобретать бак хитромудрой формы. Ну и разрабатывать новый ГГ и новую турбину. Хорошая тема для диплома. Дарю :)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Вряд ли все четыре камеры в резонанс войдут
Вряд ли. А вот что будет в месте столкновения четырёх сверхзвуковых струй - это хороший вопрос.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
да еще и по газовому тракту.
Что по газовому тракту? Уменьшение вибраций?! Поток сверхзвуковой и по определению процессы у среза сопла распространяться вверх по течению не могут - поток-то сверхзвуковой.
Ну наверное не столкновения , а соединения четырех газовых струй,обладающих практически одинаковой скоростью и давлением.А как насчет передачи скачков давления из КС за время движения в сопле в перпендикулярном направлении.Они ведь тоже не синхронизируются и вибрация будет снижаться и в сопле и в КС за счет большей скорости звука в металле? И,извиняюсь,еще один вопрос:Проводились ли какие либо работы по активному уменьшению вибрационных нагрузок?Ну как глушение звука излучением оного в противофазе.ИМХО на наших многокамерных двигателях это вроде бы реально?Этот вопрос давненько меня интересовал.Если не сложно.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну наверное не столкновения , а соединения четырех газовых струй,обладающих практически одинаковой скоростью и давлением.
Ну, может быть.
В 70-х 80-х гг. в Рокетдайне (если мне память не изменяет) проектировали двигатель внешнего расширения, где сверхзвуковое сопло было набрано из нескольких камер с косо срезанными соплами.
Там тоже соединялись сверхзвуковые потоки.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
А как насчет передачи скачков давления из КС за время движения в сопле в перпендикулярном направлении.Они ведь тоже не синхронизируются и вибрация будет снижаться и в соплеи в КС за счет большей скорости звука в металле?
Увы, не понял о чем речь :(
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ИМХО на наших многокамерных двигателях это вроде бы реально?
Нет, не проводились. Нужен датчик с постоянной времени меньшей, чем частота звуковых колебаний, обрабатывающая сигнал ЭВМ и, главное, исполнительные механизмы.
Учитывая инерционность исполнительных механизмов (например, дросселя тяги) и всего ЖРД в целом затея обречена на провал. ЖРД крупного размера откликнется на сигнал того же дросселя где-то через 0,05 - 0,1 с. К тому моменту акустическая картина уже сто раз поменяется.
Можно ли РД-58 перевести на пару гептил-кислород?
ЦитироватьГость 22 пишет:
Перечисленные тех. операции "рискнут" сделать в любой более или менее оснащенной мех. мастерской
Не в любой, потому что, если сваривать шов обычной электросваркой, то химический состав металлического сплава становится неоднородным в зависимости от глубины провара (плюс атмосферная грязь, аргон и прочее). А значит нужна сложная рискованная спецсварка, если конечно работа не проводится с чистым конкретным металлом, например, с чистым молибденом под вакуумом.
а можно ли добавлять порошкообразный алюминий в жидкое топливо (керосин) для повышения уи?
понятно, что надо взмешивать/взбалтывать ;-)
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
а можно ли добавлять порошкообразный алюминий в жидкое топливо (керосин) для повышения уи?
понятно, что надо взмешивать/взбалтывать ;-)
Теоретически - можно. В СССР проводилась широким фронтом тема "Люминал" - то была тиксотропная суспензия алюминия в гидразине.
В первую очередь люминал-А (люминал с алюминием; была и другая модификация - люминал-Б с бериллием) сватали на БРПЛ - привлекали его весьма высокие энергетические характеристики.
Но не смотря на огромное число изысканий тема была закрыта. Инженеры столкнулись со множеством трудностей.
Например, турбину нельзя приводить в действие газом, полученном при сгорании люминала - твёрдые частицы алюминия, летящие с огромной скоростью, повредят сопловой аппарат и венец ротора турбины. А прошедшие венец ротора частицы алюминия могут забить форсунки форсуночной головки камеры сгорания. В опытном образце замкнутого ЖРД, разработанного в КБХМ и, насколько я знаю, испытывавшемся в Фаустово, ГГ вырабатывал кислый газ с помощью вспомогательного компонента - НДМГ. Дополнительный компонент - это, конечно, сильное усложнение всей ПГСП. Требуется дополнительный насос, дополнительный бак, системы заправки/слива, преднаддува и прочее.
На сайте Завьлова есть описание работ по люминалу: http://zavjalov.okis.ru Начните изучение темы с него.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
тиксотропная суспензия
спасибо.
но экзотика с гидразином и глинистыми суспензиями не очень интересует.
фактически виделось что-то типа уровня рд-107 с небольшими доработками, где турбина приводится отдельным топливом,
а алюминиевый порошок в отдельном потоке вымывается керосином и смешивается с основным потоком перед форсунками
какой рост УИ может быть?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Но не смотря на огромное число изысканий тема была закрыта. Инженеры столкнулись со множеством трудностей.
Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла.
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
глинистыми суспензиями не очень интересует.
Какими-какими суспензиями?
ЦитироватьСергей пишет:
крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата
А он разве охлаждается в ЖРД? :D :D
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: А он разве охлаждается в ЖРД? (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif) (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif)
Шютник, аднака..
ЦитироватьКубик пишет:
Шютник, аднака..
Не шучу. Нисколько. В ЖРД сопловые аппараты турбин не охлаждаются. В авиационных турбинах - да.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКубик пишет:
Шютник, аднака..
Не шучу. Нисколько. В ЖРД сопловые аппараты турбин не охлаждаются. В авиационных турбинах - да.
Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло.
Интересно, можно ли создать однокамерный двигатель с использованием тна от рд-170?
Или конструктора до сих пор боятся ВЧ колебаний в таких больших камерах?
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
Интересно, можно ли создать однокамерный двигатель с использованием тна от рд-170?
Или конструктора до сих пор боятся ВЧ колебаний в таких больших камерах?
У нас некому создавать , денег , подходящего оборудования для изготовления крупногабаритных КС так же нет.
ЦитироватьГеоргий Бугов
User
Сообщений: 253
Регистрация: 20.02.2016
#11460 21.03.2017 22:27:52
Интересно, можно ли создать однокамерный двигатель с использованием тна от рд-170?
Или конструктора до сих пор боятся ВЧ колебаний в таких больших камерах?
Это не нужно. Нет смысла.
Возникнут усложнения управления по крену. Увеличится длина дв и следоватнльно ступени. Будет только хуже.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Увеличится длина дв и следоватнльно ступени.
А чем определяется оптимальная длина - отработанной мощностью на камеру?
Почему 800 тн делим на 4 камеры, а не на 3 или 6?
Цитировать
Георгий Бугов (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/44137/)
User
Сообщений: 254 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/44137/post/all/) Регистрация: 20.02.2016
|
#1149 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1628099/#message1628099)
0
23.03.2017 20:07:26
[TH]Цитата[/TH] m-s Gelezniak (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15214/) пишет:
Увеличится длина дв и следоватнльно ступени. |
А чем определяется оптимальная длина - отработанной мощностью на камеру?
Почему 800 тн делим на 4 камеры, а не на 3 или 6?
|
Ресход через камеру на скорость.
Увеличивайте площадь крит. сечения и срезе сопла в четыре раза. По полученным диаметрам масштабируете камеру.
На пальцах так...
С учётом того, что температура в ядре потока камеры будет больше. и само ядро толще, то в эквивалентном однокамерном двигателе возможно небольшое увеличение удельного импульса.
Вопросы ещё есть?
Не стесняйтесь. Я по натуре добрый бронепоезд :) .
А в марте так вообще всех люблю :{} :) .
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Увеличится длина
оно видно, что F-1 длиннее рд-170 на треть (6 против 4 м). но критично ли эти 2 м для ракеты. и не проще ли 1 камера, пусть и огромная
может 1 камерная все-таки менее эффективна для высоких давлений?
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
...на крепкой водке и кислороде. Дальше в прошлое нормальных ЖРД вообще не просматривается. Разве только мечты Комодского.
ЦитироватьШтуцер пишет:
на крепкой водке и кислороде
не на столько.
на водке в космос не улетишь
только в духовный космос.
В Фау-2 был не совсем чистый спирт. Недолшой процент воды там присутствовал. Немцы немного снизили температуру в дв. Наши концентрацию потом подняли.
ЦитироватьГеоргий Бугов
User
Сообщений: 257
Регистрация: 20.02.2016
#11530 25.03.2017 13:36:11
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Увеличится длина
оно видно, что F-1 длиннее рд-170 на треть (6 против 4 м). но критично ли эти 2 м для ракеты. и не проще ли 1 камера, пусть и огромная
может 1 камерная все-таки менее эффективна для высоких давлений?
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
Для блока возимого по ЖД критично. и повторюсь возникают осложнения с управлением по крену. при решении этой "проблемки" теряется упомянутый выше небольшой прирост УИ.
Лучше прикидывать двухкамерный дв.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
возникают осложнения с управлением по крену
Зато разнотяга нету.
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
мне вообще видится самым простым масштабируемым решением - огромный двигатель открытого цикла умеренного давления с ТНА на перекиси
...на крепкой водке и кислороде. Дальше в прошлое нормальных ЖРД вообще не просматривается. Разве только мечты Комодского.
Имеете что-то против вытесниловки?
ЦитироватьКомодский Варан
User
Сообщений: 707
Регистрация: 28.04.2016
#11580 25.03.2017 17:57:22
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
возникают осложнения с управлением по крену
Зато разнотяга нету.
Нашли проблему... .
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
ЦитироватьКомодский Варан
User
Сообщений: 707
Регистрация: 28.04.2016
#11580 25.03.2017 17:57:22
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
возникают осложнения с управлением по крену
Зато разнотяга нету.
Нашли проблему... .
Управление по крену тоже не является проблемой, его можно обеспечить отклонением выхлопа ТНА, как у Фалькона-1.
Лкчше сбрасывать в закритическую часть.
И насколько я понял речь шла о замкнутой схеме.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Управление по крену тоже не является проблемой, его можно обеспечить отклонением выхлопа ТНА, как у Фалькона-1.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Лкчше сбрасывать в закритическую часть.
И насколько я понял речь шла о замкнутой схеме.
Как сбрасывание в закритическую часть может помочь управлению по крену?
Не как.
Сбрасывание в закритическую часть немного повышает УИ в движке откытой сжемы. Как один из факторов уменьшения на завесное охлождение например.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Как один из факторов уменьшения на завесное охлождение например.
Как может повлиять вдувание в закритическую часть на завесное охлаждение, применяемое в ДОкритической части?
ЦитироватьСергей пишет:
Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло.
Умник, такого термина, как "сопловой аппарат ЖРД" нет, читать ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
У турбины же сопловой аппарат есть - про него и шла речь.
Цитировать
Плейшнер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/)
User
Сообщений: 7108 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16591/post/all/) Регистрация: 08.09.2010
|
#1165 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1628701/#message1628701)
0
26.03.2017 14:24:19
[TH]Цитата[/TH] m-s Gelezniak (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15214/) пишет:
Как один из факторов уменьшения на завесное охлождение например. |
Как может повлиять вдувание в закритическую часть на завесное охлаждение, применяемое в ДОкритической части?
|
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Зато разнотяга нету.
Ой! И сильный разнотяг КС в 11Д520?
Кстати. Вследствие разброса характеристик КС потенциально действительно обладают разнотяговостью. Всё это выясняется в процессе снятия гидравлических характеристик. И для парирования этого ненужного явления принимаются соответствующие меры. Как на 11Д520, правда, не знаю.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
Только в экзотических случаях.
На Ф-1 да, была завеса из мятого турбогаза, который сбрасывали в закритическую часть сопла. Для защиты стального насадка.
Ещё на водородниках с высотным насадком (особенно из композитов) создают завесу, чтобы защитить композит от разрушения.
Не такая и экзотика.
На том движке что стоял разрезанный у входа на кафедру дв летательных аппаратов. Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Чел то желает большой однокамерник.
:)
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Чел то желает большой однокамерник.
:)
Большой однокамерник легче охлаждать, чем большой четырёхкамерник.
См выше мои посты.
ЦитироватьАлександр Хороших
User
Сообщений: 3679
Регистрация: 03.08.2006
#11720 02.04.2017 20:04:05
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
На том экземпляре, Сто процентов есть.
Мелкие отв диаметром менее полумиллиметра.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
Конечно не требуется. У 11Д122 завеса только одна - в районе смесительной головки.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
....
На том экземпляре, Сто процентов есть.
Мелкие отв диаметром менее полумиллиметра.
Вопрос интересный сам по себе, для чего они там могут быть?
Точно не для завесы ( ну если только на каком-нибудь отработочном экземпляре ). Благодаря высоким охлаждающим свойствам водорода, на охлаждение камеры РД-0120 расходуется лишь небольшая часть водорода, а именно лишь та часть, что используется для питания бустерного насоса. Этого достаточно.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
Только в экзотических случаях.
На Ф-1 да, была завеса из мятого турбогаза,
Турбогаз это не компонент.
Подавать в закритику компонент для завесы может прийти в голову только безумцу, и то если ему показалось что без этого УИ слишком уж высок получается :)
ЦитироватьПлейшнер
User
Сообщений: 7110
Регистрация: 08.09.2010
#11770 02.04.2017 21:13:42
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
....
На том экземпляре, Сто процентов есть.
Мелкие отв диаметром менее полумиллиметра.
Вопрос интересный сам по себе, для чего они там могут быть?
Точно не для завесы ( ну если только на каком-нибудь отработочном экземпляре ). Благодаря высоким охлаждающим свойствам водорода, на охлаждение камеры РД-0120 расходуется лишь небольшая часть водорода, а именно лишь та часть, что используется для питания бустерного насоса. Этого достаточно.
Ну наверно компонент лишний... . :{}
Я нос совал во многие движки. И побольше и поменьше. Встречается и не так редко. Дело в том что они неособо заметны.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Я нос совал во многие движки. И побольше и поменьше. Встречается и не так редко. Дело в том что они неособо заметны.
Могут это быть приемники давления, например?
Можете показать, где примерно находился тот пояс с отверстиями?
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/69844)
Кольцевой ряд с небольшим шагом?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Кольцевой ряд с небольшим шагом?
Ну да, почему нет.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло.
Умник, такого термина, как "сопловой аппарат ЖРД" нет, читать ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
У турбины же сопловой аппарат есть - про него и шла речь.
Ни где не писал , что речь идет о сопловом аппарате турбин, это ваши фантазии.
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла." #1140[TD]
| [/TD]
Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
ЦитироватьПлейшнер
User
Сообщений: 7113
Регистрация: 08.09.2010
#11810 02.04.2017 21:22:09
Можете показать, где примерно находился тот пояс с отверстиями?
Двигитель, (вернее камера без обвеса) был мало того что с вырезанным сектором так и сопло отрезано.
примерно середина закритики.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
так и сопло отрезано
Если он работал с укороченным соплом, то наверное все ясно - газифицированный водород после охлаждения им камеры сбрасывали в закритику, а не направляли в бустерный насос
Отрезанная часть сопла лежала надетой на камеру. Одно было вставлено в другое.
А вот был ли он укороченным вариантом для наземного прожига хороший вопрос. Но сути не меняет.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Но сути не меняет.
Еще как меняет :D
У вас фигово с термодинамикой.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
У вас фигово с термодинамикой.
А Вас девушки не любят
ЦитироватьСергей пишет:
Ни где не писал , что речь идет о сопловом аппарате турбин, это ваши фантазии.
| "Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла." #1140 |
|
Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Вобщето когда речь идёт о скорости 200 м/с то трудно представить чтото кроме соплового аппарата турбины. Неужто в сопле ЖРД такие скорости?
ЦитироватьПлейшнер
User
Сообщений: 7118
Регистрация: 08.09.2010
#11900 02.04.2017 21:43:54
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
У вас фигово с термодинамикой.
А Вас девушки не любят
Угу, совЭм не любят... . :)
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Пояс из мелких отверстий присутствовал на закритической части. А этот дв не из самых крупных.
Хм, не разу не слышал, чтобы на 11Д122 было что-то подобное. Да и нафейхоа оно там?!
Уж где-где, а в закритике крупного двигуна, охлаждаемого водородом завесное охлаждение не требуется.
Конечно не требуется. У 11Д122 завеса только одна - в районе смесительной головки.
Умгу:
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0120/index.htm
ЦитироватьЖидкий водород из бака поступает в бустерный насос горючего БНАГ, с выхода которого водород подводится на вход насоса горючего НГ ТНА высокого дваления. После насоса водород подается по отводящему трубопроводу с клапаном К3 в газогенератор ГГ. Часть жидкого водорода по отводящему трубопроводу поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания КС, в котором газифицируется и подается на двухступенчатую газовую турбину Т2 бустерного насоса БНАГ горючего.
Часть газофицированного водорода отбирается из рубашки охлаждения камеры сгорания и через расходный дроссель ДР2 поступает на наддув бака горючего ракеты, а также для питания рулевых машин и турбогенераторной системы электроснабжения.
После турбины Т2 водород по трубопроводу поступает в полость охлаждения огневого (переднего) днища смесительной головки камеры сгорания КС. Охлаждление огневого днища - транспирационное: газообразный водород поступает в огневую камеру через поры в материале огневого днища. Кроме того, часть водорода из полости охлаждения расходуется на создание пристеночного слоя в камере сгорания.
Иной раз заглянешь - ни черта не врубиться, если тема из кусков...Скорость в сопле ЖРД 200 м/с :o , двухфазный поток и его абразивное действие - и тут же - о кислород-водородном ЖРД.. Вы бы хоть как-то привязывали одно к другому, а то опровергателям кормушку строите..
ЦитироватьСергей пишет:
Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Сообщение (//forum/pm/folder0/message0/user42239/new/)
E-mail (//forum/user/42239/send/email/)
Умник, где ты не понял, что сопло ЖРД не может называться "сопловым аппаратом".. Сопловым аппаратом называется часть статора турбины. :)
ЦитироватьСтарый пишет:
Вобщето когда речь идёт о скорости 200 м/с то трудно представить чтото кроме соплового аппарата турбины. Неужто в сопле ЖРД такие скорости?
В дозвуковой части сопла ЖРД скорость газа от десятков м/сек до примерно 1000 м/сек (скорости звука) в самой узкой части сопла и далее скорость возрастает еще больше в зависимости от степени расширения сверхзвуковой части сопла. Теорию можно посмотреть в интернете - сопло Лаваля, как наиболее часто применяемое.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Отнести данный текст к сопловому аппарату турбины можно только благодаря глубокому знанию ГОСТ ЖРД. Термины и определения.
Сообщение (//forum/pm/folder0/message0/user42239/new/)
E-mail (//forum/user/42239/send/email/)
Умник, где ты не понял, что сопло ЖРД не может называться "сопловым аппаратом".. Сопловым аппаратом называется часть статора турбины. :)
Ну раз перешли на ты , да еще умник , спрашиваю, что мозги опять переклинило? Заметил, что до тебя простые вещи иногда туго доходят. Напомню предысторию. Речь шла о добавках алюминиевого порошка в горючее для повышения УИ. К отмеченным тобой недостаткам этого способа добавил:
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше, потребует профилирования сопла для двухфазного потока, ограничит степень расширения высотных сопел из-за выноса твердой фазы на поверхность сопла в зоне среза сопла и абразивного уноса концевой части сопла при большой степени расширении сопла."
Из текста совершенно ясно, что речь идет о сопле ЖРД. Кубик сразу понял о чем речь без разъяснений. Но поскольку до тебя туго доходит, разъяснил:
"Под термином сопловой аппарат ЖРД имеется ввиду сужающаяся дозвуковая часть КС, зона критического сечения, сверхзвуковое сопло."
Однако вместо обсуждения по существу о влиянии двухфазного потока на стойкость огневой стенки, ты начал выносить мне мозг, что я не имею права называть сопло ЖРД сопловым аппаратом. Это что - статья, диссертация, а ты рецензент? Не много ли на себя берешь?
Для справки - в молодости три года работал на ТЭЦ в турбинном цехе, из них 2,5 года машинистом турбогенератора(аж на двух типах турбин) и разницу между сопловым аппаратом турбины и направляющим аппаратом знал еще тогда, и вопросик : а ты знаешь ? И какая турбина в ТНА - активная или реактивная?
Почитай на досуге, это полезней, и не выноси мозги ерундой.
ЦитироватьСергей
User
Сообщений: 2131
Регистрация: 06.05.2015
#11960 03.04.2017 11:16:46
Цитата
Старый пишет:
Вобщето когда речь идёт о скорости 200 м/с то трудно представить чтото кроме соплового аппарата турбины. Неужто в сопле ЖРД такие скорости?
В дозвуковой части сопла ЖРД скорость газа от десятков м/сек до примерно 1000 м/сек (скорости звука) в самой узкой части сопла и далее скорость возрастает еще больше в зависимости от степени расширения сверхзвуковой части сопла. Теорию можно посмотреть в интернете - сопло Лаваля, как наиболее часто применяемое.
Вы поаккуратнее с лекторским тоном. :)
Ведь лукции и я могу начать читать.
Для "самой узкой части сопла" есть устоявшийся термин "критическое сечение". Набор скорости потока происходит так. В сужающеёся части, до набора звуковой скорости при данной плотности среды. "Скачёк" (первый)происходит в критике, при правельном установившемся режиме (макс УИ). В закритике (расширяющееся часть сопла (профиль Лаваля или просто конус)), идёт дальнейший набор скорости в сверзвуковом диапазоне.
ЦитироватьУмгу: ...
Угу то угу. Но пояс в закритике в реале есть.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Угу то угу. Но пояс в закритике в реале есть.
Не верю! Какой двигатель?
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Угу то угу. Но пояс в закритике в реале есть.
Не верю! Какой двигатель?
Такой двигатель так просто в печати не найти, так как эта конструкция для особо высоких давлений в КС с целью получения повышенных ускорений 1-й ступени с функцией стартового ускорителя.
ЦитироватьСергей пишет:
Напомню предысторию.
Нет, это я тебе напомню.
Я написал:
"Инженеры столкнулись со множеством трудностей.
Например, турбину нельзя приводить в действие газом, полученном при сгорании люминала - твёрдые частицы алюминия, летящие с огромной скоростью, повредят сопловой аппарат и венец ротора турбины."
На что получил глубокомысленный ответ:
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше"
Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД.
Для передовика ТЭЦ рассказываю. Сопло ЖРД так и называется: сопло, имеет дозвуковую и сверхзвуковую части. А у турбины статор имеет сопловой аппарат. Сопловые аппараты (особенно первых ступеней) в авиации охлаждаются протоком воздуха, в ЖРД - неохлаждаемые.
ЦитироватьСергей пишет:
ты начал выносить мне мозг, что я не имею права называть сопло ЖРД сопловым аппаратом.
Называть-то можно, но это свидетельствует о полной безграмотности.
ЦитироватьСергей пишет:
И какая турбина в ТНА - активная или реактивная?
Буагага! Вот ты турбинист и прокололся. Каждый, подчёркиваю особо: КАЖДЫЙ инженер с образованием жрд-двигателиста знает, что в ЖРД применяются оба типа турбин. И в каких типах ЖРД - какие типы турбин. И почему. Но все эти истины турбинистам не известны. :(
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Вы поаккуратнее с лекторским тоном. :)
Ведь лукции и я могу начать читать.
Да читайте, коль хочется, мне правда это не надо, как то имею диплом техника по ЖРД еще до СА, высшее получил в бауманке по ЛА, 20 с хвостиком лет проектной работы по профилю. На википедию сослался, так как формул много, а там есть компактное изложение. Про узкое место (критическое сечение)писал не для Старого, он и так знает, но ведь посты читают и совсем дилетанты, которые могут и не знать.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Я написал:
"Инженеры столкнулись со множеством трудностей.
Например, турбину нельзя приводить в действие газом, полученном при сгорании люминала - твёрдые частицы алюминия, летящие с огромной скоростью, повредят сопловой аппарат и венец ротора турбины."
На что получил глубокомысленный ответ:
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше"
Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД.
Точно тормоз, не ответ, а дополнение, научись понимать чужие посты, а если не понимаешь - спрашивай, а не хами.
"
Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД" - категоричность утверждений умиляет, когда писал видно совсем не думал.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Для передовика ТЭЦ рассказываю. Сопло ЖРД так и называется: сопло, имеет дозвуковую и сверхзвуковую части. А у турбины статор имеет сопловой аппарат. Сопловые аппараты (особенно первых ступеней) в авиации охлаждаются протоком воздуха, в ЖРД - неохлаждаемые.
Повтори это еще раз десять, коль нравится. Видно любитель очевидное долдонить по несколько раз.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
ты начал выносить мне мозг, что я не имею права называть сопло ЖРД сопловым аппаратом.
Называть-то можно, но это свидетельствует о полной безграмотности.
Категоричен, а хочу узнать какое базовое образование , опыт работы , стаж у лектора (рецензента)?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
И какая турбина в ТНА - активная или реактивная?
Буагага! Вот ты турбинист и прокололся. Каждый, подчёркиваю особо: КАЖДЫЙ инженер с образованием жрд-двигателиста знает, что в ЖРД применяются оба типа турбин. И в каких типах ЖРД - какие типы турбин. И почему. Но все эти истины турбинистам не известны.
Удивительно, точно тормоз, да еще процитировал мою часть поста, как мелкий жулик, не полностью. Вопрос то был к тебе, и проверял то я тебя. Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.
Но дальше общение продолжать не буду, у меня изменилось отношение к твоей личности в существенно худшую сторону, ты стал мне не интересен.
ЦитироватьСергей пишет:
Точно тормоз, не ответ , а дополнение , научись понимать чужие посты, а если не понимаешь - спрашивай, а не хами.
Ты так и не понял, что тебе пишут?
Ты попытался влезть в разговор умной фразой, но попал пальцем в небо. Поэтому дополнить не получилось. А когда указали на непонимание терминологии - обиделся, надув губки.
ЦитироватьСергей пишет:
" Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД " - категоричность утверждений умиляет, когда писал видно совсем не думал.
Ну правильно. Назвать сопло сопловым аппаратом - это и есть незнание терминологии.
ЦитироватьСергей пишет:
Категоричен, а хочу узнать какое базовое образование , опыт работы , стаж у лектора (рецензента)?
А чего, это имеет какое-то для тебя значение?
Для того, чтобы что-то знать, не обязательно иметь образование в виде официальных "корочек". Вон - у тебя есть корочки техника-жрдиста, но от этого ж знаний не прибавилось. Критическое сечение называешь неправильно, когда сказали "сопловой аппарат", то ты по дурости подумал про сопло :(
ЦитироватьСергей пишет:
Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.
А ты похоже думал, что в ЖРД применяется только один тип турбин. Из вопроса это косвенно следует.
И в итоге имеем надутого как индюк техника-недоучку :(
Что характерно, техник-недоучка даже не знает, что в СССР испытывался ЖРД на люминале-А и никакой
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше"
крест на его регенеративном охлаждении не поставил.
Вообще, как у тебя в голове родилась мысль, что двухфазный поток как-то по особому повлияет на регенеративное охлаждение?
ЦитироватьСергей пишет: Вопрос то был к тебе, и проверял то я тебя. Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.
Но дальше общение продолжать не буду, у меня изменилось отношение к твоей личности в существенно худшую сторону, ты стал мне не интересен.
Рекомендую тебе не интересоваться образованием и местом работы Александра Хороших, по крайней мере публично.
И не пытаться назначить себя самозваным экзаменатором.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Точно тормоз, не ответ , а дополнение , научись понимать чужие посты, а если не понимаешь - спрашивай, а не хами.
Ты так и не понял, что тебе пишут?
Ты попытался влезть в разговор умной фразой, но попал пальцем в небо. Поэтому дополнить не получилось. А когда указали на непонимание терминологии - обиделся, надув губки.
ЦитироватьСергей пишет:
" Свидетельсвующий о полном незнании терминологии и конструкции ЖРД " - категоричность утверждений умиляет, когда писал видно совсем не думал.
Ну правильно. Назвать сопло сопловым аппаратом - это и есть незнание терминологии.
ЦитироватьСергей пишет:
Категоричен, а хочу узнать какое базовое образование , опыт работы , стаж у лектора (рецензента)?
А чего, это имеет какое-то для тебя значение?
Для того, чтобы что-то знать, не обязательно иметь образование в виде официальных "корочек". Вон - у тебя есть корочки техника-жрдиста, но от этого ж знаний не прибавилось. Критическое сечение называешь неправильно, когда сказали "сопловой аппарат", то ты по дурости подумал про сопло :(
ЦитироватьСергей пишет:
Порадовал, хоть знаешь , что есть активные и реактивные турбины, дальше пошли общие фразы.
А ты похоже думал, что в ЖРД применяется только один тип турбин. Из вопроса это косвенно следует.
И в итоге имеем надутого как индюк техника-недоучку :(
Что характерно, техник-недоучка даже не знает, что в СССР испытывался ЖРД на люминале-А и никакой
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата от скоростей 200 м/сек и выше"
крест на его регенеративном охлаждении не поставил.
Вообще, как у тебя в голове родилась мысль, что двухфазный поток как-то по особому повлияет на регенеративное охлаждение?
Игра в слова, передергивание, хамство , дальше без меня.
ЦитироватьСергей пишет:
Игра в слова, передергивание, хамство
Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист :( А всё на меня валил. На меня-то можно что угодно свалить и обвинить в чём угодно. Но когда пишешь такое:
"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата",
и тут выясняется, что в реальности не поставил - то выходит как-то неловко, да?
Ну и ответа на вопрос: как у тебя в голове родилась мысль, что двухфазный поток как-то по особому повлияет на регенеративное охлаждение? - боюсь, мы не дождёмся.
ЦитироватьСергей пишет:
дальше без меня.
Не надо было и начинать.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Игра в слова, передергивание, хамство
Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист :( А всё на меня валил. На меня-то можно что угодно свалить и обвинить в чём угодно. Но когда пишешь такое:
Цитировать"Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата",
Цитироватьи тут выясняется, что в реальности не поставил - то выходит как-то неловко, да?
Ну и ответа на вопрос: как у тебя в голове родилась мысль, что двухфазный поток как-то по особому повлияет на регенеративное охлаждение? - боюсь, мы не дождёмся.
Можешь провоцировать сколько угодно, но тебе объяснять не буду (Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата). Мы - это о себе?
ЦитироватьСергей пишет:
(Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата).
можешь долдонить сколько угодно, выставляя себя всё бОльшим и бОльшим дураком :)
Цитировать6. ЛЮМИНАЛ (ТИКСОТРОПНОЕ ТОПЛИВО)
До 1990г. был отработан экспериментальный двигатель С7.86.130В2 тягой 10 тонн на тиксотропном топливе «Люминал» (смесь 59% по массе гидразина, 40% алюминиевого порошка и 1% загустителя САКАП) по ТЗ ГРЦ им.Макеева.
Недоучка, понимаешь, двухфазный поток НЕ ПОСТАВИЛ крест на регенеративном охлаждении "соплового аппарата".
ЦитироватьСергей пишет:
но тебе объяснять не буду
Пиши грамотно: не "не буду", а "не могу".
ЦитироватьСергей пишет:
(Двухфазный поток поставит крест на регенеративном охлаждении соплового аппарата).
ЦитироватьУ меня нет возможности описать весь ход работ по этой НИР, но я хочу рассказать о значительных достижениях в этой работе. Работы были доведены, условно говоря, до стадии ЗДИ двигателя 3-й ступени. Испытания проводились на время огневой работы 100 сек. Отдельные экземпляры имели ресурс 280 сек., но стабильности по ресурсу не было. Энергетические характеристики ракеты с Люминалом, на основе экспериментальных данных, повышались на 25% по сравнению с «Синевой». Удельная тяга двигателей была на несколько единиц выше, чем на штатных компонентах, но основной прирост был за счет массовых характеристик ракеты, определяемых отношением конечного веса ракеты к стартовому.
...
Теперь конкретно о некоторых результатах. Для КС ЖРД, работающих на металлизированном горючем, потребовалось применять только конические сопла. Внутреннее охлаждение КС обеспечивалось только гептилом /НДМГ/, поэтому в двигателе появился 3-й компонент, что, конечно, снижало общие энергетические характеристики. Высокая теплонапряженность потребовала дополнительные пояса завесы для внутреннего охлаждения. В гептил для внутреннего охлаждения от головки добавлялся силикон. Для горячей стенки опробовались различные материалы с различными покрытиями.
В.С. Завьялов. "О работе в КБХМ им. А.М.Исаева и не только об этом", стр. 82-84
Крест ему двухфазный поток поставит. Ага, щяз.
Успокойся, не трать время, написал же - ничего обсуждать с тобой не собираюсь!!!!
ЦитироватьСергей пишет:
Успокойся, не трать время, написал же - ничего обсуждать с тобой не собираюсь!!!!
А с чего ты взял, что я с тобой что-то обсуждаю? Я издеваюсь над твоим незнанием. Ну и заодно запостил тут цитату из Завьялова - а то вдруг кто-нибудь твой бред примет всерьёз.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет: Цитировать Для КС ЖРД, работающих на металлизированном горючем, потребовалось применять только конические сопла. Внутреннее охлаждение КС обеспечивалось только гептилом /НДМГ/, поэтому в двигателе появился 3-й компонент, что, конечно, снижало общие энергетические характеристики. Высокая теплонапряженность потребовала дополнительные пояса завесы для внутреннего охлаждения. В гептил для внутреннего охлаждения от головки добавлялся силикон.
В.С. Завьялов. "О работе в КБХМ им. А.М.Исаева и не только об этом", стр. 82-84
Крест ему двухфазный поток поставит. Ага, щяз.
А Вам не кажется, что перечисленное в цитате, всё вместе и означает КРЕСТ ;)
Могу рассказать по "кресту".
И почему его нет на Ф-1 и камерах 170 и пр.
:{} :oops: :)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Успокойся, не трать время, написал же - ничего обсуждать с тобой не собираюсь!!!!
А с чего ты взял, что я с тобой что-то обсуждаю? Я издеваюсь над твоим незнанием. Ну и заодно запостил тут цитату из Завьялова - а то вдруг кто-нибудь твой бред примет всерьёз.
Ну наконец то прорезался, оказывается издевается над моим незнанием. Оказывается достаточно чего то оппоненту не знать и готово, уже можно издеваться - то есть хамство это твоя натура. Но для тебя это простительно , ведь, кроме болтовни, ты ничего практически не сделал в ракетно-космической промышленности, да и информацию толком оценить не можешь. А что касается Завьялова, он же инженер-испытатель, не разработчик, не конструктор, и пишет о металлизированном топливе с чужих слов, и ,как сам пишет ,никаким боком не участвовал в этих работах. И из того , что он пишет, проблемы с охлаждением огневой стенки, которые долго пытались лечить и дополнительным завесным охлаждением, и подбором материала огневой стенки. В результате после 20 лет, потратив огромные средства, проект закрыли. Причем выигрыш в части УИ составлял несколько секунд, некоторый баллистический выигрыш получался за счет большего удельного веса топлива.
Так что на твои оценки дилетанта мне наплевать, ценность их для меня нулевая.
ЦитироватьСергей пишет: Но для тебя это простительно , ведь, кроме болтовни, ты ничего практически не сделал в ракетно-космической промышленности, да и информацию толком оценить не можешь.
Я ж тебе сказал что тебе не следует судить об образовании, месте работы, компетенции и компетентности Александра Хороших. А тем более ставить себя в положение самозваного экзаменатора. Ты не смог понять с первого раза?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист
Он твердотопливник с МИТа. Поэтому в ЖРД ни ухом ни рылом.
ЦитироватьСтарый пишет:
Поэтому в ЖРД ни ухом ни рылом.
ну ни не так,
но не как тот... :)
в смысле есть более ни ухом ни тем
но в сущности так...
извиняюсь
ЦитироватьСергей пишет:
В результате после 20 лет, потратив огромные средства, проект закрыли.
По причинам, не связанным с охлаждением.
Т. е. ты наивно полагаешь, что закрыли из-за проблем с охлаждением
ЦитироватьСергей пишет:
некоторый баллистический выигрыш получался за счет большего удельного веса топлива.
Очередной перл от дурня. Увеличение плотности топлива с 1,18 до 1,38 - это "некоторый" выигрыш. Ну да, циферка-то несильно поменялась :D Стала хотя бы 2 - технику-жрдисту бы понравилось.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
А Вам не кажется, что перечисленное в цитате, всё вместе и означает КРЕСТ ;)
Не кажется. Работы прекратились, что характерно, в 91-м году. Когда уже стало не то, что до люминала, а не до 3М37 толком.
Плюс - значительная сложность ДУ.
ЦитироватьСтарый пишет:
Он твердотопливник с МИТа.
Он же пишет, что у него образование техника-жрдиста. И работал турбинистом. Так ещё и твердыш? Мастер на все руки :)
А сопло то пришлось сделать коническое, как на РДТТ. Видать при классической форме конечную часть всётаки коцало твёрдой фазой.... ;) :)
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Потому что на больших движках есть подача компонента для завесы и в закритическую часть.
Только в экзотических случаях.
На Ф-1 да, была завеса из мятого турбогаза,
Турбогаз это не компонент.
Подавать в закритику компонент для завесы может прийти в голову только безумцу, и то если ему показалось что без этого УИ слишком уж высок получается :)
Безотносительно сути дискуссии. Просто красивая картинка F-1 с завесой:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/69852)
:)
ЦитироватьСергей
User
Сообщений: 2145
Регистрация: 06.05.2015
#12030 03.04.2017 18:34:50
Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Вы поаккуратнее с лекторским тоном.
Ведь лукции и я могу начать читать.
Да читайте, коль хочется, мне правда это не надо, как то имею диплом техника по ЖРД еще до СА, высшее получил в бауманке по ЛА, 20 с хвостиком лет проектной работы по профилю. На википедию сослался, так как формул много, а там есть компактное изложение. Про узкое место (критическое сечение)писал не для Старого, он и так знает, но ведь посты читают и совсем дилетанты, которые могут и не знать.
А зря батенька, от хорошей лекции и профессора не отказываются. Послушать.
Это то что мне однажды сказали. :) Потом правда могут и похвалить, а могут и "выпороть"... .
Ну а если "письками мерятся", то свою первую
рабочую камеру я в тринадцать лет выточил для того что сейчас называется "гибридник". А профиля изучил вообще методом "ненаучного тыка" 8) . А уже потом пошёл в библиотеку.
А дипломы... "Диплом хорошего ВУЗа, это повод начать разговор с Вами"(c).
Дослоно. ;)
И не более. :)
И при этом, проффесиональным двигателистом себя не считаю. :)
ЦитироватьСтарый
User
Сообщений: 127716
Регистрация: 24.11.2003
#12200 04.04.2017 02:05:10
Цитата
Александр Хороших пишет:
Вот! Вот он безграмотный техник-жрдист
Он твердотопливник с МИТа. Поэтому в ЖРД ни ухом ни рылом.
И началось Бодалово МИТовца с Макеевцем :D
- Баркоделы - бракоделы ...
- Булавоголывые...
:{}
По "терминолонии" Сопловым аппаратом конструкцию с одним "соплом" называть всё же некорректно.
:{}
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
И при этом, проффесиональным двигателистом себя не считаю.
:D "Ну слава богу, утешил, отец родной." (с) Рожденная революцией.
Цитировать
Штуцер (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16327/)
(http://novosti-kosmonavtiki.ru/upload/forum/avatar/130/DSCN50662.JPG) (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16327/)
User
Сообщений: 23721 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/16327/post/all/) Регистрация: 12.01.2010
|
#1231 (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1632031/#message1632031)
0
04.04.2017 09:28:46
[TH]Цитата[/TH] m-s Gelezniak (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/15214/) пишет:
И при этом, проффесиональным двигателистом себя не считаю. |
(http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_biggrin.gif) "Ну слава богу, утешил, отец родной." (с) Рожденная революцией.
|
Но этот факт непомешает мне, "под настроение", натянуть кого надо на что надо. :)
Профессионально (по крайней мере постараюсь :oops: :{} :) ) я могу порассуждать по системам управления. Турбинам. Колебательным процессам.
И прочей подобной "ерунде"... .
В ТТРД "двухфазный" поток норма. Вопрос только в массовом отношении твёрдых частиц к газу.
В ЖРД На пусковых режимах тоже плюется хорошо.
Продолжать?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Профессионально (по крайней мере постараюсь :oops: :{} :) ) я могу порассуждать по системам управления.
Ага. И как они используют ТМИ.
У вас сильно занижена планка термина "профессионально".
подскажите плиз материал по камерам сгорания
интересует, не было ли раньше попыток и вариантов делать КС не паяную или selective laser melting, а например литую. причем чугунную. например, с тугоплавкими присадками.
ЖК
в случае литой чугунной представляется возможность отлить каналы для охлаждающей жидкости - по аналогии с блоком цилиндров;-) - охлаждать прокачкой ЖК
ЦитироватьГеоргий пишет: причем чугунную . например, с тугоплавкими присадками
Вот когда поймёте, за что выбирают для КС материалы, вне зависимости от технологии изготовления, тогда и вопрос отпадёт..И что за чугун такой придумали? (Прямо "Каллисто"(С) вспомнилось с "кессиндом" и "стеклом Эбралидзе" :D - отливать-то как собрались?) почём чугунок будет, кстати? :o
ЦитироватьКубик пишет:
за что выбирают для КС материалы
за счет теплопроводности.
ну и во вторую очередь за легкость при прочности.
и то все равно охлаждают проточно + завесами.
разве нельзя чугунную стенку охлаждать ? и завесы так же можно делать
ЦитироватьГеоргий пишет:
ЦитироватьКубик пишет:
за что выбирают для КС материалы
за счет теплопроводности.
ну и во вторую очередь за легкость при прочности.
Эти два требования совмещают, делая камеру из двух материалов - внутреннюю стенку из медесодержащего сплава, наружную из стали, между ними охлаждение.
ЦитироватьГеоргий пишет:
разве нельзя чугунную стенку охлаждать ?
Ну Вы же в первом пункте сами указали про требование теплопроводности, а во втором легкости. Чугуний никак. :)
http://izvestia.ru/news/674014 . Статья "Сова» готовится к полету".В России завершаются испытания беспилотного атмосферного спутника.
Минобороны примет на вооружение беспилотные высотные летательные аппараты (БЛА) типа «Сова». Ожидается, что гигантские планеры заменят дорогостоящие низкоорбитальные спутники наблюдения и связи. Подпитываясь солнечной энергией и используя воздушные потоки, они будут вести постоянное патрулирование отдаленных районов Мирового океана и Арктики. Их задача — ведение разведки, а также передача сигналов управления и связь с кораблями и военными объектами, находящимися за Полярным кругом.В фирме «Тайбер», которая разработала и изготовила уникальный БЛА, «Известиям» рассказали, что испытания новой техники шли последние полгода и завершатся в этом месяце. По их итогам в конструкцию «Совы» будут внесены изменения, после чего будет принято решение о постановке аппарата на вооружение.
Высотный ретранслятор «Сова» может находиться в воздухе круглогодично. Конструкция беспилотника создана из материалов на основе углеродных волокон, которые имеют высокую прочность, малый вес и рассчитаны на длительную непрерывную эксплуатацию.Ретранслятор имеет размах крыла 28 м и может подниматься на высоту до 20 тыс. м. Благодаря солнечным батареям, установленным в плоскости крыла, аппарат может находиться в воздухе неограниченное время. Связь с ним осуществляется по нескольким резервированным каналам — спутниковым и нескольким защищенным радиоканалам.Весь полет проходит в автоматическом режиме, но может корректироваться оператором. Поэтому в любой момент аппарат можно посадить и починить, заменив вышедшую из строя полезную нагрузку.Эксперт в области беспилотной летательной техники, редактор отраслевого журнала UAV.ru Денис Федутинов рассказал «Известиям», что «Сова» — первый аппарат подобного класса в России. До его появления основное внимание специалистов было сосредоточенно вокруг проекта компании Facebook — Aquila. Это изделие способно выполнять полет на высоте более 18 тыс. м, что практически позволяет ему находиться выше всех возможных атмосферных явлений.Аппарат летает выше облаков и погодных явлений, так что окружающая среда и ветер стабильны или, по крайней мере, предсказуемы. На такой высоте в поле зрения беспилотника попадает сразу около 45 тыс. кв. км земной поверхности. Поэтому базовая станция сотовой связи, установленная на Aquila, может заменить 100 таких объектов на поверхности Земли.— Атмосферные спутники — недорогое решение глобальных задач, — рассказал Федутинов Федутинов. — Особенно там, где создание наземных базовых станций связи дорого и сложно в обслуживании. В последнее время у России появилась необходимость обеспечивать постоянную радиосвязь с кораблями в мировом океане и военными базами на Арктических островах. Необходимо контролировать Северный морской путь. «Сова» с ее возможностями полностью решит стоящие перед военными задачи.Высотные БЛА, которые могут летать длительное время на солнечной энергии, часто называют атмосферными спутниками. Схож у них и функционал — беспилотные аппараты обеспечивают видеонаблюдение и связь над заданным районом.
Наиболее известный зарубежный военный аналог «Совы» — семейство высотных БЛА Zephyr. Их создала британская компания QinetiQ (сейчас разработка перешла компании Airbus Defence and Space). Эти аппараты активно закупаются Минобороны Великобритании. В гражданском секторе активно внедряется семейство высотных ретрансляторов Solara компании Titan Aerospace.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/135441.jpg)
США 400 новых МБР за $48 млрд
https://www.gazeta.ru/army/2017/04/08/10616525.shtml
Стратегическое сдерживание наземного базирования» сформулированы следующим образом: принять на вооружение ВВС США высокотехнологичные межконтинентальные баллистические ракеты с ядерными боевыми частями, способные находиться на боевом дежурстве до 2075 года.
Новое оружие должно быть спроектировано с учетом самых передовых технологий в сфере создания двигательных установок и систем управления, а также рассчитано на долгий жизненный цикл, удобство ремонта, обслуживания и модернизации.
«Твердотопливные ракеты с возрастом теряют свою эффективность и в конечном счете становятся непригодны к боевому применению. Гражданская промышленность в этом плане сегодня опережает военную, и целесообразно использовать комплектующие, которые уже созданы ранее и доказали на практике свою работоспособность
Что это значит ? отказ от рдтт ? возврат к жидкостным?
ЦитироватьГеоргий пишет:
США 400 новых МБР за $48 млрд
https://www.gazeta.ru/army/2017/04/08/10616525.shtml
Стратегическое сдерживание наземного базирования» сформулированы следующим образом: принять на вооружение ВВС США высокотехнологичные межконтинентальные баллистические ракеты с ядерными боевыми частями, способные находиться на боевом дежурстве до 2075 года.
Новое оружие должно быть спроектировано с учетом самых передовых технологий в сфере создания двигательных установок и систем управления, а также рассчитано на долгий жизненный цикл, удобство ремонта, обслуживания и модернизации.
« Твердотопливные ракеты с возрастом теряют свою эффективность и в конечном счете становятся непригодны к боевому применению. Гражданская промышленность в этом плане сегодня опережает военную, и целесообразно использовать комплектующие, которые уже созданы ранее и доказали на практике свою работоспособность
Что это значит ?отказ от рдтт ?возврат к жидкостным?
Ничего революционного. Сейчас Минитмен-3 на первой ступени имеет корпус РДТТ в виде стальной обечайки и двух стальных днищ, на второй - то же самое из титана, на третьей- кокон из КМ. После окончания гарантийного срока на ТТ, МБР разбирают, из металлических корпусов вымывают ТТ и по новой наносят ТЗП, технологические слои и заливают новое смесевое топливо с последующим отверждением. На третьей ступени попросту ставят новый РДТТ. Попутно производят при необходимости в соответствии программами модернизацию платформы разведения, СУ и т.д. Сейчас возникают трудности при обновлении МБР - отдельные компоненты уже не производятся, гражданская промышленность перешла на более современные.
Новая МБР будет изготовлена из современных материалов, с новым смесевым топливом. Схемно скорее всего на всех трех ступенях корпуса РДТТ будут в виде коконов с центральным частично утопленным поворотным управляющим соплом с эластичным шарниром, новое смесевое топливо должно прослужить без замены 45 лет, поэтому УИ немного снизится из за увеличения количества связующего. Усилят средства по преодолению ПРО и т.д. Неясности по тексту(красным) - определенно грехи перевода.
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно? Желательно на конкретном примере - принципы относительно понятны, но почему практика приводит к таким разнообразиям - ?
Цитироватьavmich пишет:
Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно?
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/70021)
размер изображения 1600х2100 . надо только открыть его в отдельной вкладке
Цитироватьavmich пишет:
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно? Желательно на конкретном примере - принципы относительно понятны, но почему практика приводит к таким разнообразиям - ?
Именно поэтому такие двигатели:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/230674.jpg)
Будут вытеснены такими:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/323954.jpg)
А может подскажет кто в МСК и окрестностях вибростенд для random vibration test, пн около 100кг? За вменяемую сумму, думаю предприятия отрасли запросят космос, традиционно.
Цитироватьavmich пишет:
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно?
В ЖРД много дренажей. Например, из ТНА - дренируются компоненты, которые просочились через импеллерные и манжетные уплотнения, "на улицу". Компоненты, которые просочились через плавающее кольцо с выхода крыльчатки (т. е. под высоким давлением) используются для охлаждения и смазки подшипника - а потом по своему дренажу сливаются на вход в насос.
Дренируются компоненты не только из ТНА - но и из других агрегатов. Например, дросселей.
Есть и другие трубки - подвод компонентов к газогенераторам наддува, к рулевым машинкам, отбор на бустерные агрегаты.
Всё вышесказанное относится к относительно простым двигателям. Если же в составе двигуна есть пневмоклапаны, линии продувки и т. п. - сложность возрастает с возрастанием количества тех самых "трубочек".
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Будут вытеснены такими:
Щяз! :D
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьavmich пишет:
Есть вопрос для профессиональных двигателистов. Каждый раз, когда рассматриваешь ЖРД, обращает на себя внимание масса разнообразных трубочек. Точнее, того, что выглядит как трубочки. Можно ли объяснить, что это такое и зачем нужно?
В ЖРД много дренажей. Например, из ТНА - дренируются компоненты, которые просочились через импеллерные и манжетные уплотнения, "на улицу". Компоненты, которые просочились через плавающее кольцо с выхода крыльчатки (т. е. под высоким давлением) используются для охлаждения и смазки подшипника - а потом по своему дренажу сливаются на вход в насос.
Дренируются компоненты не только из ТНА - но и из других агрегатов. Например, дросселей.
Есть и другие трубки - подвод компонентов к газогенераторам наддува, к рулевым машинкам, отбор на бустерные агрегаты.
Всё вышесказанное относится к относительно простым двигателям. Если же в составе двигуна есть пневмоклапаны, линии продувки и т. п. - сложность возрастает с возрастанием количества тех самых "трубочек".
Спасибо, Саша :) похоже, имеет смысл "спроектировать" движок, чтобы посмотреть на количество и состав узлов, которым понадобятся такие трубочки,
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Будут вытеснены такими:
Щяз! :D
Ну давайте посмотрим, почему бы и нет. Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K с вытеснительным ЖРД и Фрегат с насосной подачей.
Delta-K:
ЦитироватьStatus: Active. Thrust: 43.63 kN (9,808 lbf). Gross mass: 6,954 kg (15,330 lb). Unfuelled mass: 950 kg (2,090 lb). Specific impulse: 319 s. Burn time: 431 s. Height: 5.89 m (19.32 ft). Diameter: 1.70 m (5.50 ft). Span: 2.40 m (7.80 ft). Cost $ : 4.350 million.
Фрегат:
Цитировать| Масса топлива, кг | 5750 |
| Масса конечная, кг | 960 кг | |
| Высота, мм | 1550 | |
| Диаметр описанный, мм | 3440 | |
| Окислитель | АТ(N2O4) |
| Горючее | НДМГ |
| Наименование двигателя, | C5-92 |
| Тяга двигателя, н | 20000 |
| Удельный импульс двигателя, с | 328,5 |
1) Фрегат немного проигрывает Дельте по массовому совершенству.
2) На Фрегате стоит свистелка-перделка тягой 2 тс. На Дельте движок в 2+ раза мощнее.
3) Дельта немного проигрывает Фрегату по УИ, но разница парируется меньшими грав. потерями Дельты из-за лучшей тяговооружённости.
4) Дельта выигрывает Фрегат по стоимости более чем в 2 раза.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K
И давно это "разгонный блок"?
ЦитироватьPIN пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K
И давно это "разгонный блок"?
А что мешает называть его разгонным блоком? Двигатель может многократно включаться, есть реактивная система управления (RACS), большое время автономного существования.
Чем не РБ?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Будут вытеснены такими:
Щяз!
Ну давайте посмотрим, почему бы и нет. Возьмём два очень похожих разгонных блока: Delta-K с вытеснительным ЖРД и Фрегат с насосной подачей.
Delta-K:
ЦитироватьStatus : Active. Thrust : 43.63 kN (9,808 lbf). Gross mass : 6,954 kg (15,330 lb). Unfuelled mass : 950 kg (2,090 lb). Specific impulse : 319 s. Burn time : 431 s. Height : 5.89 m (19.32 ft). Diameter : 1.70 m (5.50 ft). Span : 2.40 m (7.80 ft). Cost $ : 4.350 million.
Фрегат:
Цитировать| Масса топлива, кг | 5750 |
| Масса конечная, кг | 960 кг | |
| Высота, мм | 1550 | |
| Диаметр описанный, мм | 3440 | |
| Окислитель | АТ(N2O4) |
| Горючее | НДМГ |
| Наименование двигателя, | C5-92 |
| Тяга двигателя, н | 20000 |
| Удельный импульс двигателя, с | 328,5 |
1) Фрегат немного проигрывает Дельте по массовому совершенству.
2) На Фрегате стоит свистелка-перделка тягой 2 тс. На Дельте движок в 2+ раза мощнее.
3) Дельта немного проигрывает Фрегату по УИ, но разница парируется меньшими грав. потерями Дельты из-за лучшей тяговооружённости.
4) Дельта выигрывает Фрегат по стоимости более чем в 2 раза.
Здесь более точные данные по Фрегатам:
https://www.laspace.ru/company/products/launch-vehicles/fregat/ (https://www.laspace.ru/company/products/launch-vehicles/fregat/)
Более высокая тяговооруженность Дельты не дает никаких преимуществ, а тяговооруженность Фрегата близка к оптимальной по критерию максимальной массы ПГ.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Здесь более точные данные по Фрегатам:
При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Более высокая тяговооруженность Дельты не дает никаких преимуществ, а тяговооруженность Фрегата близка к оптимальной по критерию максимальной массы ПГ.
С5.92 весит 75 кг, AJ10-118K 98 кг. Разница в тяге в 2.2 раза в пользу Дельты. Разница в массе ЖРД (23 кг) с лихвой покрывается понижением грав. потерь.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Здесь более точные данные по Фрегатам:
При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Более высокая тяговооруженность Дельты не дает никаких преимуществ, а тяговооруженность Фрегата близка к оптимальной по критерию максимальной массы ПГ.
С5.92 весит 75 кг, AJ10-118K 98 кг. Разница в тяге в 2.2 раза в пользу Дельты. Разница в массе ЖРД (23 кг) с лихвой покрывается понижением грав. потерь.
Гравпотери отличаются на несколько десятков м/с. А вот УИ у Фрегата выше на 14-15 единиц. И при чем здесь масса ЖРД?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Delta-K:
Там часом не аэрозин-50? :) Или всё же НДМГ, как на Фрегате?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Там часом не аэрозин-50?
Да!
ЦитироватьДмитрий В. пишет: И при чем здесь масса ЖРД?
Чтобы Вам показать, что в данном случае увеличение тяги в 2.2 раза "стоит" всего лишь 23 кг.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Гравпотери отличаются на несколько десятков м/с.
Это приводит к росту потребной массы РЗТ РБ (при равной Мпг) примерно на 1% т.е. около 100 кг в случае Фрегата.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: А вот УИ у Фрегата выше на 14-15 единиц.
На 12, УИ AJ10-118K 321 сек. Разница в УИ приводит к разнице в ПН (около 300 кг, в зависимости от dV).
Массовое совершенство Дельты парирует больший УИ Фрегата.
Остаётся один вопрос: Нахрена нужна эта свистелка-перделка за $10 млн, если за $4 млн можно купить РБ, не уступающий по характеристикам?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Delta-K:
Там часом не аэрозин-50? :) Или всё же НДМГ, как на Фрегате?
Да, аэрозин! А вот второй вопрос в том, почему у нас не допёрли ещё использовать аэрозин для начала хотя-бы в Бризе-М?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
Фрегат-МТ имеет РЗТ на 600 кг больше, а массовое совершенство у него на доли процента лучше.
Читаем на сайте разработчика:
Параметры
| | Фрегат-МТ
| Фрегат-СБ |
Начальная масса
с максимальной
заправкой, кг
| 6235 | 7640 | 11680 |
| Конечная масса, кг | 945 | 1035 | 1080 |
Габариты:
высота/диаметр, мм | 1875/3440 | 1945/3800 | 2435/3875 |
Компоненты топлива:
окислитель/горючее | АТ/НДМГ | АТ/НДМГ | АТ/НДМГ |
Максимальный рабочий
запас топлива/полная заправка, кг | 5235/5307 | 6550/6650 | 10140/10330 |
| Тяга МДУ: режим БТ/МТ, кгс | 2030±100/1420±150 | 2030±100/1420±150 | 2030±100/1420±150 |
Удельный импульс:
режим БТ/МТ, с | 333,2/320 | 333,2/320 | 333,2/320 |
Максимальное число
включений МД | 7 | 7 | 7 |
У Дельты-К остаётся на первой ступени переходник нехилого размера.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
При схожей сухой массе проигрывает Дельте в РЗТ на 719 кг.
Фрегат-МТ имеет РЗТ на 600 кг больше, а массовое совершенство у него на доли процента лучше.
Читаем на сайте разработчика:
Параметры
| Фрегат | Фрегат-МТ
| Фрегат-СБ |
Начальная масса
с максимальной
заправкой, кг
| 6235 | 7640 | 11680 |
| Конечная масса, кг | 945 | 1035 | 1080 |
Габариты:
высота/диаметр, мм | 1875/3440 | 1945/3800 | 2435/3875 |
Компоненты топлива:
окислитель/горючее | АТ/НДМГ | АТ/НДМГ | АТ/НДМГ |
Максимальный рабочий
запас топлива/полная заправка, кг | 5235/5307 | 6550/6650 | 10140/10330 |
| Тяга МДУ: режим БТ/МТ, кгс | 2030±100/1420±150 | 2030±100/1420±150 | 2030±100/1420±150 |
Удельный импульс:
режим БТ/МТ, с | 333,2/320 | 333,2/320 | 333,2/320 |
Максимальное число
включений МД | 7 | 7 | 7 |
Зато Фрегат-МТ имеет сухую массу на 85 кг больше и тягу всего лишь 2 тс. На эти 85 кг можно увеличить РЗТ Дельты на полторы тонны.
ЦитироватьSalo пишет:
У Дельты-К остаётся на первой ступени переходник нехилого размера.
Ну так не на второй же.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Да, аэрозин!
Вот и вся загадка восьмого чуда света. Посчитайте эту Дельту-К на гептиле или Фрегат на аэрозине - тогда будет нормальное сравнение.
Для вывода на ГПО использовалась третья твердотопливная ступень, а. Фрегат обеспечивает вывод на ГСО, имея соответствующую ёмкость аккумуляторов.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ну так не на второй же.
Переходник длиной 4,7 м не влияет на ПН?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Да, аэрозин!
Вот и вся загадка восьмого чуда света. Посчитайте эту Дельту-К на гептиле или Фрегат на аэрозине - тогда будет нормальное сравнение.
У Дельты уменьшится РЗТ на 100 кг и УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
ЦитироватьSalo пишет:
Для вывода на ГПО использовалась третья твердотопливная ступень, а. Фрегат обеспечивает вывод на ГСО, имея соответствующую ёмкость аккумуляторов.
При замене Фрегата на Дельту она также сможет обеспечивать вывод на ГСО.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Зато Фрегат-МТ имеет сухую массу на 85 кг больше и тягу всего лишь 2 тс.
Это не сухая масса, а конечная. Если вычесть невырабатываемые остатки топлива, то сухая масса Фрегата-МТ будет 935 кг, или на 15 кг меньше, чем у Дельты-К.;)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
На эти 85 кг можно увеличить РЗТ Дельты на полторы тонны.
Фрегат-СБ имеет РЗТ 10 т. И?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ну так не на второй же.
Переходник длиной 4,7 м не влияет на ПН?
Он весит килограмм 200, не больше. Небольшое увеличение массы 1-й ступени слабо повлияет на ПН 2-й ступени.
Створки хвостового отсека Блока И при длине 2м весят не менее 400 кг. Вы хорошо подумали?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Зато Фрегат-МТ имеет сухую массу на 85 кг больше и тягу всего лишь 2 тс.
Это не сухая масса, а конечная. Если вычесть невырабатываемые остатки топлива, то сухая масса Фрегата-МТ будет 935 кг, или на 15 кг меньше, чем у Дельты-К. ;)
Невырабатываемые остатки Дельты взяты с потолка?
ЦитироватьSalo пишет:
Фрегат-СБ имеет РЗТ 10 т. И?
Могу предложить сбрасываемые баки к Дельте.
ЦитироватьSalo пишет:
Створки хвостового отсека Блока И при длине 2м весят не менее 400 кг. Вы хорошо подумали?
Хорошо. У Атласа-5 переходник к Центавру весит 374 кг. А у нас диаметр намного меньше.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Невырабатываемые остатки Дельты взяты с потолка?
Вы там видели конечную массу? Везде приводится сухая.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Могу предложить сбрасываемые баки к Дельте.
И вставить их в переходник. ;)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Хорошо. У Атласа-5 переходник к Центавру весит 374 кг. А у нас диаметр намного меньше.
Диаметр Центавра 3,05 м, диаметр Дельты-2 - 2,44 м.
По массе:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Атлас-5
ЦитироватьПромежуточные адаптеры
Промежуточные адаптеры позволяют соединить первую и вторую ступени, которые имеют разный диаметр (3,81 и 3,05 м соответственно).
На ракетах-носителях серии 400 используется 2 промежуточных адаптера. Композитный адаптер 400-ISA (400 series Interstage Adapter) вмещает сопло двигателя верхней ступени и состоит из двух секций: конической — диаметром 3,81 м и высотой 1,61 м; и цилиндрической — диаметром 3,05 м и высотой 2,52 м, вес адаптера составляет 947 кг. Над ним установлен алюминиевый адаптер ASA (Aft Stub Adapter), диаметром 3,05 м, высотой 0,65 м и весом 181,7 кг, который крепится непосредственно к разгонному блоку Центавр (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A6%D0%B5%D0%BD%D1%82%D0%B0%D0%B2%D1%80_%28%D1%80%D0%B0%D0%B7%D0%B3%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B1%D0%BB%D0%BE%D0%BA%29) и содержит механизм расстыковки ступеней FJA (Frangible Joint Assembly)[9] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-spaceflight-9).
На ракетах-носителях серии 500 используется другие промежуточные адаптеры. К первой ступени примыкает цилиндрическое алюминиевое кольцо диаметром 3,83 м, высотой 0,32 м и весом 285 кг. На него крепится композитный адаптер C-ISA (Centaur Interstage Adapter) диаметром 3,83 м, высотой 3,81 м и весом 2212 кг. Кроме того, что адаптер вмещает двигатель второй ступени и механизмы расстыковки, к нему же присоединяется при помощи конусного адаптера (Boittail) и головной обтекатель[2] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-product-sheet-2).
Сам сабж:
http://www.spaceflight101.net/delta-ii-7320.html
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/234434.jpg)
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Невырабатываемые остатки Дельты взяты с потолка?
Вы там видели конечную массу? Везде приводится сухая.
Современные СООБ позволяют довести массу недозабора чуть ли не до нуля.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Могу предложить сбрасываемые баки к Дельте.
И вставить их в переходник. ;)
Убрать баллоны и всё прочее наверх, а снизу поставить два полуцилиндрических сбрасываемых бака. Они смогут вместить до 4 тонн топлива.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/234433.jpg)
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Хорошо. У Атласа-5 переходник к Центавру весит 374 кг. А у нас диаметр намного меньше.
Диаметр Центавра 3,05 м, диаметр Дельты-2 - 2,44 м.
По массе:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Атлас-5
ЦитироватьПромежуточные адаптеры
Промежуточные адаптеры позволяют соединить первую и вторую ступени, которые имеют разный диаметр (3,81 и 3,05 м соответственно).
На ракетах-носителях серии 400 используется 2 промежуточных адаптера. Композитный адаптер 400-ISA (400 series Interstage Adapter) вмещает сопло двигателя верхней ступени и состоит из двух секций: конической — диаметром 3,81 м и высотой 1,61 м; и цилиндрической — диаметром 3,05 м и высотой 2,52 м, вес адаптера составляет 947 кг. Над ним установлен алюминиевый адаптер ASA (Aft Stub Adapter), диаметром 3,05 м, высотой 0,65 м и весом 181,7 кг, который крепится непосредственно к разгонному блоку Центавр (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A6%D0%B5%D0%BD%D1%82%D0%B0%D0%B2%D1%80_%28%D1%80%D0%B0%D0%B7%D0%B3%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B1%D0%BB%D0%BE%D0%BA%29) и содержит механизм расстыковки ступеней FJA (Frangible Joint Assembly) [9] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-spaceflight-9) .
На ракетах-носителях серии 500 используется другие промежуточные адаптеры. К первой ступени примыкает цилиндрическое алюминиевое кольцо диаметром 3,83 м, высотой 0,32 м и весом 285 кг. На него крепится композитный адаптер C-ISA (Centaur Interstage Adapter) диаметром 3,83 м, высотой 3,81 м и весом 2212 кг. Кроме того, что адаптер вмещает двигатель второй ступени и механизмы расстыковки, к нему же присоединяется при помощи конусного адаптера (Boittail) и головной обтекатель [2] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D1%82%D0%BB%D0%B0%D1%81-5#cite_note-product-sheet-2) .
Сам сабж:
http://www.spaceflight101.net/delta-ii-7320.html
А у меня другие данные:
ЦитироватьCommon Core Booster uses Glushko RD-180 engine and new isogrid tanks. Used in Atlas IV/USAF EELV, Atlas V. Includes 272 kg booster interstage adapter and 1297 kg Centaur interstage adapter.
Или вот:
ЦитироватьCENTAUR INTERSTAGE ADAPTER (CISA SHORT)
Features Subsystems Size: 3.05-m Dia x 3.13-m Length Mass: 374 kg Structure: Aluminum Lithium Skin Stringer & Frame Separation: Low-Cost Atlas Separation System
http://spacecraft.ssl.umd.edu/design_lib/Atlas5.pl.guide.pdf
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством. Но главное преимущество Дельты - в цене. Она на $6 лямов дешевле.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством. Но главное преимущество Дельты - в цене. Она на $6 лямов дешевле.
Массовое совершенство Фрегата (МТ) не хуже, УИ выше, тяговооруженность оптимальнее для РБ.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ упадёт на 3-5 сек. Не катастрофично.
Итак. У Фрегата лучше мюПГ, больше удельный импульс и всё это - на менее энергоэффективном топливе. Простая замена гептила на аэрозин ещё больше улучшит этот отрыв. Какие ещё могут быть вопросы?..
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством. Но главное преимущество Дельты - в цене. Она на $6 лямов дешевле.
Массовое совершенство Фрегата (МТ) не хуже, УИ выше, тяговооруженность оптимальнее для РБ.
Фрегат-МТ весит на 85 кг больше, чем Дельта. На эти 85 кг можно увеличить РЗТ тонны на полторы. Тогда массовое совершенство Дельты будет намного лучше, чем у Фрегата-МТ. Разница в УИ нивелируется хреновой тяговооружённостью Фрегата, особенно утяжелённого-МТ.
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты.
Фрегат-СБ выводит на ГПО в несколько импульсов, подозреваю у Фрегата-МТ та-же проблема. А Дельта может и за один импульс. Думаю, о преимуществах этой схемы можно не напоминать.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/218245.jpg)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Современные СООБ позволяют довести массу недозабора чуть ли не до нуля
На Дельте-К современная СООБ и масса незабора там равна нулю? Какое там давление газа в баках ? при выключении маршевого двигателя? Конечную массу Дельты-К в студию.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Aluminum Lithium Skin Stringer & Frame Separation: Low-Cost Atlas Separation System
Он на Дельте-К, или Атлас/Центавре?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством.
В чём оно проявляется?
.Я привёл цифры. У Вас есть другие?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Фрегат-СБ выводит на ГПО в несколько импульсов, подозреваю у Фрегата-МТ та-же проблема. А Дельта может и за один импульс. Думаю, о преимуществах этой схемы можно не напоминать.
Приведите схему выведения Дельтой-К на ГПО в один импульс. Просим, просим!
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Фрегат-МТ весит на 85 кг больше, чем Дельта. На эти 85 кг можно увеличить РЗТ тонны на полторы.
"А те раки вчера по пять были очень большие!"
Прекратите сравнивать конечную массу Фрегата-МТ с сухой массой Дельты-К.
Сухую массу Фрегата-МТ я Вам привёл и она ниже чем у Дельты-К. Выкладывайте конечную массу Дельты, не стесняйтесь.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Современные СООБ позволяют довести массу недозабора чуть ли не до нуля
На Дельте-К современная СООБ и масса незабора там равна нулю? Какое там давление газа в баках ? при выключении маршевого двигателя? Конечную массу Дельты-К в студию.
Давление газа там примерно 11 атм. Конечную массу оцениваю в 1000 кг.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Aluminum Lithium Skin Stringer & Frame Separation: Low-Cost Atlas Separation System
Он на Дельте-К, или Атлас/Центавре?
На Атлас/Центавре.
Расчётом цифру подтвердить можете?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством.
В чём оно проявляется?
В худшем отношении начальной массы к конечной.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Фрегат-СБ выводит на ГПО в несколько импульсов, подозреваю у Фрегата-МТ та-же проблема. А Дельта может и за один импульс. Думаю, о преимуществах этой схемы можно не напоминать.
Приведите схему выведения Дельтой-К на ГПО в один импульс. Просим, просим!
Ставим её на Союз, выводим третьей ступенью на НОО. Над экватором даём импульс и летим на ГПО-2400. Если очень надо - поднимает апогей не до 36 000 км, а до 200 000 км, и тогда уже летим на суперсинхронную орбиту с dV перехода на ГСО = 1500 м/с.
И какая ПН у Вас получилась ?
ЦитироватьSalo пишет:
И какая ПН у Вас получилась ?
Где?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
И какая ПН у Вас получилась ?
Где?
На ГПО-2400, или на суперсинхроне 200000 км. :)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Итак. Небольшое преимущество Фрегата в УИ нивелируется худшим массовым совершенством.
В чём оно проявляется?
В худшем отношении начальной массы к конечной.
повторяю исчо раз:
Дельта-К 6954 кг/1000 кг = 6,954
Фрегат-МТ 7640 кг/1035 кг = 7,382
Э-э-э... :D
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
ЦитироватьSalo пишет:
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
И какая ПН у Вас получилась ?
Где?
На ГПО-2400, или на суперсинхроне 200000 км. :)
Конкретнее. РН, космодром?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретнее. РН, космодром?
Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :D
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? [IMG]
А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? [IMG]
А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
Недолго супостату осталось ее оснащать.
У супостата есть ещё Антарес. ;)
ЦитироватьApollo13 пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
Недолго супостату осталось ее оснащать.
Уже. Все оставшиеся Дельты-2 уже оснащены. :(
ЦитироватьSalo пишет:
У супостата есть ещё Антарес. ;)
С опциональной твердотопливной третьей ступенью. :)
О ней и речь.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретнее. РН, космодром?
Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Итак:
УИ Дельты-К: 321 сек
УИ Фрегатов: 333 сек
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
Массовое совершенство Фрегата = 6235/945 = 6.598
Массовое совершенство Фрегата-МТ = 7640/1035 = 7.382
Из-за очень низкой тяговооружённости Фрегата и тем более Фрегата-МТ их потребная ХС будет больше на 100 и 130 м/с больше соответственно.
На графике ниже представлена массовая доля полезной нагрузки при deltaV = 3000 м/с для трёх разгонных блоков.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/121226.jpg)
Как видим, Delta-K вздрючивает Фрегат на 0.3%, но проигрывает Фрегату-МТ на 0.75%. Разница в массе ПН невелика. Но разница в цене - огромна!
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :D
Надо, но не на вытесниловке. Простой пример: двухступенчатый Фалькон-9 выводит на суперсинхронную орбиту с высотой апогея 200 000 км 4500-4800 кг (dV до ГСО = 1500 м/с). Сункар имеет схожую стартовую массу, ту-же топливную пару и эффективные движки движки закрытого цикла. Но что ему они дают? 200 кг ПН? Две ступени + хорошее массовое совершенство рулят.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :D
Надо, но не на вытесниловке. Простой пример: двухступенчатый Фалькон-9 выводит на суперсинхронную орбиту с высотой апогея 200 000 км 4500-4800 кг (dV до ГСО = 1500 м/с). Сункар имеет схожую стартовую массу, ту-же топливную пару и эффективные движки движки закрытого цикла. Но что ему они дают? 200 кг ПН? Две ступени + хорошее массовое совершенство рулят.
И про широту старта не забывайте.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретнее. РН, космодром?
Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Итак:
УИ Дельты-К: 321 сек
Только что было 319! УИ растет как грибы после дождя? :D
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? [IMG]
А почему коварный супостат оснащает Дельты-2 твердотопливной третьей ступенью? ;)
Потому, что вторая ступень тратит 3-4 км/с ХС для выхода на НОО. При полёте на ГПО ПН будет небольшой, поэтому эффективнее поставить РДТТ. Или Старый не дружит с формулой Циолковского?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
И даже сухая масса Вас не спасает:
6954 кг/950 кг = 7,32
Я про простой Фрегат писал. А у него 6235/945 = 6.6.
Зачем? "Тут играем, тут не играем, здесь жирное пятно - рыбу заворачивали"
Вы взяли цифры Фрегата-М. У простого Фрегата ещё меньше и поэтому его уже не выпускают.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретнее. РН, космодром?
Вы же сами назвали РН и привели ГПО-2400?
Итак:
УИ Дельты-К: 321 сек
Только что было 319! УИ растет как грибы после дождя? :D
ЦитироватьNumber: 127 . Thrust: 43.40 kN (9,757 lbf). Unfuelled mass: 98 kg (216 lb). Specific impulse: 321 s. Burn time: 444 s. Diameter: 1.70 m (5.50 ft).
http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.html
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И эта бандура со свистелкой-перделкой стоит на 6 лямов больше Дельты
Зачем Дельте-К с мощным вытеснительным двигателем понадобился РДТТ для вывода на ГПО и орбиту GPS?
Бандура со свистелкой-перделкой это делала неоднократно.
Дельта-К является 2-й ступенью Дельты-2. Поэтому эффективнее поставить РДТТ, а не тащить Дельту на ГПО.
А не Вы ли, часом, с пару месяцев назад, пытались всех убедить, что на ГПО надо лететь в две ступени? :D
Надо, но не на вытесниловке. Простой пример: двухступенчатый Фалькон-9 выводит на суперсинхронную орбиту с высотой апогея 200 000 км 4500-4800 кг (dV до ГСО = 1500 м/с). Сункар имеет схожую стартовую массу, ту-же топливную пару и эффективные движки движки закрытого цикла. Но что ему они дают? 200 кг ПН? Две ступени + хорошее массовое совершенство рулят.
И про широту старта не забывайте.
Всё учтено.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/122976.jpg)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.
Гравпотери при гомановской схеме перелета (при Мпг = 2 т)
- для Дельта-К - 18 м/с
- для Фрегат-МТ - 86 м/с.
Пшик!
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьCost $ : 4.350 million.
http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Цитировать| Стоимость (производства), млн. руб. | 2017-02-17 | 528 |
http://ecoruspace.me/РБ+Фрегат.html
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьCost $ : 4.350 million.
http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Цитировать| Стоимость (производства), млн. руб. | 2017-02-17 | 528 |
http://ecoruspace.me/РБ+Фрегат.html
На какую дату указана цена Дельа-К?
Насколько достоверно указана "стоимость производства" Фрегат-МТ?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Гравпотери при гомановской схеме перелета (при Мпг = 2 т)
- для Дельта-К - 18 м/с
- для Фрегат-МТ - 86 м/с.
Пшик!
Да без проблем. Грав. потери Фрегата больше Дельтовских на 68 м/с, простого Фрегата - на 50 м/с.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/122977.jpg)
Дельта проигрывает Фрегату-МТ лишь на 1%. Зато экономит $6 млн.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
ЦитироватьCost $ : 4.350 million.
http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Цитировать| Стоимость (производства), млн. руб. | 2017-02-17 | 528http://ecoruspace.me/РБ+Фрегат.html
|
На какую дату указана цена Дельа-К?
Насколько достоверно указана "стоимость производства" Фрегат-МТ?
В теме ПРАЙС цена Союза-2.1б указана $23 млн., а цена с Фрегатом-МТ $47 млн. Поэтому примем стоимость Фрегата равной $24 млн. Дельта была создана в 1989 году, к данному моменту её стоимость могла вырасти максимум в 2 раза, до $8.7 млн.
Разница $15.3 млн.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.
Незабор не может быть меньше 1-1,5% массы РЗТ, Таким образом, конечную массу Дельты-К принимаем примерно 1070 кг.
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
Сравнивать Дельту-К с Фрегатом по функционалу - все равно, что Запор с Мерседесом. Например, Дельта-К формирует ГСО только с апогейным двигателем, который надо включить в стоимость, а Фрегат - сам.
Да, и кстати. Дельта-К сейчас производится или берется со склада? Сравнивать стоимость имеет смысл только для серийно производимых изделий. А то НК-33 со склада обошелся американцем примерно в 1 млн долларов, а новодел оценивался уже минимум в 3 млн.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.
Незабор не может быть меньше 1-1,5% массы РЗТ,
Видимо, разработчики Фалькона-9, Атласа-5 и Центавра этого не знали.
ЦитироватьMinimum Residual Shutdown (MRS)— MRS allows Centaur to continue RL10 operation until liquid pullthrough. Centaur utilizes MRS to maximize performance for missions where precise orbit injection accuracy is not required. Normal MRS logic commands RL10 shutdown as soon as acceleration starts to fall off. This demonstration allowed the RL10 to continue operation until thrust fell substantially.
В режиме MRS Центавр выводит на 200 кг больше.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/122974.jpg)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Массовое совершенство Дельты = 6954/1000 = 6.954
Опять обман! :evil: Только остатки незабора минимум 50 кг. А газы наддува где? Ищите цифру настоящую.
И, кстати, ссылочку на "огромную разницу в цене" не мешало бы.
Недозабор 40-45 кг, газ наддува 6.8 кг.
Незабор не может быть меньше 1-1,5% массы РЗТ,
Видимо, разработчики Фалькона-9, Атласа-5 и Центавра этого не знали.
ЦитироватьMinimum Residual Shutdown (MRS)— MRS allows Centaur to continue RL10 operation until liquid pullthrough. Centaur utilizes MRS to maximize performance for missions where precise orbit injection accuracy is not required. Normal MRS logic commands RL10 shutdown as soon as acceleration starts to fall off. This demonstration allowed the RL10 to continue operation until thrust fell substantially.
В режиме MRS Центавр выводит на 200 кг больше.
А кто Вам сказал, что в Фалконе и Атласе-5 - меньше? Циферки бы достоверные.
Ну, и про Центавр:
- 200 кг - это 1% РЗТ. Вы уверены, что это почти все остатки?
- на Дельте-К такой режим используется?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
А вот от Вас я такого не ожидал.
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (конечная 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (конечная 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Например, Дельта-К формирует ГСО только с апогейным двигателем, который надо включить в стоимость, а Фрегат - сам.
1) Сейчас на ГСО с помощью РБ практически никто не летает, в основном только только ГПО.
2) Под апогейным двигателем подразумеваете РДТТ? Он нам не нужен. Дельта становится вместо Фрегата на Союз и прекрасно формирует ГСО своим AJ10-118K.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
- 200 кг - это 1% РЗТ. Вы уверены, что это почти все остатки?
Написано же, ЖРД работает до тех пор, пока тяга не упадёт т.е. пока не кончится один из компонентов.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
- на Дельте-К такой режим используется?
В любом случае, возможность его использования есть.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
А вот от Вас я такого не ожидал.
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (пустая 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (пустая 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
А давайте нафантазируем еще больше - массовое совершенство водородной ступени 0,3, а керосиновой 0,01?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
А вот от Вас я такого не ожидал.
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (пустая 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (пустая 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
А давайте нафантазируем еще больше - массовое совершенство водородной ступени 0,3, а керосиновой 0,01?
Моей целью было показать Вам бредовость Ваших суждений. Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто на Фальконе-9.
А
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Смотрим располагаемую ХС без ПН:
- у Фрегата-МТ 6530 м/с
- у Дельты-К 6068 м/с.
И где здесь 1%?
А вот от Вас я такого не ожидал.
Берём две ступени.
Водородная:
Массовое сов-во = 0.2
УИ = 470 сек
Керосиновая:
Массовое сов-во: 0.05
УИ = 340 сек
Располагаемая ХС водородной ступени: 7420 м/с
Располагаемая ХС керосиновой ступени: 9992 м/с
Потребная ХС = 3000 м/с.
ПН = 3000 кг
Масса водородной ступени: 1487 кг (пустая 297 кг)
Масса керосиновой ступени: 1660 кг (пустая 83 кг)
Как видим, водородная ступень проигрывает в располагаемой ХС, но выигрывает в массе ПН.
А давайте нафантазируем еще больше - массовое совершенство водородной ступени 0,3, а керосиновой 0,01?
Моей целью было показать Вам бредовость Ваших суждений. Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
До абсурда можно довести все что угодно. Сравним 2 ступени - с УИ и массовым совершенством Дельты-К и Фрегата-МТ. При равной Мпг=3000 кг и равном приращении ХС=3000 м/с, МюПГ Фрегата-МТ выше примерно на 9%. Это чтобы показать всю бредовость Ваших фантазий про 1%.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
Тогда уж для водородной возьмем 0,1. Достигнуто на Центавре.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Написано же, ЖРД работает до тех пор, пока тяга не упадёт т.е. пока не кончится один из компонентов.
И сколько при этом остаётся в баке? Этот режим можно использовать на всех ЖРД или только на ЖРД с испарительным циклом?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
В любом случае, возможность его использования есть.
Где об этом можно прочитать?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И сколько при этом остаётся в баке?
Несколько десятков кг, не больше.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Этот режим можно использовать на всех ЖРД или только на ЖРД с испарительным циклом?
У Фалькона-9 тоже есть этот режим. Думаю, на всех.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где об этом можно прочитать?
О чём прочитать? О том, что можно не прекращать подачу компонентов в вытеснительном ЖРД, пока не кончится один из компонентов? Разве это не очевидно?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
Тогда уж для водородной возьмем 0,1. Достигнуто на Центавре.
Да пожалуйста.
У Центавра УИ 451 сек, ХС = 10187 м/с.
У второй ступени Фалькона сов-во около 25, УИ 347 сек, ХС = 10957 м/с.
Об результатах сами догадаетесь?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Указанное массовое сов-во керосиновой ступени достигнуто Фальконом-9.
Тогда уж для водородной возьмем 0,1. Достигнуто на Центавре.
Да пожалуйста.
У Центавра УИ 451 сек, ХС = 10187 м/с.
У второй ступени Фалькона сов-во около 25, УИ 347 сек, ХС = 10957 м/с.
Об результатах сами догадаетесь?
Вы с темы-то не соскакивайте: что там про 1% разницы?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И сколько при этом остаётся в баке?
Несколько десятков кг, не больше.
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Этот режим можно использовать на всех ЖРД или только на ЖРД с испарительным циклом?
У Фалькона-9 тоже есть этот режим. Думаю, на всех.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где об этом можно прочитать?
О чём прочитать? О том, что можно не прекращать подачу компонентов в вытеснительном ЖРД, пока не кончится один из компонентов? Разве это не очевидно?
Где прочитать про этот режим на Фальконе-9 и "на всех". Точную ссылку на достоверный источник, плиз.
Не очевидно, поскольку в большинстве случаев попадание газового пузыря в ЖРД может закончиться плохо.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
В теме ПРАЙС цена Союза-2.1б указана $23 млн., а цена с Фрегатом-МТ $47 млн. Поэтому примем стоимость Фрегата равной $24 млн. Дельта была создана в 1989 году, к данному моменту её стоимость могла вырасти максимум в 2 раза, до $8.7 млн.
Разница $15.3 млн.
Стоимость Delta II 7320-10С ~$140M. И? 8)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Сравним 2 ступени - с УИ и массовым совершенством Дельты-К и Фрегата-МТ. При равной Мпг=3000 кг и равном приращении ХС=3000 м/с, МюПГ Фрегата-МТ выше примерно на 9%. Это чтобы показать всю бредовость Ваших фантазий про 1%.
Сравним.
УИ Дельты: 321 сек.
УИ Фрегата-МТ: 333 сек.
Массовое сов-во Фрегата-МТ: 7.382
Массовое сов-во Дельты: 6.954
ПН: 3000 кг
dV для Дельты = 3000 м/с
dV для Фрегата = 3068 м/с (из-за повышенных грав. потерь)
------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Вытесниловка:
Конечная масса: 1096 кг
Полная масса: 7620 кг
------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Свистелка-перделка:
Конечная масса: 969 кг
Полная масса: 7152 кг
Как и указано на графике ниже, массовая доля ПН для вытесниловки = 3000/(3000+7620) = 0.282
Массовая доля ПН для свистелки-перделки = 3000/(3000+7152) = 0.2955
Разве не 1%?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/122977.jpg)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где прочитать про этот режим на Фальконе-9 и "на всех". Точную ссылку на достоверный источник, плиз.
Не очевидно, поскольку в большинстве случаев попадание газового пузыря в ЖРД может закончиться плохо.
насколько я помню, одна из "жестких" посадок первой ступени фалькона объяснялась тем, что закончился компонент топлива. правда, не факт, что двигатель просто "потух", а не был заглушен контроллером по сигналу датчика
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Где прочитать про этот режим на Фальконе-9
ЦитироватьEutelsat officials said the confusion may have been due to the fact that the Falcon 9 vehicle was operated in "minimum residual" shutdown mode rather than in "guided command" shutdown. Minimum-residual mode uses a higher percentage of the total fuel available, in effect pushing the satellites a bit closer to their destination.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Не очевидно, поскольку в большинстве случаев попадание газового пузыря в ЖРД может закончиться плохо.
Выходит, ребята, делающие Атлас и Фалькон, об этом не знают?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
В теме ПРАЙС цена Союза-2.1б указана $23 млн., а цена с Фрегатом-МТ $47 млн. Поэтому примем стоимость Фрегата равной $24 млн. Дельта была создана в 1989 году, к данному моменту её стоимость могла вырасти максимум в 2 раза, до $8.7 млн.
Разница $15.3 млн.
Стоимость Delta II 7320-10С ~$140M. И? 8)
И что? Стоимость автомобиля не отражает стоимости обивки сидений.
Первая ступень не более 75% стоимости. И?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ Дельты: 321 сек
Откуда инфа?
ЦитироватьSalo пишет:
Первая ступень не более 75% стоимости. И?
Потому, что Сало так сказало?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
УИ Дельты: 321 сек
Откуда инфа?
http://www.astronautix.com/a/aj10-118k.html
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
Первая ступень не более 75% стоимости. И?
Потому, что Сало так сказало?
Хамите, парниша?
У пресмыкающихся вторая ступень стоит 4% от стоимости РН?
ЦитироватьSalo пишет:
У пресмыкающихся вторая ступень стоит 4% от стоимости РН?
Дельту выводят из строя, поэтому её цена растёт с 50-55 млн. до 100+
А так, вот примерное распределение:
Цитировать- ~60 million USD (probably more) overall costs per Delta II launch
- thereof ~10 million+ for the first stage RS-27A main engine
- thereof ~5 million+ for the AJ-10 upper stage engine
- thereof 9 times Castor 4A/GEM 40/GEM 46 solid rocket motors each ~2.5 million = ~20-25 million total
- thereof fuel ~0.1 - 0.2 million (so basically not really a factor)
- rest: structure, tanks, avionics, payload adapter, infrastructure maintenance, interstage, payload fairing, optional upper stage, sensors, electronics (profits)
Надо сказать, что вытеснительные схемы предложенные Вараном являются своего рода аналогом ТТРД. Только с жидкими компонентами и более высоким УИ при в разы более дешёвом топливе.
И если вытеснительная схема - бред. То ТТРД бред в квадрате.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А так, вот примерное распределение:
Какого года эти данные?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
- thereof ~5 million+ for the AJ-10 upper stage engine
Даже по этим данным ступень стоит не менее $10 миллионов.
Стоимость РБ Фрегат согасно сайту госзакупок около $8,6 млн по нынешнему курсу:
http://kremlinpress.com/2016/09/29/roskosoms-zakupit-razgonnie-bloki-fregat-za-1-47-mlrd-rub/
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А так, вот примерное распределение:
Какого года эти данные?
Это написал один из юзеров nasaspaceflight. Не следует воспринимать это всерьёз, тут лишь примерное распределение.
ЦитироватьSalo пишет:
Даже по этим данным ступень стоит не менее $10 миллионов.
С хрена ли? 5-7 лямов она стоит. Только мы забыли, что Дельту собирают американские рабочие. Они получают американскую зарплату, а не 20 тыс. руб. В России аналогичная Дельте ступень стоила бы $2-3 млн.
ЦитироватьSalo пишет:
Стоимость РБ Фрегат согасно сайту госзакупок около $8,6 млн по нынешнему курсу:
http://kremlinpress.com/2016/09/29/roskosoms-zakupit-razgonnie-bloki-fregat-za-1-47-mlrd-rub/
Так зачем переплачивать 5-6 лямов?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Это написал один из юзеров nasaspaceflight. Не следует воспринимать это всерьёз, тут лишь примерное распределение.
Гуглить я сам умею.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
С хрена ли? 5-7 лямов она стоит.
Двигатель пять, и ступень тоже пять? 8)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Только мы забыли, что Дельту собирают американские рабочие. Они получают американскую зарплату, а не 20 тыс. руб. В России аналогичная Дельте ступень стоила бы $2-3 млн.
Обсуждать это высасывание из пальца даже не буду.
ЦитироватьSalo пишет:
Двигатель пять, и ступень тоже пять? [IMG]
Ступень вместе с двигателем 5-7.
ЦитироватьSalo пишет:
Обсуждать это высасывание из пальца даже не буду.
И не дано.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ступень вместе с двигателем 5-7
Т.е. стоимость двигателя от 70 до 100% стоимости ступени?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
И не дано.
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ступень вместе с двигателем 5-7
Т.е. стоимость двигателя от 70 до 100% стоимости ступени?
Двигатель стоит 2.5 ляма. Ступень с двигателем 5-7.
ЦитироватьSalo пишет:
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
Из-за отсутствия серийного производства, огромных технических недостатков.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Двигатель стоит 2.5 ляма. Ступень с двигателем 5-7.
В цитате пять, но Вы предпочитаете оперировать своими цифрами.
Кстати, стоимость ДУ второй ступени составляет около четверти стоимости ступени:
https://space.stackexchange.com/questions/8047/cost-breakdown-of-delta-iv-heavy-launch
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/142388.jpg)
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Двигатель стоит 2.5 ляма. Ступень с двигателем 5-7.
В цитате пять, но Вы предпочитаете оперировать своими цифрами.
Кстати, стоимость ДУ второй ступени составляет около четверти стоимости ступени:
https://space.stackexchange.com/questions/8047/cost-breakdown-of-delta-iv-heavy-launch
К чему нам Центавр? Вытеснительная ДУ на самовоспламеняющихся компонентах намного дешевле водородника.
Т.е. такая ДУ будет стоить менее 25 % стоимости ступени? ;)
ЦитироватьSalo пишет:
Т.е. такая ДУ будет стоить менее 25 % стоимости ступени? ;)
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
Вот данные центра Келдыша:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/70688) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/70687)
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Движок:
(http://meson.ad-l.ink/8b2hwD7d9/image.png)
ЦитироватьSalo пишет:
Вот данные центра Келдыша:
Ничего относящегося к Дельте-К не увидел.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Движок:
Чего "движок"? Стоимость его где? И, повторюсь: за какой год указана стоимость Дельты-К7
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Конкретно в Дельте-К ДУ стоит где-то 50% от стоимости ступени.
Где об этом можно почитать, кроме Вашего ИМХО?
http://www.astronautix.com/d/deltak.html
Движок:
Чего "движок"? Стоимость его где? И, повторюсь: за какой год указана стоимость Дельты-К7
Стоимость на картинке, 2.5 млн. Дата указания цены Дельты неизвестна.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ничего относящегося к Дельте-К не увидел.
Ничего по стоимости Дельты-К я у Вас тоже не увидел.
А ULA и Центр Келдыша привели данные о доле стоимости ЖРД в стоимости РН и РБ.
Нигде, кроме первой ступени цифра не составляет 50%. У РБ составляет от 7% до 17%, причём 7% у Бриза-М на самовоспламеняющихся компонентах, а 17% у криогеннных РБ. Даже у Центавра не более 30%.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ничего относящегося к Дельте-К не увидел.
Ничего по стоимости Дельты-К я у Вас тоже не увидел.
Я привёл ссылку. Стоимость Дельты-К 4.35 млн. Ну не нравится Вам Дельта - хорошо, возьмём другую вытеснительную ступень.
ЦитироватьIn 2005 Falcon 1 was advertised as costing $5.9 million ($7.3 million when adjusted for inflation in 2015
Итак, по Вашим же утверждениям 2-я ступень стоит 25%. 7.3 млн*0.25 = 1.825 млн. Но у второй ступени Фалькона небольшая масса (3745 кг), поэтому удвоим цену до 3.65 млн. В реальности же она будет ближе к 3 млн.
Кроме того, вытеснительная ступень уделывает Фрегат-МТ на 3%.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/122975.jpg)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Кроме того, вытеснительная ступень уделывает Фрегат-МТ на 3%.
При выведении 500 кг на НЗО? На ГСО сколько вытащит? 8)
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Кроме того, вытеснительная ступень уделывает Фрегат-МТ на 3%.
При выведении 500 кг на НЗО? На ГСО сколько вытащит? 8)
До Вас не доходит, что перед выведением на НЗО ступень набирает 5 км/с?
До меня уже давно дошло, что Вы сравниваете не сравнимые вещи и манипулируете цифрами произвольным образом. И?
Возник такой вопрос :) . Какие есть проблемы при прохождении атмосферы Земли крылатым КК, если вход в атмосферу осуществляется со 2-ой космической скоростью? Понятно, например, что нагрев будет больше - но каковы при этом условия возвращения? Как нагрев зависит от, скажем, средней плотности аппарата? Какие ещё проблемы (кроме нагрева) при этом возникают, по сравнению с возвращением с 1-ой космической скоростью?
ЦитироватьSalo пишет:
До меня уже давно дошло, что Вы сравниваете не сравнимые вещи
Вау! Оказывается сравнивать разгонные блоки нельзя?
ЦитироватьSalo пишет:
и манипулируете цифрами произвольным образом.
Цифры подтверждены расчетами. Если есть что противопоставить - я Вас слушаю.
Цитироватьavmich пишет:
но каковы при этом условия возвращения?
Перегрузка 2-3 единицы. Кстати, у Аполлона была возможность снижения перегрузки до 4 единиц. Только тогда бы посадка была через 6000-9000 км.
ЦитироватьSalo пишет:
До меня уже давно дошло, что Вы сравниваете не сравнимые вещи и манипулируете цифрами произвольным образом. И?
Есть категория таких "знатоков" которые пытаются понять всю электротехнику через только что освоенный ими закон Ома
Наш же товарищ похоже ничего не знает кроме формулы Циолковского, причем и в ней оперирует исключительно массовым совершенством. Всегда забавно читать что-то типа " берем массовое совершенство Х, хотя нет, лучше У" :)
Сейчас у него новый прикол опыта познания - теперь надежность у него сводится исключительно к интенсивности отказов :)
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Вау! Оказывается сравнивать разгонные блоки нельзя?
Вы сравниваете вторые ступени с многократным включением, разработанные для выведения на ССО и как максимум орбиты высотой менее 10000 км, с РБ Фрегат, разработанным для трёхступенчатой ракеты и позволяющим выводить ПН на орбиты типа Молния, Глонасс, ГПО и ГСО. На ССО Фрегат летает заправленным примерно на половину.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Вау! Оказывается сравнивать разгонные блоки нельзя?
Вы сравниваете вторые ступени с многократным включением, разработанные для выведения на ССО и как максимум орбиты высотой менее 10000 км, с РБ Фрегат, разработанным для трёхступенчатой ракеты и позволяющим выводить ПН на орбиты типа Молния, Глонасс, ГПО и ГСО.
Что мешает им летать на ГПО?
Как Вы себе представляете этот процесс?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
Из-за отсутствия серийного производства, огромных технических недостатков.
Позвольте поинтересоваться, какие именно технические недостатки "Ангары" Вы считаете "огромными"?
ЦитироватьSalo пишет:
Как Вы себе представляете этот процесс?
Сначала РБ выводится на НОО, а затем отправляется на ГПО. А лучше на суперсинхронную орбиту.
ЦитироватьTAU пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
Почему, в таком случае, Ангара стоит дороже одноразового F9? Зарплата не та?
Из-за отсутствия серийного производства, огромных технических недостатков.
Позвольте поинтересоваться, какие именно технические недостатки "Ангары" Вы считаете "огромными"?
Старый же всё подробно расписывал:
ЦитироватьПротон.
У Протона первая ступень отделяется на высоте 42 км и скорости 1724 м/с.
У Ангары-5 - 86 км и 3027 м/с.
Вы спрашиваете на что расходуется энергия топлива?
Вы спрашиваете что такое "почти одноступенчатая РН"?
Вторая ступень у Протона отделяется на высоте 120 км и скорости 4453 м/с. Вторая ступень добавляет ракете 2.7 км/с скорости.
Вторая ступень Ангары отделяется на высоте 159 км и скорости 4807 м/с. Вторая ступень добавляет Ангаре 1.8 км/с скорости.
Вы спрашиваете что такое "вторая псевдоступень полученная дросселированием"? Тем не менее эту псевдоступень сухой массой больше чем вторая ступень Протона тащат на лишние 40 км высоты и 400 м/с скорости.
Третья ступень Протона отделяется на высоте 150 км и скорости 7182 м/с.
Ангары - 215 км и 7145 м/с.
Остаётся только добавить что сухая масса УРМ-2 как мне сказали составляет 4.5 тонны а третьей ступени Протона последней стадии модернизации - 3.5 тонны.
Необходимость тащить на орбиту лишнюю тонну сухой массы сжирает ещё тонну полезной нагрузки.
Вобще третья ступень Ангары это чюдо.
35,5 тонн топлива, 4.5 т сухой массы и 25 тонн груза (с трёхтонным спутником), то есть в сумме 65 тонн. И двигатель тягой 30 тонн. Стартовая тяговооружённость 0.5.
У Протона 46.5 тонн топлива, 3.5 тонны сухой массы. И 25 тонн груза с трёхтонным спутником. Двигатель тягой 60 тонн. Стартовая тяговооружённость 0.8.
Конечную тяговооружённость будем считать? 1 у Ангары и 2 у Протона.
Стартовую тяговооружённость всей ракеты будем считать? Не забываем что у Протона двигатели по 175 тонн.
Среднюю тяговооружённость можно посчитать по общей длине активного участка - 590 секунд у Протона и 735 а Ангары.
И что будет с гравитационными потерями? Особенно на стартовом участке?
Вот куда девается энергия топлива и удельный импульс.
Прошу отметить что с вакуумным УИ преимущество Ангары не так уж и велико. Самое большое преимущество у третьей ступени - 33 секунды, но её доля в ХС какраз самая маленькая.
У второй ступени преимущество в ХС всего лишь 12 секунд. (325 и 337 сек) Неслабое преимущество сверхнапряжённого керосинового движка над гептиловым движком времён начала космической эры.
Теперь всем понятно на что расходуется энергия и куда девается ПН?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
Как Вы себе представляете этот процесс?
Сначала РБ выводится на НОО, а затем отправляется на ГПО. А лучше на суперсинхронную орбиту.
Подробнее. Космодром Байконур, выведение на ГПО с недолётом 1500 м/с.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
Как Вы себе представляете этот процесс?
Сначала РБ выводится на НОО, а затем отправляется на ГПО. А лучше на суперсинхронную орбиту.
Подробнее. Космодром Байконур, выведение на ГПО с недолётом 1500 м/с.
Верхняя ступень РН выводит РБ+ПН на НОО, над экватором включается ДУ РБ, апогей повышается до 35768 км. В апогее происходит второе включение РБ и переход на ГПО-1500.
http://engine.space/press/pressnews/955/
ЦитироватьСпециалисты НПО Энергомаш представили новые разработки на технологическом форуме
Делегация НПО Энергомаш приняла участие в IV Международном технологическом форуме «Инновации. Технологии. Производство» (МТФ-2017), который прошел в Рыбинске (Ярославская область). Ключевой темой форума стали передовые производственные технологии для проекта «Фабрики Будущего».
Инженер-конструктор отдела 781 Александр Мачихин выступил с докладом «Акустооптический эндоскопический модуль для спектрального анализа труднодоступных элементов двигателей»:
- Наш доклад посвящен решению задачи определения характера веществ, следы которых могут оставаться в труднодоступных полостях двигателя. При эндоскопическом контроле возникают ситуации, когда по наблюдаемым на изображении следам вещества сложно судить о его характере и степени опасности даже с использованием внедренного на предприятии альбома цветовых отличий. Решение этой задачи без разборки ДСЕ актуально также для авиации и других отраслей. Мы предложили решение на основе компактного видеоспектрометра, стыкуемого с широко распространенными оптическими, гибкими оптоволоконными и жесткими линзовыми, эндоскопами.
Начальник сектора отдела 781 Алексей Перфилов:
- Эту работу мы начали в инициативном порядке вместе с НТЦ уникального приборостроения РАН. Мы сделали макет этого прибора, который в настоящее время отрабатываем. Несмотря на то, что наш доклад был посвящен созданию техники для космической отрасли, представители авиационной отрасли также им заинтересовались и поделились актуальными задачами, которые могут быть решены предлагаемым нами методом. Поэтому, возможно, удастся с ними наладить научно-техническое взаимодействие.
Вертится в голове идея... ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором. Электроэнергию используем для БТНА, электрических ТНА рулевых движков, наддува баков подогретыми компонентами или подогретым гелием в случае керосина.
Компоновочно вышеописаное будет проще. В отработке проще. А вот по весу и стоимости сомнения.
Цитироватьоктоген пишет:
Вертится в голове идея...ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором.
Хорошая идея.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
Цитироватьоктоген пишет:
Электроэнергию используем для БТНА, электрических ТНА рулевых движков, наддува баков подогретыми компонентами или подогретым гелием в случае керосина.
И гелий, извиняюсь, тоже электроэнергией греть будете? 8)
ЦитироватьSalo пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Электроэнергию используем для БТНА, электрических ТНА рулевых движков, наддува баков подогретыми компонентами или подогретым гелием в случае керосина.
И гелий, извиняюсь, тоже электроэнергией греть будете? 8)
А в чем проблема? Керосиновый бак, в нем шар-баллон с гелием и нагревательным элементом. Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Вертится в голове идея...ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором.
Хорошая идея.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
Да, но РН такого не видно. Пока.
П.С. еще роторы ТНА движков испарительной схемы можно раскрутить, ну там для 2-3 ступеней или РБ.
Цитироватьоктоген пишет:
Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
Так оные все равно будут
А нагревательный элемент требуемой мощности + коллектор будет весить больше
ЦитироватьLeonar пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
Так оные все равно будут
А нагревательный элемент требуемой мощности + коллектор будет весить больше
Отработка в составе изделия будет быстрее и проще. Как пример:РН Электрон не зря делается из компонентов и коммерческих технологий "с полки".
Рулевые движки будут проще и дешевле. А их разработка быстрой и дешевой.
Там другая проблема, о которой пока никто не написал: преобразование тока от электрогенератора и его регулирование.
Цитироватьоктоген пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
Так оные все равно будут
А нагревательный элемент требуемой мощности + коллектор будет весить больше
Отработка в составе изделия будет быстрее и проще. Как пример:РН Электрон не зря делается из компонентов и коммерческих технологий "с полки".
Рулевые движки будут проще и дешевле. А их разработка быстрой и дешевой.
Там другая проблема, о которой пока никто не написал: преобразование тока от электрогенератора и его регулирование.
Это как раз не проблема. То есть проблема для Вас. Генератор дает широкий спеатр переменных напряжений, а электрические системы регулирования сейчас проблемы не представляют,
Вопрос глубже. ЖРД дает жидкость высокого давления (используется в гидроприводах) и тепло, так нет, надо преобразовать часть энергии в электричество, а затем его обратно в тепло и движение приводов.
Усложнение , снижение надежности, плюс КПД.
Цитироватьоктоген пишет:
А в чем проблема? Керосиновый бак, в нем шар-баллон с гелием и нагревательным элементом.Провод электрический, как по мне, всяко лучше чем трубопровод.
Т.е. Вы предлагаете переместить шар-баллон с гелием из бака ЖК в бак с керосином и греть его электричеством?
Цитироватьоктоген пишет:
ЦитироватьШтуцер пишет:
Хорошая идея.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
Да, но РН такого не видно. Пока.
На Н-1 было два:
http://www.famhist.ru/famhist/chertok/0023e5ad.htm
ЦитироватьНа каждой ракете Н1 устанавливалось по два турбогенераторных источника: один - на блоке "А", питающий всех потребителей первой ступени, и второй - на блоке "В", питающий вторую и третью ступени. Одновременно с созданием бортовых турбогенераторов ВНИИЭМ разработал их наземный эквивалент, включающий в себя блок сетевого преобразователя частоты, трансформаторы и выпрямительные устройства. Наземный эквивалент в процессе испытаний позволял без расхода бортовых запасов сжатого воздуха или гелия подавать на борт переменный ток напряжением 60 и 40 вольт частотой 1000 герц и постоянное напряжение 28 вольт.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Вертится в голове идея...ТНА мощного маршевого движка оснащаем еще и электрогенератором.
Хорошая идея.
Реализована в ракете 5В21 в начале шестидесятых
Эта идея просто превосходна, если выбросить лишнее - саму ракету.
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
- Почему не используют простые ускорители на ЖРД вытеснительной схемы (по типу ТТУ) для первых десятков секунд полета?
Преимущества понятны, недостатки и сложности нет.
ЦитироватьИскандер пишет:
Почему не используют простые ускорители на ЖРД вытеснительной схемы (по типу ТТУ) для первых десятков секунд полета?
Преимущества понятны, недостатки и сложности нет.
В Штатах с самого начала активно использовали твердотопливники, хотя затем были проекты вытеснительных ускорителей (по крайней мере для Шаттлов).
Ну а у нас... фиг знает...
Из-за этого приходится городить всякую фигню типа тризенита вместо того, чтобы навесить 2-4 вытеснительных ускорителя на Сункар.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/138923.jpg)
Подозреваю, что есть объективные причины.
Может ограниченная удельная тяга?
Хотя может быть банально - не привыкли деньги считать!
ЦитироватьИскандер пишет:
Подозреваю, что есть объективные причины.
В России? Шутите?
ЦитироватьИскандер пишет:
Может ограниченная удельная тяга?
Нет никаких ограничений, это же вытесниловка.
ЦитироватьИскандер пишет:
Хотя может быть банально - не привыкли деньги считать!
Возможно.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьИскандер пишет:
Подозреваю, что есть объективные причины.
В России? Шутите?
ЦитироватьИскандер пишет:
Может ограниченная удельная тяга?
Нет никаких ограничений, это же вытесниловка.
ЦитироватьИскандер пишет:
Хотя может быть банально - не привыкли деньги считать!
Возможно.
Причем Россия? Я вообще не слышал про бустеры на вытисниловке.
Раз нет, то почему морочатся с ТТУ? Горизонтально в МИК навесил, на СК заправил. Если спускать на парашюте - используешь N раз. Дешево, удобно, без мороки, турбин нет... Топливо тоже что и у первой ступени...
Короче, как-то так:
(http://polariton.ad-l.ink/6lqKBtdC8/image.png)
ЦитироватьИскандер пишет:
Причем Россия? Я вообще не слышал про бустеры на вытисниловке.
Раз нет, то почему морочатся с ТТУ?
В штатах изначально использовались твердотопливные двигатели, причем не только в качестве ускорителей, но и на верхних ступенях. У них это было хорошо развито. И особого смысла для них переходить на вытесниловку нет.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
Цитироватьmihalchuk пишет:
УИ падает.
Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
Но зато: ТЗП уносится, двигатель легчает, массовое совершенство ступени получается выше. ЕМНИП, у OTRAG'а двигатель терял около 20% своей массы к концу работы.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
Не всё так просто. Температура в КС кислород-водородного ЖРД - около 2200 С, а у керосиновых - около 3000 С. Однако, температуру можно снизить до 1000-1200 С, сильно снизив коэффициент избытка окислителя. При этом УИ упадёт примерно на 25-30%.
Нужно рассматривать конкретный случай.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Короче, как-то так:
а давайте так?
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71247)
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Короче, как-то так:
а давайте так?
Ускорители маловаты.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ускорители маловаты.
до 8шт
зато подобрать под именно то что нам надо проще
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Короче, как-то так:
а давайте так?
А хотя... Сункар с двумя ускорителями от Союза выводит на ГПО-1800 6126 кг, с четырьмя - 7258 кг. В принципе, подходит.
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ускорители маловаты.
до 8шт
9608 кг на ГПО-1800 :D
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ускорители маловаты.
до 8шт
9608 кг на ГПО-1800
ну вот :)
один завод, один производитель...
на Восточном нужен УКСС теперь под это дело
и с зонами падения боковушек разобраться
ЦитироватьLeonar пишет:
до 8шт
хотя 8шт не влезет
максимум 6
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
УИ падает.
Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
Но зато: ТЗП уносится, двигатель легчает, массовое совершенство ступени получается выше. ЕМНИП, у OTRAG'а двигатель терял около 20% своей массы к концу работы.
Это где именно?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
Не всё так просто. Температура в КС кислород-водородного ЖРД - около 2200 С, а у керосиновых - около 3000 С. Однако, температуру можно снизить до 1000-1200 С, сильно снизив коэффициент избытка окислителя. При этом УИ упадёт примерно на 25-30%.
Нужно рассматривать конкретный случай.
Что-то мне припоминается я где-то читал про всякую трёхкомпонентную дичь, где третий компонент выступал в качестве рабочего тела и в реакциях не участвовал и импульс там зашкаливал.
Но мне вообще немного другое подумалось: ГРД с клиновоздушным тороидальным керамическим соплом... ну да, тоже дичь какая-то, но физике вроде не противоречит:)
ЦитироватьИскандер пишет:
Почему не используют простые ускорители на ЖРД вытеснительной схемы (по типу ТТУ) для первых десятков секунд полета?
Преимущества понятны, недостатки и сложности нет.
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно), для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА , РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ, отношение сухой массы к полной, безопасности, площади миделя).Не влезая даже в теорию, стоит посмотреть на практику применения и тип бустеров. В основе стартовой ступени маршевый ЖРД, чаще ЖВ+ЖК относительно небольшой тяги + навесные ТТ бустеры. Причина использования ЖВ+ЖК - либо есть подходящие движки с минимальными доработками, либо умеют делать сами. С жидким керосином открытой схемы появились в США относительно не давно - Meplin. Но все относительно небольших тяг ( не более 100-200 т земной тяги на КС) - так получается дешевле и быстрее отработка. Основную часть суммарной тяги при старте обеспечивают ТТУ, которые значительно дешевле в отработке и требуют меньше времени. Исключение Дельта-4 Хеви, Фалькон Хеви - без ТТУ, первая хороша, но дорогая, вторая еще не летала - но движков многовато.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
Всё уже давно опробовано. Оптимальная температура кислородно-керосиновых ЖРД - 3800 К, водородных - 3200 К.
Вопрос двигателистам,
особенно Комодскому Варану, как стороннику вытеснительной схемы.
А нельзя ли создать давление в КС ЖРД вытеснительной схемы большее, чем давление наддува баков?
Каких-либо насосов с подвижными частями не предполагается.
Спойлер
Уточнение: что это в принципе воможно, понятно.
Вопрос в эффективности таких решений.
Так что торопиться с ответом не следует.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
ТЗП в районе критике не используется, трансзвуковая часть сопла выполняется для современных РДТТ из трехмерного УУКМ с пропиткой пироуглеродом. Величина уноса в критике зависит, помимо характеристик УУКМ, от профиля дозвуковой части сопла и унос имеет ярко выраженный абразивный характер от содержания твердой фазы и керамика здесь не поможет. Для ЖРД одноразовых РН можно в принципе сделать не охлаждаемое поворотное сопло с эластичным шарниром, тогда не надо гибких магистралей, кардана, сильфонов и т.д. , но не ясно насколько это эффективно по себестоимости.
ЦитироватьСергей пишет:
ТТУ, которые значительно дешевле в отработке и требуют меньше времени.
Да, но это при наличии промышленности. Так что если поддержание промышленного потенциала в области строения РДТТ выразить деньгами, то итоговый РДТТ всяко дороже. Американские конгрессмены-лоббисты и ускорители шаттла наглядный пример.
Цитироватьоктоген пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
ТТУ, которые значительно дешевле в отработке и требуют меньше времени.
Да, но это при наличии промышленности. Так что если поддержание промышленного потенциала в области строения РДТТ выразить деньгами, то итоговый РДТТ всяко дороже. Американские конгрессмены-лоббисты и ускорители шаттла наглядный пример.
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи. Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
А Маск обо всём этом знает?
А китайцы?
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
А почему из 10 запущенных в этом году американских РН лишь у одной были ТТУ?
Американцы тоже не в курсе?
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
А почему у трёх оставшихся космических стран ТТУ являются не навесными ускорителями а первой ступенью?
Если всё так хорошо то почему в этом году лишь одна РН была снабжена навесными ускорителями? И та снимается с эксплуатации, остаётся лишь её трёхмодульный чисто жидкостный вариант?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи.
А Маск обо всём этом знает?
А китайцы?
Во первых - речь шла о России, я отвечал на конкретный вопрос.
Маск разумеется знает о плюсах и минусах применения ТТУ, но предпочитает иметь свои двигатели и считает, что он справится с задачей разработки метанового Раптора на 300 т земной тяги по схеме газ-газ с максимально возможным УИ для пары ЖМ+ЖК. Пожелаем ему успехов, а Мюллеру поставить памятник при жизни , если получится Раптор.
Что думают китайцы не знаю, не отслеживал.
ЦитироватьСтарый пишет:
А почему из 10 запущенных в этом году американских РН лишь у одной были ТТУ?
Американцы тоже не в курсе?
Если стартовой тяги хватает при использовании имеющихся ЖРД, зачем ТТУ?
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
до 8шт
хотя 8шт не влезет
максимум 6
8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
УИ падает.
Унос ТЗП в районе критики около 5 мм, изменение геометрической степени расширения сопла минимально, падение УИ в районе 1%.
Но зато: ТЗП уносится, двигатель легчает, массовое совершенство ступени получается выше. ЕМНИП, у OTRAG'а двигатель терял около 20% своей массы к концу работы.
Это где именно?
ЦитироватьMass (at ignition) 65 kg Mass (after firing) 52 kg
http://www.rexresearch.com/kayser/OTRAGRocket.pdf
ЦитироватьСергей пишет:
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
Она отлично подходит для любых тяг.
ЦитироватьСергей пишет:
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова. Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )
Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
ЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полной
У металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
ЦитироватьСергей пишет: безопасности
С чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
ЦитироватьСтарый пишет:
А почему у трёх оставшихся космических стран ТТУ являются не навесными ускорителями а первой ступенью?
Если всё так хорошо то почему в этом году лишь одна РН была снабжена навесными ускорителями? И та снимается с эксплуатации, остаётся лишь её трёхмодульный чисто жидкостный вариант?
1. Уже писал, если есть достаточно дешевые,надежные и мощные ЖРД, обеспечивающие стартовую тягу , то нет необходимости в ТТУ.
2. Как использовать РДТТ - в качестве первой ступени или в виде навесных ТТУ определяет разработчик РН в зависимости от ТЗ заказчика.
3. Плохо, хорошо..
В ЕК - имеются : 1) Вега в разных модификациях, пока первые три ступени твердотопливные, четвертая ЖРД, в планах - увеличение энергетики первой и второй ступени, замена третьей и четвертой ступени на одну третью с новым водородным движком; 2) Ариан-5 с двумя ТТ бустерами, в ближайшей перспективе Ариан-6 с 2-4 ТТ бустерами.
В США для дорогих спутников Дельта -4 в разных модификациях с ТТ бустерами, несколько легких РН с РДТТ. Постепенно расширяется применение чисто жидкостных ракет - F9, на подходе Нью Гленн - стимулы к развитию - метан, многоразовое использование, созданные (или в стадии отработки) новые дешевые движки. Область применения РДТТ сужается, и со временем возможно ограничится супертяжами и в отдельных случаях легкими РН типа Веги.
ЦитироватьСтарый пишет:
А почему из 10 запущенных в этом году американских РН лишь у одной были ТТУ?
потому что атлас-5 был оптимизирован под самый частный вариант - 401й. тту как дополнительный бонус
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
А были ли попытки сделать сопло/камеру сгорания из чего-нибудь аля высокотемпературной керамики?
Сопла такие есть на ТТУ, где охлаждать нечем. Проблема - температура продуктов сгорания всё-равно выше температкры плавления керамики. Если на жидких компонентах, то может быть просто близка. Но унос массы всё-равно есть, и что самое поганое - максимальный унос из зоны критического сечения. Оно расширяется, степень расширения сопла уменьшается, УИ падает. А хотелось бы наоборот.
Т.е. на данный момент просто нет достаточно прочных материалов, которые держали бы такую температуру? И не делаются попытки их разработать?
Всё уже давно опробовано. Оптимальная температура кислородно-керосиновых ЖРД - 3800 К, водородных - 3200 К.
Можно снизить температуру до 1800 С с весьма небольшими потерями УИ.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/121230.jpg)
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Вопрос двигателистам,
особенно Комодскому Варану, как стороннику вытеснительной схемы.
А нельзя ли создать давление в КС ЖРД вытеснительной схемы большее, чем давление наддува баков?
Каких-либо насосов с подвижными частями не предполагается.
Скрытый текст Уточнение: что это в принципе воможно, понятно.
Вопрос в эффективности таких решений.
Так что торопиться с ответом не следует.
ПНА?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
до 8шт
хотя 8шт не влезет
максимум 6
8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.
А ноо сколько бы вышел сункар с 2, 3, 4, 6 ускорителями от союза?
Если не сложно посчитать, спасибо
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
до 8шт
хотя 8шт не влезет
максимум 6
8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.
А ноо сколько бы вышел сункар с 2, 3, 4, 6 ускорителями от союза?
Если не сложно посчитать, спасибо
НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:
С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
Она отлично подходит для любых тяг.
Напишите ИМХО, а то как то не совпадает с современным опытом.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова.Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
Добавьте ИМХО и вопросов нет.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )
Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
Цитируйте полностью, а не выдирайте только УИ. К тому же при определении УИ ,судя по цифрам , приводите из неизвестных источников некие теоретические значения. В реальности имеет место ограничение - диаметр миделя ступени. Таким образом схема с вытесниловкой при равной тяге всегда будет иметь больший диаметр критического сечения, меньше степень расширения и соответственно меньше УИ по сравнению со схемой с ТНА.
Комодский Варан пишет:
ЦитироватьЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полной
У металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
Опять выдираете по частям, а не рассматриваете в комплексе. К тому же приведенные коэффициенты массового совершенства не учитывают вес соплового блока, а для вытесниловки СБ заметно тяжелее, так как при равной тяге диаметр критического сечения примерно обратно пропорционален давлению в КС.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: безопасности
С чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии
с произведением объема газа на давление, в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
Правда? А баллистики так не считают, и с дуру занимаются оптимизацией, причем с учетом аэродинамического сопротивления.
Дополнение - управление вектором тяги для вытесниловки будет заметно сложнее и тяжелее, чем для схемы с ТНА, что так же следует учитывать.
ЦитироватьСергей пишет:
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
У "вытеснительной" ступени в начале полёта объём газа тоже невелик, основной объём ступени занят топливом. А взрыв баллона наддува не несёт катастрофических последствий.
Так что единственная разница с РДТТ - "вытеснительная" ракета при аварии сгорит быстро.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
У "вытеснительной" ступени в начале полёта объём газа тоже невелик, основной объём ступени занят топливом. А взрыв баллона наддува не несёт катастрофических последствий.
Так что единственная разница с РДТТ - "вытеснительная" ракета при аварии сгорит быстро.
Согласен, правда не считал потребный объем баллона наддува, тут ведь важен конкретный случай - тяга, время работы, и для реальной тяги (до 20 т) может и сойдет.
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи. Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.
Полный цикл с содержанием промышленности для ТТ все же дроже. Тем более что Вы про отработку( да там я согласен), а я Вам про серию с содержанием промышленности в случае простоя. Тем более что как только там пояляются сегменты, эластичные шарниры и прочие примочки, так сразу все растет в цене чуть ли не в геометрической прогрессии.
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
Она отлично подходит для любых тяг.
Напишите ИМХО, а то как то не совпадает с современным опытом.
Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова.Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
Добавьте ИМХО и вопросов нет.
Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.html
ЦитироватьGross mass: 744,000 kg (1,640,000 lb). Unfuelled mass: 45,195 kg (99,637 lb).
744000/45195 = 16,46.
У Протона: 458900/30600 = 15.
Знай вытеснительную подачу!
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )
Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
Цитируйте полностью, а не выдирайте только УИ. К тому же при определении УИ ,судя по цифрам , приводите из неизвестных источников некие теоретические значения. В реальности имеет место ограничение - диаметр миделя ступени. Таким образом схема с вытесниловкой при равной тяге всегда будет иметь больший диаметр критического сечения, меньше степень расширения и соответственно меньше УИ по сравнению со схемой с ТНА.
Но мы тут сравниваем вытесниловку с РДТТ. Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).
ЦитироватьСергей пишет:
Комодский Варан пишет:
ЦитироватьЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полной
У металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
Опять выдираете по частям, а не рассматриваете в комплексе. К тому же приведенные коэффициенты массового совершенства не учитывают вес соплового блока, а для вытесниловки СБ заметно тяжелее, так как при равной тяге диаметр критического сечения примерно обратно пропорционален давлению в КС.
Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: безопасности
С чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
К ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
Правда? А баллистики так не считают, и с дуру занимаются оптимизацией, причем с учетом аэродинамического сопротивления.
Дополнение - управление вектором тяги для вытесниловки будет заметно сложнее и тяжелее, чем для схемы с ТНА, что так же следует учитывать.
Аэродинамические потери составляют около 100 м/с, это очень мало. Транспортабельность РН намного важнее выигрыша пары десятков м/с ХС. Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто впрыскивать компонент топлива за критику. Можно просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.
Старый, что думаешь насчет Сункара с ускорителями от Союза? У них стоимость около $2 млн за штуку, должно дёшево получиться.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
насчет Сункара с ускорителями от Союза?
Вечерком прикину на устанавлиемость подобной рн старт Зенита, но мысля про протоновские диаметры баков (которые маленькие)
И вопрос
Если от рд 107 открутить рулевые, нашей всей рн хватит моментов управления от рд 171 центрального блока?
Возможно с более тонкими ускорителями мы дотянемся до верхнего силового шпангоута первой ступени и не надо будет посреди бака лепить усиленный шпангоут
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Вытеснительная схема подходит для небольших тяг ( до 20 т примерно)
Она отлично подходит для любых тяг.
Напишите ИМХО, а то как то не совпадает с современным опытом.
Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
для больших тяг проигрывает ЖРД с ТНА
Отнюдь. Массовое совершенство первой ступени Протона = 1/15, а первой ступени BA-2 = 1/16,5. Плотность топливных пар у них примерно одинакова.Вытесниловка вздрючивает ТНА в данном случае.
Добавьте ИМХО и вопросов нет.
Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.html
ЦитироватьGross mass : 744,000 kg (1,640,000 lb). Unfuelled mass : 45,195 kg (99,637 lb).
744000/45195 = 16,46.
У Протона: 458900/30600 = 15.
Знай вытеснительную подачу!
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: РДТТ по суммарной эффективности ( величина УИ )
Что??? У РДТТ удельный импульс около 285 сек в вакууме (305 сек для динитрамида аммония). Вытесниловка в вакууме даёт до 330-340 сек (ЖК+РГ-1) и до 440 сек (ЖК+ЖВ). На первой ступени УИ вытесниловки и РДТТ примерно одинаков.
Цитируйте полностью, а не выдирайте только УИ. К тому же при определении УИ ,судя по цифрам , приводите из неизвестных источников некие теоретические значения. В реальности имеет место ограничение - диаметр миделя ступени. Таким образом схема с вытесниловкой при равной тяге всегда будет иметь больший диаметр критического сечения, меньше степень расширения и соответственно меньше УИ по сравнению со схемой с ТНА.
Но мы тут сравниваем вытесниловку с РДТТ. Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).
ЦитироватьСергей пишет:
Комодский Варан пишет:
ЦитироватьЦитироватьСергей пишет: отношение сухой массы к полной
У металлических РДТТ массовое совершенство находится в диапазоне 0.1-0.14, у композитных - до 0.06. У вытесниловки схожее массовое совершенство.
Опять выдираете по частям, а не рассматриваете в комплексе. К тому же приведенные коэффициенты массового совершенства не учитывают вес соплового блока, а для вытесниловки СБ заметно тяжелее, так как при равной тяге диаметр критического сечения примерно обратно пропорционален давлению в КС.
Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: безопасности
С чего это вдруг РДТТ безопаснее вытесниловки?
Опасность емкости с газом высокого давления определяется в соответствии с произведением объема газа на давление , в РДТТ в составе РН в первые секунды работы в зоне старта объем газа в КС не велик и при взрыве, что очень маловероятно, основная угроза - пожар, так как куски смесевого топлива при атмосферном давлении горят с малой скоростью длительное время .
К ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: площади миделя
Не является критически важным параметром в данном случае
Правда? А баллистики так не считают, и с дуру занимаются оптимизацией, причем с учетом аэродинамического сопротивления.
Дополнение - управление вектором тяги для вытесниловки будет заметно сложнее и тяжелее, чем для схемы с ТНА, что так же следует учитывать.
Аэродинамические потери составляют около 100 м/с, это очень мало. Транспортабельность РН намного важнее выигрыша пары десятков м/с ХС. Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто впрыскивать компонент топлива за критику. Можно просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.
А разве на АJ-60A и GEM бустерах используется управлением вектором тяги? Там небольшое отклонение наружу фиксировано и только...
Боковушки от Союза - разве что прикольно. Тяга мала, время работы велико, спасать - далеко летят с приличной скоростью. Но если делать, то менять конструкцию на более простую технологичную.
Цитироватьоктоген пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Корпуса типа кокон можно делать и сейчас диаметром до 3 м и длиной до 15 м уже на имеющемся оборудовании. Расширение опытного производства для производства и заливки ТТ в крупногабаритные ТТУ стоит в разы дешевле, чем затраты на отработку новых мощных ЖРД под всякие супертяжи. Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.
Полный цикл с содержанием промышленности для ТТ все же дроже. Тем более что Вы про отработку( да там я согласен), а я Вам про серию с содержанием промышленности в случае простоя. Тем более что как только там пояляются сегменты, эластичные шарниры и прочие примочки, так сразу все растет в цене чуть ли не в геометрической прогрессии.
Но я уже писал не раз, что денег Роскосмос никогда не даст на ТТУ, самим не хватает.
Поэтому рассматриваю, только вопрос с технической стороны.
я Вам про серию с содержанием промышленности в случае простоя. - с развалом Союза практически утрачены серийные заводы по производству РДТТ. В 1989-90 г.г. только на Павлоградском химзаводе снаряжалось по 72 комплекта РДТТ для МБР Тополь. Сейчас производится в среднем где то 30 комплектов с учетом Булавы на расширенных опытных производствах институтов-разработчиков ТТ. Из за отсутствия серийных заводов для производства РДТТ приходится делать Сармат в ШПУ с количеством ББ до 10 штук на носитель, что снижает устойчивость СЯС, так как для уничтожения ШПУ достаточно 2 ББ по 475 кТ. Так что дополнительные производственные мощности для ТТУ РН еще долго бы были загружены производством РДТТ для МБР и БРПЛ. Разумеется основное финансирование должно идти по линии МО. Кроме того, серийное производство снизило бы стоимость РДТТ для МО и затраты на дополнительные мощности были бы компенсированы. Не знаю, что вы имеете ввиду под сегментами и прочими примочками, но ПУС с ЭШ и рулевым приводом самый дешевый вид управления вектором тяги РДТТ , а всякие геометрические прогрессии объясняются величиной накладных расходов - попыткой производителей как то улучшить финансовые показатели. Госзаказ по военной тематике без возможностей экспорта низко рентабелен даже для головных исполнителей, а для смежников рентабельность почти ноль. Единственное их спасение - побочная деятельность в интересах нефтегазовой и прочей сырьевой промышленности.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.
Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.html
С такими ссылками работайте сами.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Но мы тут сравниваем вытесниловку с РДТТ.
Оригинально, схему с ТНА уже не рассматриваем, ну,ну.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).
Но это примеры для ЖРД с ТНА, и вы сравниваете разные ЖРД с разными давлениями в КС и разной степенью расширения. Чего вы собираетесь доказать - от сравнения по УИ для двигателей с равной тягой,одинаковым диаметром среза сопла, но двух схем - вытеснительной и с ТНА, перескочили на известные сравнения ЖРД с ТНА и РДТТ?!
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
У вас нет корректных источников - разнотипные ступени , все необходимо для сравнения приводить к одним условиям, в том числе и по времени работы, с выделением массы отдельных элементов - баки, системы наддува,КС с соплом и т.д. У вас этого нет. Массовое совершенство РДТТ так же нужно сравнивать с приведением к одним условиям, и так же поэлементно. И поскольку вы уже утверждали, что вытеснительная схема годится для любых тяг, то почему Маск от вытеснительной схемы на второй ступени Фалькона-1 перешел к схеме с ТНА на Фальконе-9?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
К ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.
Опыт шаттлов лишь доказал, что известные недоработки надо вовремя исправлять, а не жлобиться, надеясь авось обойдется. Подход у вас выборочный - успешную эксплуатацию РДТТ, ТТУ в составе РН выбрасываете, поскольку это противоречит вашему мнению - Вега, Ариан, Дельта-4 и т.д. Вытесниловка ваше
ВСЕ.ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Аэродинамические потери составляют около 100 м/с, это очень мало. Транспортабельность РН намного важнее выигрыша пары десятков м/с ХС. Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто впрыскивать компонент топлива за критику. Можно просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.
Честно говоря я уже устал комментировать ваши опусы - не зная площади миделя, ни тяговооруженности - уже определили - 100 м/сек. С какого бока транспортабельность? Про управление вектором тяги - вы не знаете предмета, тут и комментировать нечего.
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Ребята из Beal Aerospace доказали, что для любых.
Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?
Чем не доказательство?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/114333.jpg)
Я уже объяснил причину, по которой вытеснительные ускорители не востребованы в США.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Шо, опять? Смотрим: http://www.astronautix.com/b/bealba-2stage1.html
С такими ссылками работайте сами.
Кто не работает, тот не ест!
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Так вот, на ЖК+керосине достигнут УИ 317 сек (вторая ступень Фалькона-1), в перспективе можно увеличить до 330-340 сек, причем диаметр среза сопла не будет превышать диаметр ступени), а у водородников до 430-440 сек (достигнуто на RS-71, Aerospike Annular Booster, AMPS-1, RS-52, RM-1500H и так далее).
Но это примеры для ЖРД с ТНА, и вы сравниваете разные ЖРД с разными давлениями в КС и разной степенью расширения. Чего вы собираетесь доказать - от сравнения по УИ для двигателей с равной тягой,одинаковым диаметром среза сопла, но двух схем - вытеснительной и с ТНА, перескочили на известные сравнения ЖРД с ТНА и РДТТ?!
Никто не перескакивал, я просто привел примеры вытеснительных ЖРД.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Всё учтено. Металлические вытеснительные ступени имели массовое совершенство от 0.14 (Диамант, Дельта-К) до 0.1 (вторая ступень Фалькона-1). Данные по массовому совершенству вытеснительной ступени с композитными баками я привёл выше. С данными по массовому совершенству РДТТ можно ознакомиться тут: https://www.orbitalatk.com/flight-systems/propulsion-systems/docs/2016%20OA%20Motor%20Catalog.pdf
У вас нет корректных источников - разнотипные ступени , все необходимо для сравнения приводить к одним условиям, в том числе и по времени работы, с выделением массы отдельных элементов - баки, системы наддува,КС с соплом и т.д. У вас этого нет. Массовое совершенство РДТТ так же нужно сравнивать с приведением к одним условиям, и так же поэлементно. И поскольку вы уже утверждали, что вытеснительная схема годится для любых тяг, то почему Маск от вытеснительной схемы на второй ступени Фалькона-1 перешел к схеме с ТНА на Фальконе-9?
Маск решил опробовать многоразовость, которая требует высокого массового совершенства. А его можно достичь либо вытесниовкой с композитными баками, либо насосной подачей с алюминий-литиевыми баками. Маск выбрал второй вариант.
ЦитироватьСергей пишет: : ЦитироватьК ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.
Опыт шаттлов лишь доказал, что известные недоработки надо вовремя исправлять, а не жлобиться, надеясь авось обойдется. Подход у вас выборочный - успешную эксплуатацию РДТТ, ТТУ в составе РН выбрасываете, поскольку это противоречит вашему мнению - Вега, Ариан, Дельта-4 и т.д. Вытесниловка ваше ВСЕ.
Одна только Дельта-2 взрывалась как минимум 2 раза из-за твердотопливных ускорителей.
ЦитироватьСергей пишет: не зная площади миделя, ни тяговооруженности - уже определили - 100 м/сек.
Взять данные по Протону либо другой РН тяжёлого класса религия не позволяет? Площадь миделя и TWR не оказывают значительного влияния на РН тяжёлого класса.
ЦитироватьСергей пишет:
С какого бока транспортабельность?
С такого, что при проектировке РН никто не обращает внимания на аэродинамические потери, транспортабельность РН намного важнее.
ЦитироватьСергей пишет: Про управление вектором тяги - вы не знаете предмета, тут и комментировать нечего.
Кто бы говорил...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?Чем не доказательство?
Вижу картинку ОСИ , и что она доказывает? Где внедрено ДУ с вытесниловкой с
такими параметрами?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Я уже объяснил причину, по которой вытеснительные ускорители не востребованы в США.
То есть они попросту хуже по суммарной эффективности, чем РДТТ?!
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Никто не перескакивал, я просто привел примеры вытеснительных ЖРД.
Разговор шел о сравнении вытеснительной схемы и схемы с ТНА для случая равных тяг, одинаковой площади среза сопла(диаметра миделя ступени), вместо этого примеры разнокалиберных вытеснительных ЖРД.
ЦитироватьСергей пишет:
И поскольку вы уже утверждали, что вытеснительная схема годится для любых тяг, то почему Маск от вытеснительной схемы на второй ступени Фалькона-1 перешел к схеме с ТНА на Фальконе-9?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьМаск решил опробовать многоразовость, которая требует высокого массового совершенства. А его можно достичь либо вытесниовкой с композитными баками, либо насосной подачей с алюминий-литиевыми баками. Маск выбрал второй вариант.
Целью многоразовости является снижение стоимости пусковых услуг, следовательно вытеснительная схема с композитными баками, как минимум, попросту дороже.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: :
Комодский Варан пишет:ЦитироватьК ответу Старого добавлю, что твердотопливники намного опаснее вытесниловки, и опыт эксплуатации шаттлов это доказал.
Опыт шаттлов лишь доказал, что известные недоработки надо вовремя исправлять, а не жлобиться, надеясь авось обойдется. Подход у вас выборочный - успешную эксплуатацию РДТТ, ТТУ в составе РН выбрасываете, поскольку это противоречит вашему мнению - Вега, Ариан, Дельта-4 и т.д. Вытесниловка ваше ВСЕ.
Одна только Дельта-2 взрывалась как минимум 2 раза из-за твердотопливных ускорителей.
Читать то умеете? Я конкретно указал -Дельта-4. И уж коль собрались определять надежность РДТТ в сравнении с ЖРД, то уж приводите полную статистику - количество пусков РН с РДТТ и с ЖРД, в том числе количество аварий по вине двигательных установок. Разумеется из действующих РН.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: не зная площади миделя, ни тяговооруженности - уже определили - 100 м/сек.
Взять данные по Протону либо другой РН тяжёлого класса религия не позволяет? Площадь миделя и TWR не оказывают значительного влияния на РН тяжёлого класса.
Интересный у вас подход, сами залепили от фонаря 100 м/сек, а мне предлагаете заняться Протоном. И пора бы знать, что оптимальная стартовая тяговооруженность определяется с учетом потерь на аэродинамическое сопротивление.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
С какого бока транспортабельность?
С такого, что при проектировке РН никто не обращает внимания на аэродинамические потери, транспортабельность РН намного важнее.
Напишите ИМХО, на форуме должны знать своих героев.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьСергей пишет: Про управление вектором тяги - вы не знаете предмета, тут и комментировать нечего.
Кто бы говорил...
Можете сами прокомментировать свои опусы:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Управление вектором тяги на вытесниловке проще, чем у ЖРД с ТНА. Можно просто 1)впрыскивать компонент топлива за критику. Можно 2)просто поставить гидроприводы, не зря же в баках большое давление.
Сплошные шедевры, особенно по п. 2. Поэтому и писал, что вы не знаете предмета.
ЦитироватьСергей пишет:
1. Уже писал, если есть достаточно дешевые,надежные и мощные ЖРД, обеспечивающие стартовую тягу , то нет необходимости в ТТУ.
Ну вот... А говоришь "ТТУ лучше"...
Цитировать2. Как использовать РДТТ - в качестве первой ступени или в виде навесных ТТУ определяет разработчик РН в зависимости от ТЗ заказчика.
Ну и "почемуто" както не особо жалует использовани в качестве навесных ТТУ. Вроде как в этом классе остаётся один Атлас, да и то далеко не каждый раз.
Цитировать3. Плохо, хорошо..
В ЕК - имеются :
Во всех примерах ТТУ является двигателем первой ступени. Использование ракеты без него невозможно.
Применение ТТУ в качестве дополнительных навесных ускорителей стремительно сокращается.
Маск, например, форсировал Мерлины и удлинял баки, но не навешивал ТТУ. Может всётаки с ТТУ не всё так гладко?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
1. Уже писал, если есть достаточно дешевые,надежные и мощные ЖРД, обеспечивающие стартовую тягу , то нет необходимости в ТТУ.
Ну вот... А говоришь "ТТУ лучше"...
Старый, я понимаю тебе скучно, но очередной круг накручивать нет желания.
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитировать2. Как использовать РДТТ - в качестве первой ступени или в виде навесных ТТУ определяет разработчик РН в зависимости от ТЗ заказчика.
Ну и "почемуто" както не особо жалует использовани в качестве навесных ТТУ. Вроде как в этом классе остаётся один Атлас, да и то далеко не каждый раз.
Дельта-4, Ариан-5 ишо из ходовых и Ариан-6 из перспективных.
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитировать3. Плохо, хорошо..
В ЕК - имеются :
Вовсех примерах ТТУ является двигателем первой ступени. Использование ракеты без него невозможно.
Применение ТТУ в качестве дополнительных навесных ускорителей стремительно сокращается.
Двигатель первой ступени,навесной ТТУ - частенько вопрос терминологии. Я лично отношу к двигателям первой ступени - РДТТ первой ступени РН Вега. В ходовой схеме - работают одновременно задросселированный водородный ЖРД(включается на несколько секунд раньше ТТУ, цель убедится - что ЖРД запустился) и ТТУ, бустер конструктивно навесной и одновременно является двигателем первой ступени и ничего особенного в этом нет. Сокращение применения ТТУ нормальный процесс, если есть чем заменить. Тот же Ариан-6 мог в принципе иметь метановые бустеры, КБХА разрабатывала для них однокамерный 200-тонник, но итальянцы уже вложились в ТТУ и работы с КБХА прекратили. Так что стремительного сокращения применения ТТУ пока не получается, в особенности для тяжелых ракет.Вот если научатся быстро и дешево создавать хотя бы однокамерные жидкостники 300-тонники для тяжелых ракет и 1000-тонники для супертяжей, тогда и ТТУ будут не нужны.
ЦитироватьСтарый пишет:
Маск, например, форсировал Мерлины и удлинял баки, но не навешивал ТТУ. Может всётаки с ТТУ не всё так гладко?
Старый, опять читаешь последнюю страничку. Уже писал - Маск хочет иметь свои движки, ТТУ не его профиль.Научился делать надежный, дешевый Мерлин открытой схемы, теперь взялся за значительно более сложный движок - 100-тонный прототип метанового Раптора закрытой схемы газ-газ, получится - возьмется за 300-тонник - Раптор. Так что вопрос упирается - могешь делать мощные , надежные, дешевые метановые (или керосиновые ) движки или нет. Если уверен, что сможешь - то ТТУ не понадобятся. Аналогично действует Безос, только без спешки и с менее рискованной схемой.
Вопрос конечно в экономике. Для многоразового носителя проще вложиться в мощность первой ступени, при этом и Безос и Маск позаботились о себестоимости своих двигателей - одно другому помогает. Даже если носитель полетит недогруженным даже при кратности 10 проблем нет.
Другое дело скажем Феникс - двигатель дорогой, используется один раз. триФеникс это уже три одноразовых дорогих двигателя и 40т. Феникс недотягивает, три Феникс избыточен для большинства задач. Навесные ускорители могут вывести Феникс на один уровень с Протоном не задирая ценник сильно вверх. Аналог - Атлас, Атлас Хеви не летал, от него отказались из-за цены. Варианты с ускорителями летают постоянно.
ЦитироватьСергей пишет:
Двигатель первой ступени,навесной ТТУ - частенько вопрос терминологии.
Нет.
"Навесной ускоритель" это то без чего ракета может эксплуатироваться. Ускорители дополнительно навешивают для повышения её возможностей.
"Первая ступень" это то без чего ракета не может эксплуатироваться. Просто не взлетит.
ЦитироватьВ ходовой схеме - работают одновременно задросселированный водородный ЖРД(включается на несколько секунд раньше ТТУ, цель убедится - что ЖРД запустился) и ТТУ, бустер конструктивно навесной и одновременно является двигателем первой ступени и ничего особенного в этом нет.
Это двухступенчатая ракета с параллельным расположением ступеней.
ЦитироватьСокращение применения ТТУ нормальный процесс, если есть чем заменить.
Вот! Видать не всё с ними так хорошо.
ЦитироватьТот же Ариан-6 мог в принципе иметь метановые бустеры, КБХА разрабатывала для них однокамерный 200-тонник, но итальянцы уже вложились в ТТУ и работы с КБХА прекратили.
Здесь чисто историческая традиция - РДТТ нужной мощности есть, зачем осваивать метан? К тому же деньги должна получать своя промышленность а не иностранная.
ЦитироватьСтарый, опять читаешь последнюю страничку.
Я же не виноват что форум не возвращает к крайнему нечитанному сообщению. :(
ЦитироватьУже писал - Маск хочет иметь свои движки, ТТУ не его профиль.
А у нас что - наш профиль? Профиль хруников, энергетиков, самарцев?
ЦитироватьНаучился делать надежный, дешевый Мерлин открытой схемы, теперь взялся за значительно более сложный движок - 100-тонный прототип метанового Раптора закрытой схемы газ-газ, получится - возьмется за 300-тонник - Раптор. Так что вопрос упирается - могешь делать мощные , надежные, дешевые метановые (или керосиновые ) движки или нет.
Ну и как применительно к нам? Мы могём или нет? ;)
ЦитироватьЕсли уверен, что сможешь - то ТТУ не понадобятся.
Вот и я говорю что не понадобятся. А ты говоришь: "Давайте понавешаем!". :(
Основной недостаток ТТУ длительная вертикальная сборка/транспортировка на стартовой позиции.
Поэтому Маск с ними и не заморачивался, взяв за основу Зенит.
ЦитироватьSalo пишет:
Основной недостаток ТТУ длительная вертикальная сборка/транспортировка на стартовой позиции.
Поэтому Маск с ними и не заморачивался, взяв за основу Зенит.
Ну можно вешать уже на стартовом столе, как на Дельту-2 и Атлас-5. Но всё равно не заморачивается...
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
Двигатель первой ступени,навесной ТТУ - частенько вопрос терминологии.
Нет.
"Навесной ускоритель" это то без чего ракета может эксплуатироваться. Ускорители дополнительно навешивают для повышения её возможностей.
"Первая ступень" это то без чего ракета не может эксплуатироваться. Просто не взлетит.
Старый, желаешь потрепаться о терминах - да ради бога, мне по барабану.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьВ ходовой схеме - работают одновременно задросселированный водородный ЖРД(включается на несколько секунд раньше ТТУ, цель убедится - что ЖРД запустился) и ТТУ, бустер конструктивно навесной и одновременно является двигателем первой ступени и ничего особенного в этом нет.
Это двухступенчатая ракета с параллельным расположением ступеней.
Это же надо, спасибо просветил.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСокращение применения ТТУ нормальный процесс, если есть чем заменить.
Вот! Видать не всё с ними так хорошо.
Да точно, жуть сплошная!!!
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьТот же Ариан-6 мог в принципе иметь метановые бустеры, КБХА разрабатывала для них однокамерный 200-тонник, но итальянцы уже вложились в ТТУ и работы с КБХА прекратили.
Здесь чисто историческая традиция - РДТТ нужной мощности есть, зачем осваивать метан? К тому же деньги должна получать своя промышленность а не иностранная.
Здесь главное бабки по ТТУ и РДТТ оставить итальянцам, а нужных бустеров для Ариан-6 еще не было, да и сейчас в стадии разработки.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьУже писал - Маск хочет иметь свои движки, ТТУ не его профиль.
А у нас что - наш профиль? Профиль хруников, энергетиков, самарцев?
Я же писал не раз - никогда Роскосмос не даст деньги на разработку ТТУ. Остальные жидкостники и ТТУ им то же по барабану, главное что бы дали бабки и не спрашивали за результат.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьНаучился делать надежный, дешевый Мерлин открытой схемы, теперь взялся за значительно более сложный движок - 100-тонный прототип метанового Раптора закрытой схемы газ-газ, получится - возьмется за 300-тонник - Раптор. Так что вопрос упирается - могешь делать мощные , надежные, дешевые метановые (или керосиновые ) движки или нет.
Ну и как применительно к нам? Мы могём или нет? ;)
Про ТТУ - денег не будет , уже писал,
технически можно сделать ТТУ диаметром до 3м, длиной по кокону до 15 м + СБ длиной примерно 2 м с СУВТ, можно корпус ТТУ сделать в виде 2-х полукоконов с общей длиной по корпусу 30 м + 2м СБ. Если же говорить о ЖРД, то КБХА
пока (если кадры не разбегутся после всех нововведений) по силам вполне разработать и отработать однокамерный метановый движок с земной тягой 200т плюс подходящий водородник для верхних ступеней, но ,поскольку финансирование достаточно дохлое, сделают опытный образец на 85 т.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьЕсли уверен, что сможешь - то ТТУ не понадобятся.
Вот и я говорю что не понадобятся. А ты говоришь: "Давайте понавешаем!".
Не надо мне приписывать , не говорил: "Давайте понавешаем!"
Ну вот...
Спрашивали у Старого про ускорители для сункара на основе бб союза...а он за флудом про тту и не ответил...
:(
Я понял что тип ускорителя это вопрос веры и личных предпочтений, но ТТД лучше отработаны.
Вопросы:
Почему (какого..) Феникс планируется без бустеров?
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
ЦитироватьИскандер пишет:
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
Однозначно бустеры.
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Источник пожалуйста, и если они доказали, что для любых, то где результаты - мощные бустеры с вытесниловкой?Чем не доказательство?
Вижу картинку ОСИ , и что она доказывает? Где внедрено ДУ с вытесниловкой с такими параметрами?
На РН BA-2.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Я уже объяснил причину, по которой вытеснительные ускорители не востребованы в США.
То есть они попросту хуже по суммарной эффективности, чем РДТТ?!
То есть в США с самого начала космической эры использовались РДТТ.
ЦитироватьСергей пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Никто не перескакивал, я просто привел примеры вытеснительных ЖРД.
Разговор шел о сравнении вытеснительной схемы и схемы с ТНА для случая равных тяг, одинаковой площади среза сопла(диаметра миделя ступени), вместо этого примеры разнокалиберных вытеснительных ЖРД.
Эти примеры я приводил для того, чтобы вы убедились в возможности достижения указанного мною УИ в ДУ с вытеснительной подачей компонентов топлива.
ЦитироватьСергей пишет:
Целью многоразовости является снижение стоимости пусковых услуг, следовательно вытеснительная схема с композитными баками, как минимум, попросту дороже.
Стоимость производства многоразовой РН может быть выше стоимости производства одноразовой РН, но при этом многоразовая может оказаться экономически эффективней.
ЦитироватьСергей пишет:
Читать то умеете? Я конкретно указал -Дельта-4.
В таком случае предлагаю судить об аварийности отечественных РН исходя из данных по одной лишь РН Н-1 :D
ЦитироватьСергей пишет: Интересный у вас подход, сами залепили от фонаря 100 м/сек, а мне предлагаете заняться Протоном. И пора бы знать, что оптимальная стартовая тяговооруженность определяется с учетом потерь на аэродинамическое сопротивление.
Оптимальная стартовая тяговооружённость должна быть такой, чтобы обеспечивался минимум трудоемкости изготовления РН. Аэродинамические потери - где-то в конце.
ЦитироватьСергей пишет: Поэтому и писал, что вы не знаете предмета.
Чья бы корова мычала...
ЦитироватьИскандер пишет:
Я понял что тип ускорителя это вопрос веры и личных предпочтений, но ТТД лучше отработаны.
Вопросы:
Почему (какого..) Феникс планируется без бустеров?
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
Старый, емае, ты как относишся к керосиновым бустером с тна в виде союзовским морковкам на фениксе?
Дешево сердито и нам как раз?
ЦитироватьСтарый пишет:
Ну можно вешать уже на стартовом столе, как на Дельту-2 и Атлас-5. Но всё равно не заморачивается...
И готовить ракету к пуску месяцами.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьИскандер пишет:
Я понял что тип ускорителя это вопрос веры и личных предпочтений, но ТТД лучше отработаны.
Вопросы:
Почему (какого..) Феникс планируется без бустеров?
Что дешевле - бустеры или КВ-разгонный блок?
РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТ ускоритель вообще бред. Серийность почти 0=не выггодно.
Цитироватьоктоген пишет:
1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТускоритель вообще бред.
А что у нас ускорителей нема нп тту?
Емае
Есть готовые морковки от союза
Зачем тту от тополя с их гемором на старте?
ЦитироватьLeonar пишет:
Старый, емае, ты как относишся к керосиновым бустером с тна в виде союзовским морковкам на фениксе?
Дешево сердито и нам как раз?
Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
Цитироватьоктоген пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТ ускоритель вообще бред. Серийность почти 0=не выггодно.
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Старый, емае, ты как относишся к керосиновым бустером с тна в виде союзовским морковкам на фениксе?
Дешево сердито и нам как раз?
Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
Это само собой...но в промежутке между первой и тремя...
Существующие и этого же завода
Чем плохо?
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
В этом вопросе не имеет значения категория ракет, например в КНДР сверхмалые ракеты делают с поворотным соплом на основе многопластинчатого металлического опорного шарнира, что конструктивно схоже с большими МБР с ТТРД, причем делают со своими конструктивными особенностями типа наличия водяного охлаждения и управляемого демпфера, поэтому можно допустить, что в больших ракетах может применяться схема малых ракет, особых проблем тут нет.
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
Это само собой...но в промежутке между первой и тремя...
Существующие и этого же завода
Чем плохо?
Перечитывай ещё раз:
ЦитироватьСтарый пишет:
Я считаю что два типа блоков и двигателей это дорого и скверно.
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
А "промежутка" никакого нет. Запустить трёхмодульный вариант с недогрузом это проще и дешевле чем держать завод для производства навесных модулей.
Цитироватьстарый пишет:
РДТТ которые можно использовать в Фениксе не только не отработаны а вообще отсутствуют как таковые. Их ещё только предстоит создать и не факт что получится.
Цитироватьоктоген пишет:
1-я ступень Тополя/Ярса. В другом облике ТТускоритель вообще бред. Серийность почти 0=не выггодно.
1-я ступень Тополя/Ярса. - не подходит ни по массе - малы, ни по времени работы. Для России имеет смысл возится с ТТУ только, если военным позарез нужно что то тяжелое вывести и быстро. Поскольку таких пусков будет мало, то серийность тут вообще не причем. Для коммерческих пусков , в особенности пилотируемых, пока остаются Союзы и до 2025 г. -Протоны. Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.
ЦитироватьСтарый пишет:
Трёхмодульный носитель - самое то.
Учись у Боинга и Маска.
Еще лучше у Безоса - 2-3 ступени, тандем, наверху водород - если у Маска вдруг не получится газ-газ, то Безос вставит фитиль Маску .
ЦитироватьСергей пишет: Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.
Естественно. Но жидкостных.
Поэтому создание нового движка размерности РД-171 но простого и дешового - непосредственная следующая задача.
И дело даже не в коммерции, средства выведения для страны тоже должны быть дешовыми и эффективными. Космонавтика должна обогащать страну а не разорять.
ЦитироватьСергей пишет: . Для России имеет смысл возится с ТТУ только, если военным позарез нужно что то тяжелое вывести и быстро. Поскольку таких пусков будет мало, то серийность тут вообще не причем.
Для военных если позарез нужно вывести чтото тяжёлое и быстро имеет смысл соединить три готовых Феникса и не возиться с ТТУ. Как это и делают американские военные с Дельтой и как это делает Маск. Заодно и серийность модулей возрастёт.
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях .https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage)
с переводом :
https://translate.google.ru/translate?hl=ru&sl=en&u=https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage)&prev=search (https://translate.google.ru/translate?hl=ru&sl=en&u=https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage)&prev=search)
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях . https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage )
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет: . Для России имеет смысл возится с ТТУ только, если военным позарез нужно что то тяжелое вывести и быстро. Поскольку таких пусков будет мало, то серийность тут вообще не причем.
Для военных если позарез нужно вывести чтото тяжёлое и быстро имеет смысл соединить три готовых Феникса и не возиться с ТТУ. Как это и делают американские военные с Дельтой и как это делает Маск. Заодно и серийность модулей возрастёт.
Тяжелая Дельта безумно дорогая, у Маска же боковухи по умолчанию многоразовые и стоимость размазывается на кратность использования. ТриФеникс слишком дорог для 8т на ГПО, простые, всепогодные, дешевые, мощные бустеры могли бы исправить ситуацию, если такие вообще можно сделать.
ЦитироватьНаперстянка пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
В этом вопросе не имеет значения категория ракет, например в КНДР сверхмалые ракеты делают с поворотным соплом на основе многопластинчатого металлическогоопорного шарнира, что конструктивно схоже с большими МБР с ТТРД, причем делают со своими конструктивными особенностями типа наличия водяного охлаждения и управляемого демпфера,
Картинки нет случайно двигательной установки? Раньше писал о возможности сделать поворотный сопловой блок с эластичным шарниром для ЖРД, интересно было бы посмотреть , что сделали в натуре.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.
Естественно. Но жидкостных.
Именно их и имел ввиду.
ЦитироватьСтарый пишет:
Для военных если позарез нужно вывести чтото тяжёлое и быстро имеет смысл соединить три готовых Феникса и не возиться с ТТУ.
С ТТУ получится быстрее точно, а вот что получится с пакетом из трех Фениксов еще вопрос и уж точно не быстро.
ЦитироватьСтарый пишет:
Как это и делают американские военные с Дельтой
Ну тут варианты и с ТТ бустерами, и без - Дельта-4 Хеви. И что то я не припомню водородных движков в России на первой ступени.
ЦитироватьСтарый пишет:
и как это делает Маск.
С Фалькон Хеви - это вариант еще не летал, а если и полетит, то редко, и как только у Маска появятся более мощные движки, появится новая РН класса Фалькон Хеви.
ЦитироватьСтарый пишет:
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
Старый, в ссылках есть где и что, для шибко торопливых и не читающих материал по ссылкам - Кастор 120 - из первой ступени МБР М-Х.
ЦитироватьИскандер пишет:
простые, всепогодные, дешевые, мощные бустеры могли бы исправить ситуацию, если такие вообще можно сделать.
Если МО понадобится , то про финансирует из своего бюджета и ему сделают.
Т.е. только МО имеет деньги и задачи?
Феникс, при всей его правильности по сравнению с Зенитом, не дотягивает до конкурентоспособного коммерческого носителя по диапазону нагрузок. Если его подтянуть "за уши" он вполне может повоевать.
ЦитироватьСтарый пишет:
Запустить трёхмодульный вариант с недогрузом это проще и дешевле чем держать завод для производства навесных модулей.
Одна первая ступень Сункара стоит не менее $20 млн, 3 ступени - $60+ млн., а весь ТриСункар выйдет под сотню. Простой Сункар с 2-4 ускорителями от Союза будет дешевле.
ЦитироватьИскандер пишет:
Т.е. только МО имеет деньги и задачи?
Феникс, при всей его правильности по сравнению с Зенитом, не дотягивает до конкурентоспособного коммерческого носителя по диапазону нагрузок. Если его подтянуть "за уши" он вполне может повоевать.
Где то примерно в 2023 г. на рынок пусковых услуг выйдет Нью Гленн в дополнение к Фалькону-9, России останется С-2, на 2 года Протон-М с Байконура. Подтягивая за "уши" Феникс можно конкурировать с Ариан-6, но с Маском и Безосом не получится - новых жидкостных движков нет, а они основа, ограничения по ж/д габариту, по широте космодромов, дефицит квалифицированных кадров и он нарастает - так что не стоит сильно надрываться в части коммерческих пусковых услуг. Лучше закрыть вопросы с дефицитом спутников, да и в экономике есть куда инвестировать. Без нормальной экономики не будет и квалифицированных кадров даже в гражданской экономике, а без кадров и деньги , если появятся, на помогут. А всякие супертяжи с флаговтыками, лунные и марсианские базы оставить США.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Одна первая ступень Сункара стоит не менее $20 млн, 3 ступени - $60+ млн., а весь ТриСункар выйдет под сотню. Простой Сункар с 2-4 ускорителями от Союза будет дешевле.
Опять твои представления в качестве аргумента?
Даже если один блок стоит 20 млн то три блока не будут стоить 60 млн ибо серийность. Если блок 1 ступени стоит 20 млн то верхняя ступень не будет стоить столько же. Итого если первая ступень стоит 20 млн то за односункар 30 млн, за трисункар - 50 млн. А грузоподъёмность как у самых мощных РН мира.
Каким боком здесь ускорители от Союза и что они дадут?
ЦитироватьСергей пишет: Подтягивая за "уши" Феникс можно конкурировать с Ариан-6, но с Маском и Безосом не получится - новых жидкостных движков нет, а они основа, -
Вот какраз сделать менее напряжённые и более дешовые и надёжные двигатели чем РД-171 - не проблема.
Цитироватьограничения по ж/д габариту,
Я запамятовал - какой базовый диаметр у Флакона? Часом не меньше чем у Сункара? А чем ограничен? ;) И? ;)
И получается что тем кто ищет способы тем транспортные ограничения не проблема, а тем кто ищет причины тем всегда габарит кривой.
Цитировать по широте космодромов,
Изменить географию увы, не в наших силах. Поэтому летающая с нашей территории ракета должна быть в полтора раза тяжелее чем летающая из Флориды и Гвианы.
Однако проблема широты обходится Морским стартом. Кажется Феникс мастырят на него?
Цитировать дефицит квалифицированных кадров и он нарастает
Необходимо делать ракеты не требующие квалифицированных кадров. Ракеты для которых достаточна квалификация солдатика-срочника из космических войск с полгодом учебки, ну как максимум - авиационного специалиста приличной авиакомпании. Или там уже тоже дефицит и эксплуатировать самолёты нам тоже скоро будет не под силу?
Цитироватьтак что не стоит сильно надрываться в части коммерческих пусковых услуг.
Пусковые услуги должны быть дешовыми прежде всего для самих себя, для нужд страны, а потом уже для коммерческих целей.
ЦитироватьСтарый пишет:
Опять твои представления в качестве аргумента?
Даже если один блок стоит 20 млн то три блока не будут стоить 60 млн ибо серийность. Если блок 1 ступени стоит 20 млн то верхняя ступень не будет стоить столько же. Итого если первая ступень стоит 20 млн то за односункар 30 млн, за трисункар - 50 млн. А грузоподъёмность как у самых мощных РН мира.
Каким боком здесь ускорители от Союза и что они дадут?
Запуск Сункара с ускорителями от Союза дешевле запуска ТриСункара в недогруженном состоянии.
У РД-171 цена $12-15 млн, стоимость блока будет не менее $20 млн. Триблок стоит минимум на $40 млн дороже простого Сункара. Цена боковушки Союза - около $2 млн. Экономия при запуске Сункара с ускорителями от Союза $28-36 млн.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Запуск Сункара с ускорителями от Союза дешевле запуска ТриСункара в недогруженном состоянии.
Но грузоподъёмность меньше. А кстати, сколько союзовские ускорители добавят грузоподъёмности?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Запуск Сункара с ускорителями от Союза дешевле запуска ТриСункара в недогруженном состоянии.
Но грузоподъёмность меньше. А кстати, сколько союзовские ускорители добавят грузоподъёмности?
НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:
С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг
На ГПО-1800 с Байконура:
С двумя: 6126 кг
С четырьмя: 7258 кг
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71301) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71302) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71303)О :)
ускоритель только без рулевых камер и в одном минимальном 1850 диаметре
можно и 8 боковушек разместить, но уже дешевле будет 2.5 сункар скорее всего с рд 180 в центре и без второй ступени
кстати а какого размера проем у старта Зенита?
да и у Союза
вот старты союза модернизировать под...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг
А без ускорителей сколько?
ЦитироватьСтарый пишет:
А без ускорителей сколько?
17
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
А без ускорителей сколько?
17
Так, что у нас получается? Шесть ускорителей увеличивают ПН в полтора раза? А во сколько раз увеличивают цену?
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьНаперстянка пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
В этом вопросе не имеет значения категория ракет, например в КНДР сверхмалые ракеты делают с поворотным соплом на основе многопластинчатого металлическогоопорного шарнира, что конструктивно схоже с большими МБР с ТТРД, причем делают со своими конструктивными особенностями типа наличия водяного охлаждения и управляемого демпфера,
Картинки нет случайно двигательной установки? Раньше писал о возможности сделать поворотный сопловой блок с эластичным шарниром для ЖРД, интересно было бы посмотреть , что сделали в натуре.
Чтобы увидеть картинку, КНДР должны начать распродажу ракет малой дальности, это будет добрым знаком того, что все их секреты с применением термостойкой пьезокерамики и прочих импульсных электрогенераторов не будут столь насущными, как сейчас. Но одно можно сказать,- у КНДР получается идти в ногу со временем, это касается как ТТРД, так и оптоэлектроники.
ЦитироватьСтарый пишет:
А во сколько раз увеличивают цену?
союз стоит
| Стоимость (производства), млн. руб. | 2017-02-17 | 1159 |
или грубо 19млн не наших
грубо делим на 6
за боковуху 3,2 млн
Сункар ориентировочно будет стоить 45млн + 6*3,2= 64 млн
дешевле протона :)
ну накрайняк та же, но больше по ПГ
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
Старый, в ссылках есть где и что, для шибко торопливых и не читающих материал по ссылкам - Кастор 120 - из первой ступени МБР М-Х.
А на какой РН Кастор-120 трудится навесным ускорителем? :o
Или ты уже не о навесных ускорителях а о чёмто другом?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:Подтягивая за "уши" Феникс можно конкурировать с Ариан-6, но с Маском и Безосом не получится - новых жидкостных движков нет, а они основа,-
Вот какраз сделать менее напряжённые и более дешовые и надёжные двигатели чем РД-171 - не проблема.
Старый вспомни, как у нас делают новые движки на Энергомаше. База - РД170(171). Неизменяемый элемент - КС, а дальше комбинации 2 КС, 1 КС, качаем так, качаем этак и каждый раз новый движок . То есть новый, менее напряженный движок это та же КС, но с пониженным давлением в КС. Даже диаметр критического сечения КС не дадут менеджеры менять - а вдруг появятся ВЧК. И если оглянуться на последний шедевр - РД-191, так он дороже всех в расчете на 1 т тяги. Так что
дешевые - проблема, и делать действительно новые может только КБХА, Энергомаш расписался в творческом бессилии , предложив сделать ответственным исполнителем по метановому 85 тоннику КБХА, а свое участие в виде ТНА и прочей арматуры.
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьограничения по ж/д габариту,
Я запамятовал - какой базовый диаметр у Флакона? Часом не меньше чем у Сункара? А чем ограничен? ;) И? ;)
И получается что тем кто ищет способы тем транспортные ограничения не проблема, а тем кто ищет причины тем всегда габарит кривой.
У Флакона кажется 3,67 или 3,76 м, по грузоподъемности почти подошел к пределу для данного диаметра. Дальше Флакон Хеви, вынужденное, временное решение, в котором и Маск не шибко уверен. 29 движков на старте сильно напоминают Н-1 . Если посмотреть проектные российские решения в области тяжелых ракет, то без оглядки на ж/д габарит, центральный блок имеет диаметр 7-8 м и уж к нему жидкостные бустеры. И теоретически самая выгодная схема - тандем из 2-3 ступеней с диаметром центрального блока в зависимости от спектра планируемых нагрузок. Для Нью Гленн это 7 м и 45 т на НОО, 13 т на ГПО - как раз примерно около этих цифр и идет постоянно разговор , но с некоторым запасом.
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьпо широте космодромов,
Изменить географию увы, не в наших силах. Поэтому летающая с нашей территории ракета должна быть в полтора раза тяжелее чем летающая из Флориды и Гвианы.
Однако проблема широты обходится Морским стартом. Кажется Феникс мастырят на него?
А трифеникс бум пускать с пакета 3-х МС (шутка).
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьдефицит квалифицированных кадров и он нарастает
Необходимо делать ракеты не требующие квалифицированных кадров. Ракеты для которых достаточна квалификация солдатика-срочника из космических войск с полгодом учебки, ну как максимум - авиационного специалиста приличной авиакомпании. Или там уже тоже дефицит и эксплуатировать самолёты нам тоже скоро будет не под силу?
И разрабатывать эти ракеты должны студенты кулинарного техникума.Будет шикарно. Правда, когда станут поварами, они оттель свинтят.
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьтак что не стоит сильно надрываться в части коммерческих пусковых услуг.
Пусковые услуги должны быть дешовыми прежде всего для самих себя, для нужд страны, а потом уже для коммерческих целей.
Это понятно, но как то до сих пор не очень получается.
ЦитироватьСергей пишет:
Старый вспомни, как у нас делают новые движки на Энергомаше. База - РД170(171). Неизменяемый элемент - КС, а дальше комбинации 2 КС, 1 КС, качаем так, качаем этак и каждый раз новый движок .
Я знаю как у нас делают, особенно на Энергомаше. Если у нас и дальше будут так делать то удачи нам не видать.
ЦитироватьТо есть новый, менее напряженный движок это та же КС, но с пониженным давлением в КС. Даже диаметр критического сечения КС не дадут менеджеры менять - а вдруг появятся ВЧК.
Если для них это проблема или их не могут заставить решить эту проблему то
этой стране кирдык. Высоких технологий в ней не будет.
ЦитироватьИ если оглянуться на последний шедевр - РД-191, так он дороже всех в расчете на 1 т тяги.
Если эта политика будет продолжаться то
этой стране кирдык. Без всяких шуток. Её разворуют собственные же баблопопильщики.
Цитировать Так что дешевые - проблема , и делать действительно новые может только КБХА, Энергомаш расписался в творческом бессилии , предложив сделать ответственным исполнителем по метановому 85 тоннику КБХА, а свое участие в виде ТНА и прочей арматуры.
Если Энергомаш не способен делать двигатели которые нужны стране то он (Энергомаш) стране не нужен. Под бульдозер и жилую застройку. А нужные двигатели сделает КБХА или самарсий Металлом.
Хотя я уверен что достаточно назначить на Энергомаш нормального руководителя который правильно понимает интересы страны, цели и задачи предприятия. И я уверен что даже на самом предприятии есть такие.
ЦитироватьСергей пишет:
У Флакона кажется 3,67 или 3,76 м, по грузоподъемности почти подошел к пределу для данного диаметра. Дальше Флакон Хеви, вынужденное, временное решение, в котором и Маск не шибко уверен.
Значит по аналогии предельная грузоподъёмность одноФеникса с протоновским диаметром гдето под 30 тонн? Этого хватит.
Цитировать 29 движков на старте сильно напоминают Н-1 .
Ну нам это вроде не грозит?
ЦитироватьЕсли посмотреть проектные российские решения в области тяжелых ракет, то без оглядки на ж/д габарит, центральный блок имеет диаметр 7-8 м и уж к нему жидкостные бустеры.
А вот это нам не нада. Не наше это.
ЦитироватьСтарый пишет:
Значит по аналогии предельная грузоподъёмность одноФеникса с протоновским диаметром гдето под 30 тонн? Этого хватит
с тремя РД 180 в корме
с делением по бакам ступени с перевозкой аки сункар
и другой второй ступенью там уже рд 191 нужен и РТЗ больше
строй часть и кольцо Союза и наш сабж в нем...
т.е. вполне при списании и модернизации старта можно переделать...
мне видится установщик аки зенитовский чутка побольше и в корме мини блок Я со всеми горловинами/ кабель мачтой и т.п. интерфейсы подключаемыми в МИК
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/29245.jpg)
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Эээээ... Я чтото запамятовал - а на какой МБР Кастор трудился первой ступенью? :o
А особенно те варианты которые летают на РН.
Старый, в ссылках есть где и что, для шибко торопливых и не читающих материал по ссылкам - Кастор 120 - из первой ступени МБР М-Х.
А на какой РН Кастор-120 трудится навесным ускорителем? :o
Или ты уже не о навесных ускорителях а о чёмто другом?
Вообще то я привел ссылки на почти полный перечень РДТТ Орбитала АТК, там же указано , где они используются - как правило, в виде маршевых РДТТ легких 3-4х ступенчатых РН тандемной схемы - детали можно узнать по ссылкам, их там очень много, действующих. В виде навесных бустеров РДТТ - GEM-60- используются на РН Дельта-4 в количестве 2 или 4 шт., диаметр 1,55 м, но деталей пока не нашел. В принципе эффективность бустеров можно установить по модификациям РН Дельта-4, в инете есть данные.
ЦитироватьСергей пишет:
Вообще то я привел ссылки на почти полный перечень РДТТ Орбитала АТК, там же указано ,
Я достаточно хорошо знаю где какие двигатели используются.
Речь шла об использовании РДТТ от МБР в качестве
навесных ускорителей. Ты сказал об использовании Касторов. Я не смог вспомнить ни одного навесного Кастора который до этого использовался бы в МБР.
Теперь оказывается что ты имел в виду вовсе не навесные РДТТ а редкий вариант РН Афина, по сути аналог МХ.
Цитироватьгде они используются - как правило, в виде маршевых РДТТ легких 3-4х ступенчатых РН тандемной схемы - детали можно узнать по ссылкам, их там очень много, действующих
Зачем нам ссылки? Ты сам можешь назвать "РН в которых используются ступени Кастор-120" и вообще "РН в которых использовались бы РДТТ от МБР"?
ЦитироватьВ виде навесных бустеров РДТТ - GEM-60- используются на РН Дельта-4 в количестве 2 или 4 шт., диаметр 1,55 м, но деталей пока не нашел.
Это чего, тоже "ступень МБР"?
ЦитироватьВ принципе эффективность бустеров можно установить по модификациям РН Дельта-4, в инете есть данные.
Ты стрелки не переводи. Ты ответь про "использование в РН бывших ступеней МБР".
Напоминаю с чего началось:
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях . https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage )
ЦитироватьСтарый пишет:
Поэтому создание нового движка размерности РД-171 но простого и дешового - непосредственная следующая задача.
Метанового
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьТо есть новый, менее напряженный движок это та же КС, но с пониженным давлением в КС. Даже диаметр критического сечения КС не дадут менеджеры менять - а вдруг появятся ВЧК.
Если для них это проблема или их не могут заставить решить эту проблему то этой стране кирдык. Высоких технологий в ней не будет.
Это проблема для всех. Маск использовал для борьбы с ВЧК штифтовые форсунки, но это не всегда подходит, универсальных решений не существует. И именно ВЧК отбивает энтузиазм заниматься новыми движками у всех. При отработке F-1 то же помучились несколько лет, и не удивительно - на одном движке есть, на другом может и не быть, так же и при смене режимов. В КБХА однако есть специалисты, которые решают подобные проблемы - ПОКА (если после слияния с Энергомашем и прочими новшествами в сфере управления не разбегутся - может так и задумано, похерить последних разработчиков и будет тишина и благодать).
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьИ если оглянуться на последний шедевр - РД-191, так он дороже всех в расчете на 1 т тяги.
Если эта политика будет продолжаться то этой стране кирдык. Без всяких шуток. Её разворуют собственные же баблопопильщики.
Да ты шо ?! Еще много чего можно прихватизировать, продать - да хоть как минимум сдать в аренду территории - только бабки стриги.
ЦитироватьСтарый пишет:
Если Энергомаш не способен делать двигатели которые нужны стране то он (Энергомаш) стране не нужен. Под бульдозер и жилую застройку. А нужные двигатели сделает КБХА или самарсий Металлом.
А конструкторское и технологическое сопровождение ранее разработанных и используемых и в настоящее время движков, в том числе и для МО, кто будет вести?
ЦитироватьСтарый пишет:
Хотя я уверен что достаточно назначить на Энергомаш нормального руководителя который правильно понимает интересы страны, цели и задачи предприятия. И я уверен что даже на самом предприятии есть такие.
Не назначат, наверху эффективные менеджеры, значит и уровнем ниже будут подобные, иначе будет - твоя моя не понимай.
Ага, глянул счас. Эмиксовский двигатель TU-903 использовался только в двух первых Афинах. В остальных пяти специально разработанные Касторы-120.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьЕсли посмотреть проектные российские решения в области тяжелых ракет, то без оглядки на ж/д габарит, центральный блок имеет диаметр 7-8 м и уж к нему жидкостные бустеры.
А вот это нам не нада. Не наше это.
Как всегда, мы пойдем другим путем.
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьгде они используются - как правило, в виде маршевых РДТТ легких 3-4х ступенчатых РН тандемной схемы - детали можно узнать по ссылкам, их там очень много, действующих
Зачем нам ссылки? Ты сам можешь назвать "РН в которых используются ступени Кастор-120" и вообще "РН в которых использовались бы РДТТ от МБР"?
А прочитать по ссылке никак?! Мне искать не интересно, по памяти что то используют от Минитмена. Я вообще не сторонник использования б/у РДТТ от МБР, если только в интересах МО для восстановления спутников связи, разведки и т.д. в виде близком к ПГРК - Старт -1 и ему подобные.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьВ виде навесных бустеров РДТТ - GEM-60- используются на РН Дельта-4 в количестве 2 или 4 шт., диаметр 1,55 м, но деталей пока не нашел.
Это чего, тоже "ступень МБР"?
Нет.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьВ принципе эффективность бустеров можно установить по модификациям РН Дельта-4, в инете есть данные.
Ты стрелки не переводи. Ты ответь про "использование в РН бывших ступеней МБР".
И шнурки погладить? Сам никак?
ЦитироватьСтарый пишет:
Напоминаю с чего началось:
ЦитироватьСергей пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Первая ступень МБР в качестве ускорителя? А ещё кто-нибудь так делает?
США используют. Семейство касторов твердотопливных ракетных стадий и ускорителей , построенных Thiokol (теперьOrbital ATK ) и используемых на различных ракетах- носителях . https://en.wikipedia.org/wiki/Castor_(rocket_stage )
Устал , надоело, вношу уточнение - используют РДТТ ступеней МБР в основном в качестве маршевых двигателей легких РН в интересах МО.
ЦитироватьСергей пишет:
А прочитать по ссылке никак?! Мне искать не интересно, по памяти что то используют от Минитмена.
Память часто подводит. От Минитмена используют не чтото. Минитмен используют целиком. Конверсионная МБР с дополнительными ступенями, как Рокот.
ЦитироватьЯ вообще не сторонник использования б/у РДТТ от МБР, если только в интересах МО для восстановления спутников связи, разведки и т.д. в виде близком к ПГРК - Старт -1 и ему подобные.
Восполнить не выйдет. Ни один спутник выводимый обычными РН не может быть выведен конверсионной МБР. Чисто по массе.
ЦитироватьСам никак?
Сам я тебе три раза сказал: Не используются! А ты мне: "Используются, используются..." А найти не можешь.
ЦитироватьУстал , надоело, вношу уточнение - используют РДТТ ступеней МБР в основном в качестве маршевых двигателей легких РН в интересах МО.
Тогда уж уточняй так: Использовали (когдато) снятые с вооружения МБР Минитмен и МХ в качестве конверсионных РН под названием Минотавр.
Товарищи!
А кто первый сделал полноценный ТНА - с турбиной и центробежными насосами?
Я поискал в литературе, получается, что Глушко в 33-м.
На некоторых американских сайтах пишут, что Годдард, но среди его патентов я ТНА не нашёл.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи!
А кто первый сделал полноценный ТНА - с турбиной и центробежными насосами?
Я поискал в литературе, получается, что Глушко в 33-м.
На некоторых американских сайтах пишут, что Годдард, но среди его патентов я ТНА не нашёл.
А у Глушко точно была турбина? Где вобще можно узнать об этом изделии?
Вообще паровые турбонасосные агрегаты испокон века применялись в судостроении для откачки и накачки воды. Вопрос в том кто впервые применил их в ЖРД.
ЦитироватьСтарый пишет:
А у Глушко точно была турбина? Где вобще можно узнать об этом изделии?
Книжка "Путь в ракетной технике"
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71469)
Потом в той же книжке пишут, что в годы Второй мировой Глушко разрабатывал ЖРД с ТНА. Турбина приводилась в действие газом, отбираемым из КС (с последующей балластировкой). Насосы были шестерёнными, т. к. пишут, что не нашли специалистов по центробежным насосам.
ЦитироватьСтарый пишет:
Вообще паровые турбонасосные агрегаты испокон века применялись в судостроении для откачки и накачки воды.
Ого! Не знал!
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
А у Глушко точно была турбина? Где вобще можно узнать об этом изделии?
Книжка "Путь в ракетной технике"
Одно предложение? Так не пойдёт.
Если в СССР изобрели первый в мире ТНА то об этом должна быть большая победная статья.
ЦитироватьСтарый пишет:
Одно предложение?
Шо маемо - то маемо.
ЦитироватьСтарый пишет:
Так не пойдёт.
Ок, спрошу у сотрудников Энергомаша, они участвовали в написании этой книги. Думаю, ответят подробнее.
ЦитироватьСтарый пишет:
Если в СССР изобрели первый в мире ТНА то об этом должна быть большая победная статья.
Тогда возникает вопрос: кто его первым изобрёл.
Я так понял, не команда фон Брауна. Иначе в книге Дорнергера об этом было бы чётко сказано.
И не Годдард - в списке его патентов я не нашёл ничего похожего на ТНА.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Одно предложение?
Шо маемо - то маемо.
А треба - "Визьмишь в рукы - маешь вещь!" :)
ЦитироватьТогда возникает вопрос: кто его первым изобрёл.
Я так понял, не команда фон Брауна. Иначе в книге Дорнергера об этом было бы чётко сказано.
И не Годдард - в списке его патентов я не нашёл ничего похожего на ТНА.
Возможно ТНА считался давним изобретением и вопрос надо поменять на "кто впервые применил его в ЖРД".
Я тоже не слышал чтоб это было у Годдарда.
А Дорнбергер описывает работы над Фау-2 как чистый вояка-эксплуатант не особо вдаваясь в вопросы технических приоритетов. Из приоритетов и достижений которым он уделил внимание мне почемуто запомнилось только как они запустили ракету в космос.
Читал у Вилли Лея в "Ракеты и полёты в космос", что ТНА бы впервые сделан именно командой Брауна для А-4, более ранние ракеты Годдарда и ГИДР были слишком мелкими для установки ТНА.
Хотя Годдард ещё в 20-ых писал о необходимости такого насоса, но воплотили его металле немцы. Причём за образец взяли центробежные пожарные насосы.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Шо маемо - то маемо.
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/71485)
Что можно сказать по тексту.
Написано, чтобы застолбить причастность к первым ТНА.
Непонятно, что значит разработана:
-сказано в курилке "А давай на подачу поставим центробежные насосы"
-эскизик и пара формул по потребной мощности в рабочей тетради.
- полный расчет и рабочие чертежи
-изготовлена матчасть
-проведены хотя бы холодные проливки
?
О турбине как таковой (Т) вообще речи нет.
Весьма спорно, нужен ли ТНА на двигатель тягой 300 кгс. Возможно по этому идею быстро отбросили (тогда).
.
Большинство ТНА самых мощных ЖРД ракет-носителей
от самых первых отечественных баллистических ракет как
военного, так и мирного назначения были разработаны в
НПО Энергомаш. Параметры всех основных ТНА двигателей
большой тяги приведены в таблице.
Первый опыт создания мощного ТНА для ЖРД
отечественной баллистической ракеты относится к 1946-1950
гг. При создании первого ТНА в значительной степени
использованы схемные и детальные конструктивные
решения, характерные для ТНА ЖРД немецкой ракеты «Фау-
2», хотя по мощности наш ТНА превосходил прототип в 2
раза.
В последующие годы бурное развитие ракетной техники
явилось стимулом развития и совершенствования ТНА.
Первыми были немцы.... 8)
ЦитироватьШтуцер пишет:
Непонятно, что значит разработана:
Да, непонятно. Поэтому и буду спрашивать, что имелось в виду.
Цитироватьmahor11 пишет:
Первыми были немцы.... 8)
В практической реализации - бесспорно.
Хотя, учитывая то, что как оказалось ТНА вообще изобрели и применяли задолго до начала развития ракетной техники, думаю, вопрос (о приоритете) теряет особый смысл.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ТНА вообще изобрели и применяли задолго до начала развития ракетной техники, думаю, вопрос (о приоритете) теряет особый смысл.
Ну почему же. Все таки оказался реальным - в комплекте с ГГ. Вот автора этой свзки, имеющей решающее значение для развития ракетной техники, и надо искать.
ЦитироватьЦитироватьНу почему же. Все таки оказался реальным - в комплекте с ГГ. Вот автора этой свзки, имеющей решающее значение для развития ракетной техники, и надо искать.
Это вопрос к Ананербэ,где они документацию откопали..ТНА применялся также в реактивной авиации.А кто сделал первый реактивный самолёт?
Цитироватьmahor11 пишет:
А кто сделал первый реактивный самолёт?
Хейнкель, с двигателем Ганса Пабста фон Охайна, если память мне не изменяет :)
Цитироватьmahor11 пишет:
Это вопроск Ананербэ,где они документацию откопали.
Чушь.
Цитироватьmahor11 пишет:
ТНА применялся также в реактивной авиации
После V-2
ЦитироватьШтуцер пишет:Цитироватьmahor11 пишет:
ТНА применялся также в реактивной авиации
После V-2
Не 172 с турбореактивным двигателем впервые взлетел 27 августа 1939 года.
ЦитироватьЮрий Василевский пишет:
Не 172 с турбореактивным двигателем впервые взлетел 27 августа 1939 года.
Т-Н-А . Аббревиатура, по слогам не могу.
ЦитироватьЮрий Василевский пишет:
Хотя Годдард ещё в 20-ых писал о необходимости такого насоса, но воплотили его металле немцы. Причём за образец взяли центробежные пожарные насосы.
Но ведь довоенные паротурбинные электростанции имели гораздо более крутые механизмы по насосам высокого давления, чем у пожарников.
Удельная мощность ракетчикам требовалась огромная - лёгкий и мощный насос. Мобильные пожарные насосы были близки к их требованиям. На электростанциях стоят более основательные и гораздо более высокоресурсные конструкции. От ТНА ЖРД не требуются годы работы
ЦитироватьШтуцер пишет: Цитироватьmahor11 пишет:
ТНА применялся также в реактивной авиации
После V-2
ТНА в авиации вообще не применяются. Насосы в баках электрические или гидравлические а насос который подаёт топливо в двигатель - плунжерный.
Если только гидравлический насос считать турбонасосом так как он приводится гидротурбиной. :)
ЦитироватьСтарый пишет:
Если только гидравлический насос считать турбонасосом так как он приводится гидротурбиной
Это про топливо :-)
А кислород как подается? :-)
Чем не тна? :-)
Сзади турбина спереди осевой и иногда центробежный компрессор :-)
ЦитироватьСзади турбина спереди осевой и иногда центробежный компрессор
Компрессор это не насос.
ЦитироватьСтарый пишет:
ТНА в авиации вообще не применяются. Насосы в баках электрические или гидравлические а насос который подаёт топливо в двигатель - плунжерный.
Если только гидравлический насос считать турбонасосом так как он приводится гидротурбиной. :)
Например ТНУ-86 - воздушная турбина плюс гидронасос
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Например ТНУ-86 - воздушная турбина плюс гидронасос
Гидронасос не центробежный.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Например ТНУ-86 - воздушная турбина плюс гидронасос
Гидронасос не центробежный.
От этого он перестал быть насосом?
Это всё софистика. Мы же все прекрасно понимаем, о приоритете на какую конструкцию идет речь. Самолетные и прочие перечисленные не соответствуют.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Это всё софистика. Мы же все прекрасно понимаем, о приоритете на какую конструкцию идет речь. Самолетные и прочие перечисленные не соответствуют.
Если так, и мы все прекрасно понимаем, тогда V-2 ;)
ЦитироватьЮрий Василевский пишет:
Удельная мощность ракетчикам требовалась огромная - лёгкий и мощный насос. Мобильные пожарные насосы были близки к их требованиям. На электростанциях стоят более основательные и гораздо более высокоресурсные конструкции. От ТНА ЖРД не требуются годы работы
У пожарников нет паровой турбины, лопатки которой делают даже из чистого хрома из-за скорости перегретого пара.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Вопрос двигателистам,
особенно Комодскому Варану, как стороннику вытеснительной схемы.
А нельзя ли создать давление в КС ЖРД вытеснительной схемы большее, чем давление наддува баков?
Каких-либо насосов с подвижными частями не предполагается.
Скрытый текст Уточнение: что это в принципе воможно, понятно.
Вопрос в эффективности таких решений.
Так что торопиться с ответом не следует.
ПНА?
Расшифруйте аббревиатуру, пожалуйста.
Я имел в виду использование, например, динамического напора.
Как "неиссякающего", до выработки топлива, средства получения высокого давления.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьСергей пишет: Со временем без новых дешевых движков с коммерческого рынка попрут.
Естественно. Но жидкостных.
Поэтому создание нового движка размерности РД-171 но простого и дешового - непосредственная следующая задача.
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
И сколько он должен "себестоить"?
Спойлер
Такие двигатели существуют, правда, в связке.
Ты просто отстал от жизни, лет на 50+. :)
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Расшифруйте аббревиатуру, пожалуйста.
Пневмонасосный агрегат. ИМХО, бесполезная хрень.
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Я имел в виду использование, например, динамического напора.
Как "неиссякающего", до выработки топлива, средства получения высокого давления.
А при запуске?
ЦитироватьSGS_67 пишет:
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
ЦитироватьИ сколько он должен "себестоить"?
Примерно в два раза дешевле чем РД-171.
ЦитироватьСкрытый текст Такие двигатели существуют, правда, в связке.
Это какие? РД-253? Это мой идеал.
ЦитироватьТы просто отстал от жизни, лет на 50+. :)
От какой жизни?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Расшифруйте аббревиатуру, пожалуйста.
Пневмонасосный агрегат. ИМХО, бесполезная хрень.
Честно говоря, не в курсе, где применялось такое.
Я люблю историю техники.
Ладно, приоткрою мысль, только, чур, не ржать.
1. Ещё в 19-м веке на малых боевых кораблях применялись пароструйные эжекторы для быстрой откачки воды. Типа таких, к примеру, можно было б предложить для компонентов топлива, вместо насосов с подвижными частями
2. Рабочее тело можно, скажем, отбирать в районе среза сопла. Динамический напор позволит создать высокое давление, требуемое для работы эжекторов.
Вопрос лишь в эффективности/реализуемости чего-то подобного.
Ещё раз: просьба относиться снисходительно. Это лишь вопрос.
ЦитироватьЦитироватьSGS_67 пишет:
Я имел в виду использование, например, динамического напора.
Как " неиссякающего", до выработки топлива , средства получения высокого давления.
А при запуске?
Дык, запуск-то по Вашему, вытеснительно. :)
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
Неправильные акценты. Надо примерно так:
1. Тяга.
2. Себестоимость единицы тяги.
3. Тяговооружённость двигателя.
4. УИ.
5. "Эргономика" (Габариты, кратность включения, удобство стыковки, крепления, обслуживания и т.д.)
НЕ железобетонно. Кое-что можно местами поменять.
Давление в КС - это лишь производная данных величин. Вообще никуда.
Оценка надёжности на этапе проектирования есть шаманское понятие, поэтому не включил.
ЦитироватьСтарый пишет:
Примерно в два раза дешевле чем РД-171.
Поелику никто не знает, сколько нынче себестоит РД-171, думаю, что это можно обеспечить. [IMG]
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСкрытый текст Такие двигатели существуют, правда, в связке.
Это какие? РД-253? Это мой идеал.
Ну, вот. А ещё ваньку валял...
Ён, и его клоны. Дешёвый и простой. Отказов не припомню чё-т.
Можно было бы для экологии с людьми добавить НК-33. Пусть и не совсем простой движок, однакож, на конвейер всё-таки почти поставлен был.
И у того, и у другого, потенциал к модернизации имеется.
ЦитироватьОт какой жизни?
От настоящей, а не выдуманной.
ЦитироватьSGS_67 пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
Неправильные акценты. Надо примерно так:
1. Тяга.
2. Себестоимость единицы тяги.
3. Тяговооружённость двигателя.
4. УИ.
5. "Эргономика" (Габариты, кратность включения, удобство стыковки, крепления, обслуживания и т.д.)
Тяга и габариты примерно как у РД-171. Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
ЦитироватьДавление в КС - это лишь производная данных величин. Вообще никуда.
Для кого как. Для Энергомаша - чуть ли не основной параметр, предмет фетиша.
ЦитироватьОценка надёжности на этапе проектирования есть шаманское понятие, поэтому не включил.
Можно предположить что агрегат с меньшими удельными параметрами будет надёжнее чем с более высокими удельными параметрами. Типа двигатель обычного автомобиля надёжнее чем болида формулы 1.
ЦитироватьСтарый пишет:
Тяга и габаритыпримерно как у РД-171.Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
Габариты теми же не будут. Если уменьшить давление в КС (а её размер будет определять размер двигуна в целом) при сохранении тяги, то увеличится размер двигателя.
ЦитироватьСтарый пишет:
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
При снижении давления, думаю, реально. :)
ЦитироватьСтарый пишет:
Для Энергомаша - чуть ли не основной параметр, предмет фетиша.
Один из основных. Энергомаш закладывает высокие требования к изделию и их достигает, обеспечивая при этом высокую надёжность.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Габариты теми же не будут. Если уменьшить давление в КС (а её размер будет определять размер двигуна в целом) при сохранении тяги, то увеличится размер двигателя.
А если расширить критическое сечение? И соответственно уменьшить геометрическую степень расширения сопла?
ЦитироватьОдин из основных. Энергомаш закладывает высокие требования к изделию и их достигает, обеспечивая при этом высокую надёжность.
Ох, о надёжности лучше не вспоминать дабы не накаркать.
А уж о стоимости - тем более.
ЦитироватьСтарый пишет:
А если расширить критическое сечение? И соответственно уменьшить геометрическую степень расширения сопла?
Так понятно, что степень расширения сопла уменьшится.
Я в голове всё представляю примерно так: чтобы получить ту же тягу при меньшем давлении, надо увеличить площадь КС, а значит, и её размеры.
ЦитироватьСтарый пишет:
Ох, о надёжности лучше не вспоминать дабы не накаркать.
Накаркать - понятие не техническое :)
РД-180 доказали надёжность схемы с окислительным газом из кислорода.
ЦитироватьСтарый пишет:
А уж о стоимости - тем более.
А вот это уже другой вопрос. РД-180 существенно сложнее, чем 14Д14М, и соответственно дороже. :( Что поделаешь - несамовоспламеняющиеся компоненты и высокое давление в КС.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Так понятно, что степень расширения сопла уменьшится.
Я в голове всё представляю примерно так: чтобы получить ту же тягу при меньшем давлении, надо увеличить площадь КС, а значит, и её размеры.
А я представляю что надо увеличить площадь критического сечения. Размер форсуночнй головки остаётся прежним.
ЦитироватьНакаркать - понятие не техническое
Вот и ЗубДаю так думал. Когда сказал что мы преодолели череду досадных неполадок. :(
А библия нас учит что слово произнесённое есть ложь.
А марксизм-ленинизм что идеи становятся материальной силой когда овладевают массами. :(
ЦитироватьРД-180 доказали надёжность схемы с окислительным газом из кислорода.
Вот я ж и говорю: Ох, накаркаешь. Хорошо ещё если с каким-нибудь военным или связным спутником, а если с какой-нибудь интересной АМС? :(
ЦитироватьА вот это уже другой вопрос. РД-180 существенно сложнее, чем 14Д14М, и соответственно дороже. Что поделаешь - несамовоспламеняющиеся компоненты и высокое давление в КС.
Почемуто уверен что несамовоспламеняющиеся компоненты мало что меняют в стоимости. А вот высокое давление...
ЦитироватьСтарый пишет:
А я представляю что надо увеличить площадь критического сечения.
Но тогда в тех же габаритах (диаметр среза сопла) давление-то на срезе увеличится, вот в чём дело!
Если понизить давление в камере, то при том же давлении на срезе сопла понизится удельный импульс; конечно, в этом случае габариты КС увеличатся.
Если же получившуюся КС дополнительно обрезать до диаметра КС с большим давлением, то удельный импульс упадёт ещё больше.
ЦитироватьСтарый пишет:
Размер форсуночнй головки остаётся прежним.
Размер форсуночной головки всё же связан с размером критики. КС стараются делать ближе к изобарическим камерам для снижения в них скоростных потерь. Т. е. при увеличении критики подрастёт и площадь КС.
ЦитироватьСтарый пишет:
Вот и ЗубДаю так думал.
У Рогозина-то образование есть техническое? :)
ЦитироватьСтарый пишет:
А библия нас учит что слово произнесённое есть ложь.
Я ж печатно выражаюсь :oops: а не произношу.
ЦитироватьСтарый пишет:
Почемуто уверен что несамовоспламеняющиеся компоненты мало что меняют в стоимости.
Добавились системы зажигания компонентов в КС и ГГ, пневматическая система.
Помимо этого применили управляемые электропневмоклапаны.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Но тогда в тех же габаритах (диаметр среза сопла) давление-то на срезе увеличится, вот в чём дело!
Я не до такой степени специалист. :) По моим представлениям если подача топлива через форсуночную головку не изменится и выходное сечение сопла не изменится то и давление на срезе сопла не изменится. Ну а если увеличится - тем лучше. Значит удлиним сопло.
ЦитироватьЕсли понизить давление в камере, то при том же давлении на срезе сопла понизится удельный импульс; конечно, в этом случае габариты КС увеличатся.
Я понимаю что УИ уменьшится. Предполагаю что УИ и у земли и в вакууме уменьшится на 10 сек.
ЦитироватьРазмер форсуночной головки всё же связан с размером критики. КС стараются делать ближе к изобарическим камерам для снижения в них скоростных потерь. Т. Т.е. при увеличении критики подрастёт и площадь КС.
У меня стоит перед глазами КС двигателя F-1. Чуть ли не прямая труба почти без сужения в критическом сечении.
Но это всё вопросы проектирования. Думаю всё это вполне можно и довольно просто спроектировать не выйдя за габариты ракетного блока Феникса.
ЦитироватьДобавились системы зажигания компонентов в КС и ГГ, пневматическая система.
Помимо этого применили управляемые электропневмоклапаны.
Это копейки.
Насколько я понимаю значительный вклад в сухую массу и стоимость двигателей ряда РД-170 вносит механизм качания камер сгорания с карданом, сильфоном и гидроприводами, что существенно повышает его массу и стоимость по сравнению с другими двигателями.
Тут надо определиться что делать. Оставить так, учтя что при уменьшении давления всё это станет легче и дешевле, или сделать камеры неподвижными а для управления поставить рулевые камеры.
Но это вопрос проектирования.
ЦитироватьСтарый пишет:
У меня стоит перед глазами КС двигателя F-1. Чуть ли не прямая труба почти без сужения в критическом сечении.
Владимир, я ж выше не случайно писал про изобарическую камеру сгорания.
В Ф-1 и вообще в целом в американских двигунах применяют скоростные камеры сгорания. Они легче, их легче охлаждать (за счёт меньшей площади поверхности). Но в них выше скоростные потери.
Вообще, если говорить о теории, то скоростная КС - это по сути полутепловое сопло, в котором ускорение газового потока до звуковой скорости происходит не за счёт изменения геометрии канала, а за счёт подвода теплоты (в нашем случае - от самого потока). Ускорение до сверхзвука уже традиционное, геометрическое.
ЦитироватьСтарый пишет:
Это копейки.
Устройства довольно сложные и дорогие. :)
ЦитироватьСтарый пишет:
карданом, сильфоном
Подешевле будут.
ЦитироватьСтарый пишет:
гидроприводами
Рулевые машины есть и на 8К82К. Правда, входят ли они в состав двигателей что 14Д14М, что РД-191 - не знаю.
ЦитироватьСтарый пишет:
Тяга и габариты примерно как у РД-171. Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
Если снизить давление при той же тяге, габариты камер увеличатся, и удержать габариты на уровне РД-171 не получится. А между давлением КС и массой ЖРД нет прямой зависимости.
ЦитироватьСтарый пишет:
Ну а если увеличится - тем лучше. Значит удлиним сопло.
Надо говорить не "удлиним сопло", а "увеличим диаметр среза". :)
Т. е., если уменьшить давление в КС и сохранить габариты (диаметр среза сопла), то удельный импульс упадёт сильнее, чем в случае того же уменьшения давления в КС и увеличения диаметра среза сопла.
ЦитироватьСтарый пишет:
Предполагаю что УИ и у земли и в вакууме уменьшится на 10 сек.
Завтра если надо могу посчитать, чего получится.
Какое давление в КС считать?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А между давлением КС и массой ЖРД нет прямой зависимости.
Кстати да. С ростом давления уменьшается размер КС. поэтому грубо говоря, масса ЖРД в нулевом приближении от давления в КС не зависит.
От давления зависит, конечно, масса ТНА, газика и трубопроводов.
ЦитироватьСтарый пишет:
Насколько я понимаю значительный вклад в сухую массу и стоимость двигателей ряда РД-170 вносит механизм качания камер сгорания с карданом, сильфоном и гидроприводами, что существенно повышает его массу и стоимость по сравнению с другими двигателями.
Тут надо определиться что делать. Оставить так, учтя что при уменьшении давления всё это станет легче и дешевле, или сделать камеры неподвижными а для управления поставить рулевые камеры.
Но это вопрос проектирования.
Как ты планируешь подавать компоненты в рулевые камеры?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как ты планируешь подавать компоненты в рулевые камеры?
С этим проблем как раз нет :) Так же, как в бустерные агрегаты, газики наддува и на рулевые привода. Отбором от основного ТНА.
Я бы для неподвижных КС рассмотрел вариант впрыска горючего в сопло :oops:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как ты планируешь подавать компоненты в рулевые камеры?
По трубам. Примерно как на РД-107/108. А что?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Я бы для неподвижных КС рассмотрел вариант впрыска горючего в сопло :oops:
Окислителя. Чтоб лучше испарялся. Лишь бы не загорелось чего.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Кстати да. С ростом давления уменьшается размер КС. поэтому грубо говоря, масса ЖРД в нулевом приближении от давления в КС не зависит.
От давления зависит, конечно, масса ТНА, газика и трубопроводов.
Однако двигатели с высоким давлением имеют бОльшую удельную массу чем с умеренным давлением.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Завтра если надо могу посчитать, чего получится.
Какое давление в КС считать?
Ну возьми диапазон 120-180 атм. Выбери что получится лучше.
А можно три рассчёта для 120, 150 и 180 атм.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
От давления зависит, конечно, масса ТНА, газика и трубопроводов.
Там те же причины, что и в камере - поэтому в том же приближении не зависит.
Цитироватьavmich пишет:
Там те же причины, что и в камере - поэтому в том же приближении не зависит.
С газиком я дал маху, признаю.
Но с ТНА-то и трубопроводами что не так?
Сечение трубопровода определяется расходом и допустимой скоростью движения жидкости (выбирают из диапазона 10...15 м/с). Соответственно при повышении давления толщина стенки и масса растут.
Также непонятно, почему масса ТНА не увеличится.
ЦитироватьСтарый пишет:
Окислителя. Чтоб лучше испарялся. Лишь бы не загорелось чего.
Там же пристеночный слой с избытком горючего :oops: Полыхнёт же...
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
до 8шт
хотя 8шт не влезет
максимум 6
8411 кг на ГПО-1800, вполне достаточно.
А ноо сколько бы вышел сункар с 2, 3, 4, 6 ускорителями от союза?
Если не сложно посчитать, спасибо
НОО 200*200 км * 51 град. с Байконура:
С двумя: 20437 кг
С тремя: 21991 кг
С четырьмя: 23509 кг
С пятью: 24991 кг
С шестью: 26433 кг
Что мешает, в список сравнения потенциальных возможных ускорителей для РН Союз-5 ( Сункар) к обсуждаемым ТТУ и ББ С2, добавить ускорители на РД-193 (191) ?
http://www.i-mash.ru/news/nov_predpr/61748-sozdat-raketu-gruzopodemnostju-do-50-tonn-pomogut.html
"Есть идея использовать двигатель РД-193 в качестве навесного стартового ускорителя, что может обеспечить достаточно быстрое, в течение пять лет, создание мощной ракеты грузоподъемностью до 50 тонн. Прототипом центрального блока может стать находящаяся в эксплуатации ракета-носитель "Зенит" с маршевым двигателем РД-171М на первой ступени", - цитирует агентство текст тезисов.(Январь 2015г.)
ЦитироватьАндрей Иванов пишет:
Что мешает, в список сравнения потенциальных возможных ускорителей для РН Союз-5 ( Сункар) к обсуждаемым ТТУ и ББ С2, добавить ускорители на РД-193 (191)
Цена рд 193
А пятьдесят тонн обеспечивается и без ускорителей
Триблоком
Опять лес дорогущих сосисок понапридумывают
Товарищи! Вот такой вот вопрос. Я из справочников узнал, что растворимость гелия в НДМГ по сравнению с азотом при прочих равных раз в 20 хуже. Вопрос: почему?
На работе мне ответить не смогли, сказали, что просто используют факт и всё. А мне не понятно. :) По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен, азот - тоже не шибко реакционноспособен.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен
Не приходило в голову то, почему у гелия температура испарения такая низкая? ... Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьАндрей Иванов пишет:
Что мешает, в список сравнения потенциальных возможных ускорителей для РН Союз-5 ( Сункар) к обсуждаемым ТТУ и ББ С2, добавить ускорители на РД-193 (191)
Цена рд 193
А пятьдесят тонн обеспечивается и без ускорителей
Триблоком
Опять лес дорогущих сосисок понапридумывают
Это ложное возражение с вашей стороны J
Вы не знаете реальной цены. Нет цены, нет аргумента.
Для чистоты сравнения добавьте и НК-33 в составе 1-й ступени С-2.1в
Получите, и С5 ( РН Сункар) и ББ к нему, с одной "конторы" ... тс из одних ворот..
ЦитироватьНаперстянка пишет:
Не приходило в голову то, почему у гелия температура испарения такая низкая? ... Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
Не приходило. Объясните мне!
П. С. мерси за обращение "ваше" :)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! Вот такой вот вопрос. Я из справочников узнал, что растворимость гелия в НДМГ по сравнению с азотом при прочих равных раз в 20 хуже. Вопрос: почему?
На работе мне ответить не смогли, сказали, что просто используют факт и всё. А мне не понятно. :) По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен, азот - тоже не шибко реакционноспособен.
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
ЦитироватьНаперстянка пишет:
Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
Ваша "гениальность" просто выносит мозг.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Окислителя. Чтоб лучше испарялся. Лишь бы не загорелось чего.
Там же пристеночный слой с избытком горючего :oops: Полыхнёт же...
Блинн... :( Я так и знал... :( #опой чуял... :(
А может ничего страшного? :oops: Давления и температуры то уже не те? На Титанах вон азотный тетроксид впрыскивали, а РДТТшный газ наверно восстановительный... :oops:
ЦитироватьСтарый пишет:
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм.
Просто очевидная модель - чем мельче атом, тем больше влезет - даёт НЕВЕРНЫЙ ответ. И, к сведению Наперстянки, не я один такой. Наши расчётчики, как я выше писал, тоже объяснить это не могут (хотя и твёрдо знают).
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм. .
Не знаю. Я сам не знал, мне сказали - я поверил.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Завтра если надо могу посчитать, чего получится.
Какое давление в КС считать?
Ну возьми диапазон 120-180 атм. Выбери что получится лучше.
А можно три рассчёта для 120, 150 и 180 атм.
А что у нас с удельными импульсами то? На 300/330 можно надеяться? :oops:
Брюгге вон для Мерлинов http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_1/Falcon-9/Merlin/index.htm уже приводит 282/320 или 289/312. Неужели за счёт увеличения давления в полтора раза и исключения потерь на привод ТНА не дожмём до 300/330? :oops:
ЦитироватьСтарый пишет:
А что у нас с удельными импульсами то? На 300/330 можно надеяться? :oops:
Я тут начало отпуска отмечаю :oops: Можно, завтра вечером посчитаю?
Или сейчас маткадовские файлы скину? ?:)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Просто очевидная модель - чем мельче атом, тем больше влезет - даёт НЕВЕРНЫЙ ответ.
Еще какой неверный.
Достаточно сравнить например растворимость в воде азота (0,015 частей на одну часть воды, по объему) и аммиака (700! частей).
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Еще какой неверный.
Ок. Я ж согласен. ПОЧЕМУ?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Еще какой неверный.
Ок. Я ж согласен. ПОЧЕМУ?
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
Магия?! :cry:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Магия?! :cry:
Одна из многих "магий", как например температура кипения веществ.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
Магия?! :cry:
ну с "не обнаружено существенных закономерностей" - это сильно сказано ; ) - хотя растворимости действительно считать умеют пока не очень хорошо. Растворение и сольватация - это большая серьезная область. Вообще говоря, за исключением очень особых случаев в растворителе нет готовых полостей-мест для молекул растворяемого вещества, последние практически всегда намного больше чем якобы пустоты между атомами молекул растворителя. Поэтому обычно механизм раствореня рассматривают состоящим из двух стадий:
- образование полости в растворителе. Это энергозатрантый и соответственно термодинамически невыгодный процесс, поскольку сопровождается разрывом контактов молекул растворителя.
- сольватация растворяемой молекулы, образование новых контактов - уже ее с растворителем.
Термодинамика растворения зависит от баланса энергетики первой и второй стадии. А эта энергетика складывается из
- неспецифических универсальных т.н. дисперсионных сил, - нехимического притяжения любых двух молекул (из-за случайных тепловых геометрических искажений-смещений ядер и электронных оболочек любой атом и любая молекула стохастически становится небольшим диполем; этот диполь в свою очередь наводит диполь в соседней молекуле - и получается небольшое притяжение; сжижение и замерзание инертных газов обусловлено исключительно этим механизмом).
- специфические взаимодействия, - подобие слабых химических связей, за счет взаимодействия имеющихся в молекуле локальных зарядов разного знака, донорно-акцепторные связи за счет перекрывания некоторых способных к этому электронных оболочек и обобществления электронов, особенно эффективны т.н. водородные связи - если во взаимодействующих молекулах есть поляризованные водороды (протоны) и электроотрицательные атомы (кислород, азот, хлор, сера).
Гелий способен только на дисперсионные взаимодействия, но и здесь он в пролете из-за самой компактной и жесткой электронной оболочки; это хорошо демонстрирует его температура кипения. После образования полсоти ему просто нечего предложить взамен НГМД с его водородными связями. А вот аммиак и вода - вобще родственники, и то, что теряется, когда вода разрывает существующие в ней водородные связи, готовя место для молекулы аммиака, отлично компенсируется новыми водородными связями протонов воды с азотом аммиака и протонов аммиака с кислородом воды.
Но это конечно грубая схема, часто баланс оценить теоретиченски очень сложно, и старое доброе правило - подобное растворяется в подобном - все еще актуально.. особенно много чудес в растворителях типа воды, которые могут образовывать трехмерную стеку водородных связей
ЦитироватьСтарый пишет:
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
У водорода растворимость в два раза выше, чем у гелия.
ЦитироватьDiZed пишет: особенно много чудес в растворителях типа воды, которые могут образовывать
трехмерную стеку водородных связей
Вот
типа - как раз помянутый аммиак, растворяющий щелочные металлы..А как уж ДМСО - ухитрившийся в смеси с CCl4 оторвать хлор..и железка в этой смеси стала растворяться.. :)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Цитироватьavmich пишет:
Там те же причины, что и в камере - поэтому в том же приближении не зависит.
С газиком я дал маху, признаю.
Но с ТНА-то и трубопроводами что не так?
Сечение трубопровода определяется расходом и допустимой скоростью движения жидкости (выбирают из диапазона 10...15 м/с). Соответственно при повышении давления толщина стенки и масса растут.
Также непонятно, почему масса ТНА не увеличится.
Мда, похоже, я ошибся :) . Не надо забывать о различиях между газом и жидкостью.
У меня получается, в нулевом (тм) приближении для газов нет зависимости массы контейнера от давления, для жидкостей - линейная. Контейнеры, конечно, рассчитаны на фиксированную массу содержимого (газа или жидкости).
Ещё раз, виноват! похоже, моя ошибка :) .
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм. .
Не знаю. Я сам не знал, мне сказали - я поверил.
В кои веки Старый признаёт пределы своим знаниям - и тут приходится возразить :( . Владимир, у тебя же вполне приличное физическое чутьё? Уж гипотезу-то высказать?
Моё отфонарное подозрение :) - что играют роль следующие механизмы. Во-первых, чем меньше молекула - тем выше её скорость, что может приводить к разделению веществ. Можно представить, что получится при смешении, да?
Во-вторых, при различиях гелия и водорода - а также азота и аммиака - важны способности молекул к поляризации - а как только вступают в дело электромагнитные силы, они начинают сильно менять картину. Аммиак растворяется в воде хорошо потому, что связывается с диполями молекул воды гораздо активнее, чем сравнительно слабо электризуемый азот. Точно также гелий держит свою оболочку сильнее, чем атомы водорода даже в симметричной молекуле - поэтому растворимость гелия и водорода различаются.
Теперь завершаю выступление теоретика, и прячусь от летящих стульев :) .
ЦитироватьDiZed пишет:
старое доброе правило - подобное растворяется в подобном - все еще актуально..
Это касается полярных-неполярных растворителей, или вообще правило широкого применения?
Цитироватьavmich пишет:
В кои веки Старый признаёт пределы своим знаниям
Если меня поставить к стенке, навести пулемёт и сказать: Назови хоть одного игрока российской сборной по футболу или хоккею или скажи где и когда следующий чемпионат мира по хоккею - даём миллион, то я рвану рубаху и отвечу: Давайте так, гады, всё равно не скажу!
:)
(О том что следующий чемпионат по футболу - в России, я узнал случайно, а так бы и про него не знал. Но дату начала всё равно не знаю)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
НЯП, пока не обнаружено никаких существенных закономерностей. Просто определяется отдельно для каждой пары веществ и всё.
Магия?! :cry:
Всего-лишь квантовая электродинамика.
Наверное можно назвать и магией...
Цитироватьavmich пишет:
ЦитироватьDiZed пишет:
старое доброе правило - подобное растворяется в подобном - все еще актуально..
Это касается полярных-неполярных растворителей, или вообще правило широкого применения?
полярные-неполярные - так тоже при прикидках расуждают, но это совсем грубо и не всегда работает; протонокацепторы и протонодоноры могут быть сходны по полярности, но можно ожидать, что пара прртоноакцептор-протонодонор будет иметь существенные преимущества из-за возможности образования упомятутых водородных связей. поэтому "подобное в подобном" лучше рассматривать именно как близкое подобие, включающее в себя не только полярность, но и специфику, включающую донорно-акцепторность. но вобще там очень много чудес ; ) т.н. гидрофобные эффекты например, клатраты, включая газовые гидраты, - лед, стстоящий из углеводородов и воды, плавящийся выше нуля, еще фторсодержащие соединения ведут себя аномально из-за малого размера атома фтора и высокой электронной плотности на нем. т.е. да, на пальцах сольватация плохо оценивается - но часто приходится ; )
а вот растворение щелочных металов в аммиаке -это уже не сольватация, а собственно химическая реакция образования амида натрия, аналогичная образованию щелочи при расторении в воде. Хотя да, границу сольватацией и химической реакцией иногда однозначно провести нельзя.
upd - да, полистал литературу - оказывается в натрий-аммиачной системе не только соединение, но и комплексы, да еще с электронной проводимостью; этого я уже не помнил.. занятно!
ЦитироватьСтарый пишет: (О том что следующий чемпионат по футболу - в России, я узнал случайно, а так бы и про него не знал. Но дату начала всё равно не знаю)
Старый, не горюй - звоню в Подмосковье и узнаю, что житель Ступино не знает о упразднении района и подчинении города области..а что там футбол - он не всех трогает..разве кроме трепотни и затрат на ЧМ-18..
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьНаперстянка пишет:
Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
Ваша "гениальность" просто выносит мозг.
Это кто там бухтит?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьНаперстянка пишет:
Не приходило в голову то, почему у гелия температура испарения такая низкая? ... Ваше образование, мягко выражаясь, вызывает недоумение.
Не приходило. Объясните мне!
П. С. мерси за обращение "ваше" :)
У гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости, как в других атомах.
ЦитироватьНаперстянка пишет:
У гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости, как в других атомах.
гм.. честно говоря, не понимаю, что вы имеете в виду и не помню чтобы встречал такую трактовку. наверное можно сказать, что уникальная "жесткость", низкая поляризуемость его электронной оболочки с единственной и полностью заполненной орбиталью в основном состоянии приводит к тому, что дисперсионные взаимодействия его атомов самые низкие из возможных. это да, и поэтому он сжижается при самой низкой температуре и остается жидкостью при обычном давлении вплоть до абсолютного нуля, - т.е. до температуры когда ее поведение всецело определяют квантовые эффекты. энергия молекулы в такой жидкости ниже, чем вращательные и колебательные уровни - поэтому, условно говоря, у них нет возможности, нет сил толкаться, обмениваться импульсом, и их движение становится квантово коррелированным, происходит бездиссипативно, они не мешают, не могут мешать друг другу, что синонимично сверхтекучести
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
А какие параметры должны быть у такого "простого и дешёвого" движка, не хотел бы обнародовать?
Запросто. Давление в КС примерно 120-150 атм, УИ примерно 300-330 сек.
Неправильные акценты. Надо примерно так:
1. Тяга.
2. Себестоимость единицы тяги.
3. Тяговооружённость двигателя.
4. УИ.
5. "Эргономика" (Габариты, кратность включения, удобство стыковки, крепления, обслуживания и т.д.)
Тяга и габариты примерно как у РД-171. Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
Сухая масса меньше чем у РД-171, может быть раза в полтора.
Тяга - ежли только примерно.
Связка 4-х существующих может дать её лишь при условии доработки.
Благо, с тех пор 50 лет прошло, можно было б чегой-то на сей счёт измыслить чуть поболе существующих модернизаций.
В крайнем случае, взять хотя бы за основу.
Их.
С габаритами так.
4 НК-33 можно примерно упихнуть в габарить РД-171.
При условии качания каждого только по одной оси.
РД-253 потребовал бы перекомпоновки.
Но.
Примерно такой, как была в раннем варианте движка, с "вертикальным" размещением агрегатов. Видимо, сперва предполагалась плотная связка.
http://lpre.de/energomash/RD-253/img/RD-253_e.jpg
В крайнем случае, можно было бы и обтекатели соорудить. На размер стола это не повлияет.
Тяговооружённость и РД-253(+), и НК-33, изначально выше РД-171 минимум в 2 раза.
ЦитироватьЦитироватьДавление в КС - это лишь производная данных величин. Вообще никуда.
Для кого как. Для Энергомаша - чуть ли не основной параметр, предмет фетиша.
Так ты о предмете фетиша Энергомаша, или о двигателях?
ЦитироватьСтарый пишет:
Можно предположить что агрегат с меньшими удельными параметрами будет надёжнее чем с более высокими удельными параметрами. Типа двигатель обычного автомобиля надёжнее чем болида формулы 1.
Опять же.
Надёжность узла/агрегата/машины определяется их удельными параметрами только на срезе существующего уровня технологий.
ЗЫ. Кстати, что ты подразумеваешь под надёжностью?
Сдаётся, что мы снова говорим на разных языках.
Спойлер
Ну, и ващще.
Двигатель обычного автомобиля не так уж надёжнее двигателя болида Формулы-1, в заданных границах их использования. То есть, в расчётных значениях нагрузок и ресурса того, и того.
Сейчас двигатели Формулы меняют примерно раз в сезон. Тогда, как ещё 20 лет назад, - после 2-3 гранпри.
Но это действительно - край технологий. А массовый движок обычного автомобиля - вылизан просто донельзя, и производится десятками миллионов в год. Естественно, при заданных требованиях не надёжности, а ожидаемого ресурса. Автомобили с траектории не падают.
Простой пример - двигатель внутреннего сгорания современного мотоцикла.
По надёжности и ресурсу не уступает поршневому авиационному (те застряли где-то на уровне 70-х годов), по энергомассовому совершенству - выше.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Тяга и габаритыпримерно как у РД-171.Двигатель без больших проблем должен устанавливаться на ту же ракету заменив на ней РД-171.
Габариты теми же не будут. Если уменьшить давление в КС (а её размер будет определять размер двигуна в целом) при сохранении тяги, то увеличится размер двигателя.
Тем не менее, по диаметру среза сопел, и РД-171, и РД-253, и НК-33 - идентичны. :)
Вы, вероятно, имели в виду равенство удельных тяг (или УИ)?
Так это пустое, бросьте.
Для ДУ первой ступени, данный параметр является второстепенным.
А речь, как я понял, именно о ней.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Один из основных. Энергомаш закладывает высокие требования к изделию и их достигает, обеспечивая при этом высокую надёжность.
ЦитироватьСтарый пишет:
Ох, о надёжности лучше не вспоминать дабы не накаркать.
А уж о стоимости - тем более.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Накаркать - понятие не техническое [IMG]
РД-180 доказали надёжность схемы с окислительным газом из кислорода.
И то, и то верно.
До тех пор, пока РД-180 производятся по американским стандартам QC/QA.
Ну, и цена посему соответствующая (12 млн. долл. за двигатель на 2013-14 г., емнис).
Начнём делать "для себя" - будет как всё и везде.
МСМ.
:(
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Так понятно, что степень расширения сопла уменьшится.
Я в голове всё представляю примерно так: чтобы получить ту же тягу при меньшем давлении, надо увеличить площадь КС, а значит, и её размеры.
А я представляю что надо увеличить площадь критического сечения. Размер форсуночнй головки остаётся прежним.
Вопрос: а зачем надо получать ту же тягу при меньшем давлении?
Связка из 4-х упомянутых выше однокамерных двигателей вполне достаточна для подъёма ракеты типа Зенита.
РД-171 для неё - несколько избыточен.
Или речь идёт о более тяжёлом носителе?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Товарищи! Вот такой вот вопрос. Я из справочников узнал, что растворимость гелия в НДМГ по сравнению с азотом при прочих равных раз в 20 хуже. Вопрос: почему?
На работе мне ответить не смогли, сказали, что просто используют факт и всё. А мне не понятно. :) По идее, атом гелия меньше, чем молекула азота. И атомов гелия должно влазить в НДМГ соответственно больше. Гелий - интертен, азот - тоже не шибко реакционноспособен.
Какая растворимость "в 20 раз" имеется в виду? Массовая или молярная?
.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Говорят чем больше разница молекулярных масс газа и жидкости тем хуже растворимость. Молекулярная масса азота гораздо ближе к молекулярной массе НДМГ чем молекулярная масса гелия. Поэтому и растворимость азота лучше.
Владимир, скорее всего, так и есть. Но почему? Это ж всё наблюдение и не больше. Тсзть, наглядный бы механизм.
Просто очевидная модель - чем мельче атом, тем больше влезет - даёт НЕВЕРНЫЙ ответ. И, к сведению Наперстянки, не я один такой. Наши расчётчики, как я выше писал, тоже объяснить это не могут (хотя и твёрдо знают).
Это всего лишь свойство растворяемого вещества образовывать комплексные (нестойкие) соединения с растворителем.
У гелия, даже в молярном отношениии, такое свойство в НДМГ на порядок меньше, чем у азота, вследствие чрезвычайно малой поляризуемости молекулы.
Она, в отличие от азота, одноатомная :).
Спойлер
Потому, кстати, гелий используют для глубоководных дыхательных смесей вместо азота.
ЦитироватьDiZed пишет:
ЦитироватьНаперстянка пишет:
У гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости, как в других атомах.
гм.. честно говоря, не понимаю, что вы имеете в виду и не помню чтобы встречал такую трактовку....это да, и поэтому он сжижается при самой низкой температуре и остается жидкостью при обычном давлении вплоть до абсолютного нуля, - т.е. до температуры когда ее поведение всецело определяют квантовые эффекты. энергия молекулы в такой жидкости ниже, чем вращательные и колебательные уровни - поэтому, условно говоря, у них нет возможности, нет сил толкаться, обмениваться импульсом, и их движение становится квантово коррелированным, происходит бездиссипативно, они не мешают, не могут мешать друг другу, что синонимично сверхтекучести
Ув. DiZed, мсм, настолько глубоко не надо.
Кстати, вращательных уровней у гелия нет. :)
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Ув. DiZed, мсм, настолько глубоко не надо.
Кстати, вращательных уровней у гелия нет. :)
угу, и у молекулы (одноатомной) отдельно взятой и колебательных нет, только электронные. и в газовой фазе его энергетика отлично моделируется идеальным газом и тремя степенями свободы. но, насколько я представляю, квантование уровней у жидкого гелия, т.е. у конденсированной фазы, описывается как фононы (что можно интерпретировать как колебательные уровни квазичастицы), и ротоны (анаологи вихрей, которые опять же интерпретируются как вращательные). хотя это конечно да, уже совершенно не по сабжевому вопросу
про растворимости - я на досуге прикинул цифры, вспомнив молодость ; ) -
если по табличным данным, то энергия Гиббса сольватации гелия в гексадекане, ДМСО и бензоле соответственно 20.9, 25.9 и 23.5 кдж/моль. У азота соответственно 16.6, 23.3 и 19.1. т.е. отличаются на dG=2.6 ...4.3 килоджоуля. тогда отношение растворимостей сN2/cHe=exp(dG/RT) или 3 .. 6 раз в мольных (или объемых)долях, или 20..40 раз в массовых. Вообще говоря, если в таких оценках попадаем в порядок - это уже хорошо ; ). Т.е. да, растворимость гелия на порядок ниже азтоа - это следует полагать системным правилом.
если нет справочных данных - оценить свободные энергии сольватации можно из корреляционных уравнений; для дисперсионных взаимодействий там линейная зависимость от молекулярного объема, а еще лучше - от молекулярной рефракции; поскольку рефракция - это взаимодействие света с электронными оболочками вещества, и поляризуемость, отвечающая за дисперсионные вз-действия - тоже способность электронных оболочек к взаимодействию. MR=M/d*(n^2-1)/(n^2+2), n - показатель преломления, d-плотость. у гелия рефракция MR вроде ок. 0.54 , у азота - 6.2 (см^3/моль). уравнение для стандартного растворителя циклогексана имеет вид dG=15-0.74*MR, и получаем ~ 15 для гелия и 11 для азота; разница та же - ок. 4-х килоджоулей, что дает тот же примерно порядок в абсолютных растворимостях при нормальных условиях.
считал на коленке из первых попавшихся данных, поэтому никаких претензий на точность, только для иллюстрации - что из чего растет. Т.е. общая идея - для инертной молекулы энергия сольватации определяется дисперсионными взаимодействиями и пропорциональна ее объему (молекулярная рефракция тоже имеет размерность объема), абсолютная растворимость газа экспоненциально зависит от свободной энергии сольватации его молекул в растворителе. Оценка абсолютных растворимостей так получается обычно плюсминискилометр, т.е. практически бессмысленной, но сопоставление для двух не слишком разных веществ (иногда) более-меее корректно ; ) - ну и есть более точные (но и более муторные) модели
ЦитироватьDiZed пишет:
Т.е. да, растворимость гелия на порядок ниже азтоа - это следует полагать системным правилом.
А еще и скорость звука в гелии выше.
Это тоже известно давно и используется в РКТ.
ЦитироватьШтуцер пишет:
А еще и скорость звука в гелии выше.
Это тоже известно давно и используется в РКТ.
угу, молекула легкая; но это хорошо считается теоретически, и в водроде еще выше. а вот растворяться водород должен лучше чем гелий
ЦитироватьDiZed пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Ув. DiZed, мсм, настолько глубоко не надо.
Кстати, вращательных уровней у гелия нет. :)
угу, и у молекулы (одноатомной) отдельно взятой и колебательных нет
Это была просто подначка. Для следующей порции попкорна.
Итак, Вы собираетесь растворять в НДМГ гелий в конденсированном состоянии, я правильно понял? ;)
Цитировать хотя это конечно да, уже совершенно не по сабжевому вопросу
Изначально так.
Прочитайте ещё раз вопрос, пожалуйста.
ЦитироватьDiZed пишет:
ЦитироватьШтуцер пишет:
А еще и скорость звука в гелии выше.
Это тоже известно давно и используется в РКТ.
угу, молекула легкая;
Лёгкая, и что из этого следует?
Цитироватьа вот растворяться водород должен лучше чем гелий
Почему? ;)
сабжевый вопрос подразумевал растворение гелия в нгмд при температурах несопоставимых с абсолютным нулем; никакого значения квантовые эффекты и квантование уровней там играть не будут, взаимодействие его с растворителем всецело определяется дисперсионными силами.
ответвление про низкие температуры обозначило тов. наперстянка; я исключительно пытался уловить смысл фразы "у гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости".
если хотите поговорить за степени свободы в растворе - то в конденсированном состоянии (в т.ч. в растворе) рассматривать индивидуальную молекулу нельзя, надо бы - весь ансамбль, но достаточно рассматривать молекулу и ее окружение как некую квазичастицу, которой можно приписать и колебательные, и вращательные степени свободы, и которая обменивается энергией фононами; эффективная масса и размер такой квазичастицы будет в несколько раз выше, чем собственно молекула. т.е. да, поскольку гелий в растворе сольватирован - то не должен рассматриваться как одноатомная молекула, но как часть молекулярного комплекса, и соответственно может и в хороводе участвовать. т.е. про одноатомную молекулу и соответственно отсуствие вращательных и колебательных степеней свободы можно говорить только в газовой фазе, в конденсированной это теряет смысл. но еще раз - да, на сабж это никак не влияет.
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Лёгкая, и что из этого следует?
Цитироватьа вот растворяться водород должен лучше чем гелий
Почему? ;)
1 - ну это несерьезно.. потому что скорость звука в газе пропорциональна (корню) из отношения показателя адиабаты к молекулярной массе; первое больше у водорода, второе - у гелия, соответственно оба фактора определяют обозначенное соотношение.
2 - про расторимость - я выше писал; у водорода существенно больше молекулярный объем (и молекулярная рефракция) и соответственно поляризуемость; свободную энергию сольватации можете смело полагать линейно зависящей от этих параметров, я выше корреляцию привел (только тссс.. это секретная формула, в учебниках пока не найдете ; ), можете количественно оценить, мне лень..
ЦитироватьDiZed пишет:
сабжевый вопрос подразумевал растворение гелия в нгмд при температурах несопоставимых с абсолютным нулем; никакого значения квантовые эффекты и квантование уровней там играть не будут, взаимодействие его с растворителем всецело определяется дисперсионными силами.
ответвление про низкие температуры обозначило тов. наперстянка; я исключительно пытался уловить смысл фразы "у гелия дисперсионные силы создают сверхтекучесть кроме вязкости".
если хотите поговорить за степени свободы в растворе - то в конденсированном состоянии (в т.ч. в растворе) рассматривать индивидуальную молекулу нельзя, надо бы - весь ансамбль, но достаточно рассматривать молекулу и ее окружение как некую квазичастицу, которой можно приписать и колебательные, и вращательные степени свободы, и которая обменивается энергией фононами; эффективная масса и размер такой квазичастицы будет в несколько раз выше, чем собственно молекула. т.е. да, поскольку гелий в растворе сольватирован - то не должен рассматриваться как одноатомная молекула, но как часть молекулярного комплекса, и соответственно может и в хороводе участвовать. т.е. про одноатомную молекулу и соответственно отсуствие вращательных и колебательных степеней свободы можно говорить только в газовой фазе, в конденсированной это теряет смысл. но еще раз - да, на сабж это никак не влияет.
за что еще поговорить хотите? ; ) попкорн я тоже люблю, да
Из википедии: "Дисперсионные силы универсальны (то есть проявляются во всех случаях), так как они обусловлены взаимодействием атомов и молекул друг с другом за счёт их дипольных моментов, собственных или взаимоиндуцированных. Считается, что дисперсионная энергия не имеет классического аналога и
определяется квантово (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B2%D0%B0%D0%BD%D1%82%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D1%8F_%D0%BC%D0%B5%D1%85%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%B0) механическими флуктуациями (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BB%D1%83%D0%BA%D1%82%D1%83%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F) электронной плотности (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AD%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BF%D0%BB%D0%BE%D1%82%D0%BD%D0%BE%D1%81%D1%82%D1%8C). Мгновенное распределение заряда одного атома или молекулы, характеризуемое мгновенным дипольным моментом, индуцирует мгновенный дипольный момент в другом атоме или молекуле[2] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%94%D0%B8%D1%81%D0%BF%D0%B5%D1%80%D1%81%D0%B8%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B5_%D1%81%D0%B8%D0%BB%D1%8B#cite_note-hes-2)". И того, я вижу, что дисперсионная сила есть проявление квантовой силы, причем они не синонемичны, а идентичны. Я тоже считаю, что дисперсионная энергия есть квантованная энергия. Правда у меня в нашем грешном мире ничего мгновенно совершаться не может со всеми вытекающими синусоидальными последствиями, но то, что в в мире дисперсионного "хаоса" все упорядочено свойствами квантованных переходов, этажей и полок, то это для меня очевидно. Поэтому, строго говоря, сверхтекучесть не есть ответвление от физики плазмы.
ЦитироватьНаперстянка пишет: ...
пардон, но вы валите все в кучу. и некоторые сочетания терминов у вас выглядят.. стохастическими - плюс уводят тему в глубокий оффтоп; я вообще не предполагал ничего кроме подкинуть для Александр Хороших инфу из области, с которой профессионально знаком. но я ценю ваш интерес! я и сам на этом форуме слегка залип, потому что весьма далекая область - но занятно! особенно последнее время, когда в теме космических полетов новая движуха обозначилась.
по сабжу - насколько я представляю, в общем случае просто нет необходимости для введения дисперсионных взаимодействий в модель сверхтекучести; хотя бы потому, что этот эффект и в очень разреженных газах наблюдается - а на таких дистанциях диполь-дипольные взаимодействия немыслимы. при этом я могу придумать ситуацию, когда они (со)участвуют: сверхтекучесть гелия-3, актомы которого сами по себе фермионы, но образуют при сверхнизких температурах пары наподобие куперовских и в таком виде обретают способность формировать конденсат Бозе-Эйнштейна. вот там в качестве механизма взаимодействия при образовании пар ничего кроме дисперсионных взаимодействий мне в голову не приходит; но так ли это - понятия не имею, и сильного желания разбираться - тоже, это весьма далеко от области моих интересов (хотя много ближе, чем ракетаня техника).. в отличие от сольватации и всех ее механизмов ; )
ЦитироватьDiZed пишет:
я вообще не предполагал ничего кроме подкинуть для Александр Хороших инфу из области, с которой профессионально знаком.
Скажите, а теоретически какие газы хуже всего растворимы в азотном тетраоксиде и несимметричном диметилгидразине, а какие газы растворяются лучше всего?
При условиях: температура от 5 до 30 град Цельсия, давление 2 кг/см2 и 15 кг/см2.
Где то у меня отложилось, что некоторые фреоны растворяются достаточно хорошо.
я наверное размашисто сформулировал; я профессионально знаком с областью "межмолекулярные взаимодействия в растворах" и работал преимущественно с неполярными растворителями, в рамках подхода по экспериментальному вычленению энергетических параметров отдельных составляющих сольватации (дисперсионных, специфических, водородных связей, гидрофобного эффекта), поэтому на оракула не претендую ; ) - тем более что знаю цену подобным прогнозам. поэтому когда мне нужен подходящий растворитель для нового вещества - я беру батарею бутылок, и начинаю пробовать - почти как тот эдиссон ; ). обычно это эффективнее, чем сразу начинать возиться с громоздкими формулами на основе часто сомнительно определенных параметров. но фреоны да, должны растворяться существенно лучше того же азота, - в первом приближении пропорционально опять же их мольному объему.. вот только они будут в N2O4 стабильны? разве что сильно фторированные.. я бы так сразу их туда совать не стал, ожидая, что и фосген может попереть ; ). и в НДМГ.. все же кислота и основание льюйсовы, смола не полезет? менее растворимое чем гелий вы вряд ли что найдете
ну и следует учитывать, что растворение газа в жидкости - это одно, а жидкости в жидкости - другое; если расторяемый компонент, как некоторые фреоны, может образовывать при данных температуре и давлении жидкую фазу - то его предельная концентрация в расторителе будет ограничена образованием фазы жидкого фреона, расслоением системы (и может оказаться очень низкой)
ЦитироватьDiZed пишет:
ЦитироватьНаперстянка пишет: ...
пардон, но вы валите все в кучу. и некоторые сочетания терминов у вас выглядят.. стохастическими - плюс уводят тему в глубокий оффтоп; я вообще не предполагал ничего кроме подкинуть для Александр Хороших инфу из области, с которой профессионально знаком. но я ценю ваш интерес! я и сам на этом форуме слегка залип, потому что весьма далекая область - но занятно! особенно последнее время, когда в теме космических полетов новая движуха обозначилась.
по сабжу - насколько я представляю, в общем случае просто нет необходимости для введения дисперсионных взаимодействий в модель сверхтекучести; хотя бы потому, что этот эффект и в очень разреженных газах наблюдается - а на таких дистанциях диполь-дипольные взаимодействия немыслимы. при этом я могу придумать ситуацию, когда они (со)участвуют: сверхтекучесть гелия-3, актомы которого сами по себе фермионы, но образуют при сверхнизких температурах пары наподобие куперовских и в таком виде обретают способность формировать конденсат Бозе-Эйнштейна. вот там в качестве механизма взаимодействия при образовании пар ничего кроме дисперсионных взаимодействий мне в голову не приходит; но так ли это - понятия не имею, и сильного желания разбираться - тоже, это весьма далеко от области моих интересов (хотя много ближе, чем ракетаня техника).. в отличие от сольватации и всех ее механизмов ; )
Еще раз из справочника: " дисперсионная энергия не имеет классического аналога и определяется квантово механическими флуктуациями электронной плотности ". Объекты квантовой физики тут присутствуют, это неоспоримый факт. То, что дипольных взаимодействий не существует в разряженных газах,- никем не доказано, хотя вы сами упоминали некие "квазичастицы" и "весь ансамбль". Поэтому надо дать возможность Александру изобрести межзвездный двигатель, управление которым осуществляется изменением химического "ансамбля" звездолета по подобию взаимодействия звезд с различным химическим составом. И вообще, лучше иметь одну формулу, чем тысяча.
ЦитироватьDiZed пишет:
вот только они будут в N2O4 стабильны?
Припоминаю, что для N2O4 для этих целей пригоден веселящий газ. ;)
Вообще эти вопросы были актуальны при проработке систем наддува двигательных установок тяжелых космических аппаратов. И намаловажны также при решении вопросов заправки.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Припоминаю, что для N2O4 для этих целей пригоден веселящий газ. ;)
угу, по стабильности он там как родной; но по растворимости.. он же еще и полярный немного.. с другой стороны он в такой системе совсем не чужой, сам тоже окислитель, можно заранее насытить систему, хоть 10% закачать, хоть даже больше.. в общем да, интересно. но для НДМГ боюсь ничего лучше гелия или азота не придумать
upd - хотя.. а если по аналогии - легкие углеводороды? ; ) этан? пропан? правда растворимость тоже наверное будет уже изрядная
upd2 - еще вариант газов наддува для первой ступени на этой высосокипящей паре; сжатый кислород и сжатый метан. метан кстати и для наддува керосина подходит ; )
ЦитироватьDiZed пишет:
но для НДМГ боюсь ничего лучше гелия или азота не придумать
Смотря для каких случаев. Я об этом.
ЦитироватьШтуцер пишет:
эти вопросы были актуальны при проработке систем наддува двигательных установок тяжелых космических аппаратов
И в частности о "безнаддувных" системах наддува. И тут ключевую роль играет, имеется ли в баке изолирующее вытеснительное устройство или нет.
ЦитироватьШтуцер пишет:
И в частности о "безнаддувных" системах наддува. И тут ключевую роль играет, имеется ли в баке изолирующее вытеснительное устройство или нет.
о, вот да, я встречал упоминания - но не понял, как это выглядит? металлические сильфоны? неужели пластиковые (армированные?) мешки?
еще любопытно - вот вроде же правда, можно насытить высококипящий компонент низкокипящей примесью с той же функцией, создающей при испарении некоторую подушку и давление; вроде бы такая газировка может по крайней мере сократить требуемое количество вытесняющего газа. но очевидно, что газирока очень склонна к кавитации; насколько это критично? вот кислород и водород жидкие, при температуре кипения, не лучше в этом смысле
ЦитироватьDiZed пишет:
, как это выглядит? металлические сильфоны? неужели пластиковые (армированные?) мешки?
Разделитель, как правило стальной или алюминиевый, при длительных сроках эксплуатации. Возможен многослойный металл-пластик.
Если речь о паре АТИН и НДМГ.
ЦитироватьDiZed пишет:
ЦитироватьШтуцер пишет:
Припоминаю, что для N2O4 для этих целей пригоден веселящий газ. ;)
угу, по стабильности он там как родной; но по растворимости.. он же еще и полярный немного.. с другой стороны он в такой системе совсем не чужой, сам тоже окислитель, можно заранее насытить систему, хоть 10% закачать, хоть даже больше.. в общем да, интересно. но для НДМГ боюсь ничего лучше гелия или азота не придумать
upd - хотя.. а если по аналогии - легкие углеводороды? ; ) этан? пропан? правда растворимость тоже наверное будет уже изрядная
upd2 - еще вариант газов наддува для первой ступени на этой высосокипящей паре; сжатый кислород и сжатый метан. метан кстати и для наддува керосина подходит ; )
There were in USA talks about project with aim to make a rocket stage having single tank with fuel/oxidizer mixture inside. Pair they considered safe to use was N2O/C2H4(ethene). Did anything came out of it or does it have potential to ever fly I do not know but it is closest thing that crossed my mind reading this thread. N2O4 is not anybody friend but will gladly react with anybody and anything you try to mix in with spectacular results so I will not choose to mess around with it unless I really have to.
Цитироватьavmich пишет:
Моё отфонарное подозрение :) - что играют роль следующие механизмы. Во-первых, чем меньше молекула - тем выше её скорость, что может приводить к разделению веществ. Можно представить, что получится при смешении, да?
Ну, это слишком умозрительно.
Можно привести обратные примеры. Но, в целом, правило такое существует.
ЦитироватьВо-вторых, при различиях гелия и водорода - а также азота и аммиака - важны способности молекул к поляризации - а как только вступают в дело электромагнитные силы, они начинают сильно менять картину. Аммиак растворяется в воде хорошо потому, что связывается с диполями молекул воды гораздо активнее, чем сравнительно слабо электризуемый азот. Точно также гелий держит свою оболочку сильнее, чем атомы водорода даже в симметричной молекуле - поэтому растворимость гелия и водорода различаются.
Простите, не прочитал Ваше сообщение сперва (форум творит чудеса иногда).
И написал почти то же самое.
Добавить можно, что кроме электрической природы связи (диполей), растворимость газов определяют ещё и другие факторы.
О которых, впрочем, сейчас говорить нет смысла.
ЦитироватьТеперь завершаю выступление теоретика, и прячусь от летящих стульев :) .
Не надо.
Потому, что - верно.
ЦитироватьDiZed пишет:
сабжевый вопрос подразумевал растворение гелия в нгмд при температурах несопоставимых с абсолютным нулем; никакого значения квантовые эффекты и квантование уровней там играть не будут, взаимодействие его с растворителем всецело определяется дисперсионными силами.
Зачем тогда писать о неких вращательных и колебательных свойствах молекулы гелия?
Не примите за наезд, пожалуйста,
Но жидкий гелий не является в общепринятом понятии жидкостью .
А некой субстанцией под названием "бозе-конденсат", коих в наше время не известно более одной, в макроскопических количествах.
И о которой нет здесь смысла упоминать в свете поставленного вопроса.
.
удалил дубль.
ЦитироватьDiZed пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Лёгкая, и что из этого следует?
Цитироватьа вот растворяться водород должен лучше чем гелий
Почему? [IMG]
1 - ну это несерьезно.. потому что скорость звука в газе пропорциональна (корню) из отношения показателя адиабаты к молекулярной массе;...
А
почему?
Ну, справочники там, формулы... Вероятно, Вам эта тема близка.
А на пальцах, чтоб даже школьнику было понятно, попробуйте.
Постараюсь сделать то же самое, но после Вас. [IMG]
Цитироватьпервое больше у водорода, второе - у гелия, соответственно оба фактора определяют обозначенное соотношение.
Не в тему, но.
Вот есть (при н.у.) газ дейтерий (изотоп водорода-2) и гелий.
Молекулярные массы равны.
Где скорость звука будет больше?
Цитировать2 - про расторимость - я выше писал; у водорода существенно больше молекулярный объем (и молекулярная рефракция) и соответственно поляризуемость.
По-моему, слишком длинно и умнО. Уж простите, "асилить" трудно.
Давайте всё же про азот, гелий и НДМГ.
Тоже всё можно объяснить на пальцах, причём весьма легко.
Для начала, нужно ответить на простой вопрос: почему газы (вещества) вообще сжижаются?
Тут школы немного не хватает, но простое и понятное объяснение всё-таки есть.
О растворимости газов в жидкостях, чтоб поставить точку.
На микроуровне, в масштабах порядка 1 мкм, жидкость (пусть, опять же, при н.у.) представляет собой некую нестойкую кристаллическую структуру, и этим кардинально отличается от газа.
Её узлы там и сям покидают (псевдо) решётку из-за тепловых колебаний, образуя короткоживущие пустоты (дислокации).
Способность газов к растворению как раз и определяется возможностью их молекул заполнить эти пустоты, с образованием, хоть и короткоживущих, но устойчивых связей с соседями. То есть, внедриться в псевдорешётку жидкости.
Азот в НДМГ может это гораздо лучше, чем гелий.
Гелий вообще "не растворяется". Его молекулы просто летают в объёмах, не занятых молекулами НДМГ.
НЕ взаимодействуя с последними, за исключением редких пинков.
Это на пальцах.
:)
ЦитироватьDiZed пишет:
....тем более что знаю цену подобным прогнозам. поэтому когда мне нужен подходящий растворитель для нового вещества - я беру батарею бутылок, и начинаю пробовать - почти как тот эдиссон ; ).
Не спорю, сам такой.
В техдоках одно, а пока не попробуешь - не узнаешь, сколько там брехни, а сколько правды.
Только всё ж основы надо себе хорошо представлять.
"Справочное", бездумное представление о мире, имеет риск затянуть человечество в фазу безнадёжной обскурации.
Я, собственно, об этом.
SGS_67,
"чем меньше молекула - тем выше её скорость, что может приводить к разделению веществ" - "есть такое правило"
нет такого правила, и не говорите, что это про барометрическую формулу, она здесь ни при чем.
"Но жидкий гелий не является в общепринятом понятии жидкостью . А некой субстанцией под названием "бозе-конденсат"
как бозе-конденсат он может рассматриваться только ниже линии фазового перехода в сверхтекучее состояние. до нее- жидкость и жидкость. упоминалось здесь это исключительно в рамках диалога с наперстянка, который упомянул сверхтекучесть в связи с дисперсионными силами.
"Ну, справочники там, формулы... Вероятно, Вам эта тема близка. А на пальцах, чтоб даже школьнику было понятно, попробуйте. "
формула отражает модель; объяснение на пальцах модель огрубляет до неверности. формула скорости звука отражает модель распространения в газе волны адиабатического сжатия; то, что вам вероятно хочется услышать - что скорость звука коррелирует со скоростью теплового двиджения молекул - это даже не модель, а весьма далекое подобие. у водорода (дейтерия) ниже показатель адиабаты, связанный с числом степеней свободы (7/5 D2 vs 5/3 He)
"На микроуровне, в масштабах порядка 1 мкм,"- это не микроуровень, это макроуровень. посчитайте, сколько молекул будет в 1 куб. мкм.
"некую нестойкую кристаллическую структуру," - это бред даже для "структурированных жидкостей" типа воды. жидкость не имеет дальнего порядка, который является определением кристалла.
"Гелий вообще "не растворяется". Его молекулы просто летают в объёмах" - это полная ахинея, попробуйте посчитать размеры этих объемов
ЦитироватьDiZed пишет:
SGS_67 ,
"чем меньше молекула - тем выше её скорость, что может приводить к разделению веществ" - "есть такое правило"
нет такого правила, и не говорите, что это про барометрическую формулу, она здесь ни при чем.
Всё же
есть такое правило.
И оно отражает
физическую сущность явления.
На пальцах, так:
что есть температура газа? Мера средней кинетической энергии (поступательного) движения его молекул.
То есть, скажем, азот и водород при н.у. имеют эту величину практически одинаковой.
А она равна m*V^2/2.
Отношение средних по модулю скоростей в азоте и водороде, таким образом, будет примерно равно квадратному корню из обратного отношения их молекулярных масс. То есть sqrt(28/2) = 3,74.
А скорость звука в газе как раз хорошо соответствует наиболее вероятной (или даже средней) абсолютной скорости молекул в газе. Во всяком случае, пропорциональность там почти точная.
Вот и получим: 334*3,74 = 1250 (м/с). Практически верное значение.
Так вот.
Далее, можно привести пример именно такого разделения веществ (газов), о которой написал
avmich.
Барометрическая формула (опять формула, без какого-либо смысла), которую вы зачем-то упомянули, здесь, действительно, ни к селу, ни к городу.
Цитировать"Но жидкий гелий не является в общепринятом понятии жидкостью . А некой субстанцией под названием "бозе-конденсат"
как бозе-конденсат он может рассматриваться только ниже линии фазового перехода в сверхтекучее состояние. до нее- жидкость и жидкость...
Ну, тут о фононы с ротонами копья ломали, вот оно и того...
В общем, предлагаю замять.
Цитировать"Ну, справочники там, формулы... Вероятно, Вам эта тема близка. А на пальцах, чтоб даже школьнику было понятно, попробуйте. "
формула отражает модель; объяснение на пальцах модель огрубляет до неверности.
Объяснение на пальцах тоже отражает модель.
Зачастую, более близкую к физической сущности явления, чем четырёхэтажная полуэмпирическая формула.
Цитироватьформула скорости звука отражает модель распространения в газе волны адиабатического сжатия;
Вообще говоря, эта модель как раз не имеет строгого физического обоснования.
Хотя бы потому, что газы имеют ненулевые вязкость и теплопроводность, что приводит к затуханию звуковых волн.
Скорость звука в газе можно определить как (максимальную) невынужденную скорость распространения макроскопического взаимодействия в этом газе.
И она находится в прямом соответствии (с точностью до множителя порядка 1) с абсолютной скоростью движения молекул этого газа.
Что понятно даже школьнику, но далеко не всем учёным мужам. :)
Цитировать то, что вам вероятно хочется услышать - что скорость звука коррелирует со скоростью теплового двиджения молекул - это даже не модель, а весьма далекое подобие.
Опять поставили всё с ног на голову...
Корреляция - это не закон, а
следствие закономерности, физической сущности явления, описанного выше "на пальцах".
И последнее есть вовсе не "далёкое подобие", а именно его суть.
Цитировать у водорода (дейтерия) ниже показатель адиабаты, связанный с числом степеней свободы (7/5 D2 vs 5/3 He)
Так показатель адиабаты - лишь вспомогательная, производная величина от физической структуры газа!
А можно было бы сказать, что энергия соударения молекул дейтерия может расходоваться не только на изменение вектора их поступательной скорости, а ещё и на вращение самих молекул. Тогда, как в гелии такое явление отсутствует.
Потому и скорость звука при н.у. в последнем будет выше.
По-моему, ясней и быть не может.
Цитировать"На микроуровне, в масштабах порядка 1 мкм,"- это не микроуровень, это макроуровень. посчитайте, сколько молекул будет в 1 куб. мкм.
Микро. От слова "МИКРОметр". :)
При определении параметра порядка, имеет значение не объёмная, а линейная мера.
Хотя, согласен, - думал про нм, а написал мкм. Но сути это не меняет, и она состоит в том, что молекулы жидкости бОльшую часть времени проводят в связанном (упорядоченном) состоянии.
Цитировать"некую нестойкую кристаллическую структуру," - это бред даже для "структурированных жидкостей" типа воды. жидкость не имеет дальнего порядка, который является определением кристалла.
По поводу дальнего порядка никто и не спорит.
Насчёт "бреда".
Скажем, та же вода в жидкой фазе ниже примерно 4С сохраняет кристаллическую структуру льда.
И этот "бредовый" факт был установлен где-то в середине прошлого века.
С увеличением температуры, крупные кластеры разрушаются, однако, ближний "псевдокристаллический" порядок остаётся, вероятно, до точки кипения.
С НДМГ должно быть примерно так же.
Цитировать"Гелий вообще "не растворяется". Его молекулы просто летают в объёмах" - это полная ахинея, попробуйте посчитать размеры этих объемов
Это также давно уже посчитано.
О НДМГ нет данных, а вот та же вода, при задействовании всех водородных связей и предельной упаковке всех молекул, имела бы плотность примерно в 1,8 раза больше, чем на самом деле при данных условиях.
Это говорит о наличии пустот в структуре даже такой аномально плотной жидкости, или её "рыхлости".
При желании, можно найти соотв. литературу на сей счёт.
Другое дело, что эффективный объём, доступный для проникновения молекул гелия, будет гораздо меньше.
Скажем, порядка 1% от общего объёма жидкости.
Цитироватьпардон, но вы - дилетант, отважно вещающий о вещах, о которых имеете смутное (но бравое) представление. я не спорю, что прикидки на пальцах полезны для того, чтобы иметь какое-то представление о устройстве окружающего мира.
Последнее - несомненно, верно.
А вопрос-то и был как раз, по вашему определению, "дилетантский", .
И подразумевал примерно такой ответ, как здесь (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1657170/#message1657170).
Цитировать но делиться ими с окружающими в дидактическом тоне следует.. гм.. осторожнее. не следует исходитьиз того, что всех ваших собеседников устравивает уровень школьника или инженера отраслевого НИИ
Стоит исходить из того, что такой уровень на данном ресурсе устроит 99% собеседников, включая и вашего покорного слугу.
И все недостающие сведения, буде такая необходимость, они могут почерпнуть в сети.
А вот как раз академичность уместна при составлении научных трактатов, статей, или, на худой конец, общении на профильном форуме.
Засим откланяюсь.
ЦитироватьSGS_67 пишет:
А вопрос-то и был как раз, по вашему определению, "дилетантский", .
Вопрос не дилетантский, а критически важный, как для систем наддува ракет, так и для систем наддува КА.
А также для систем заправки КА, где , как правило требуется максимально рассыщенное топливо.
Ответ, конечно, может быть и дилетантским.
В этом свете предыдущий пост не содержит значимой информации вообще, несмотря на его многословность. ;)
нет, НДМГ не структурированный растворитель (хотя ассоциированный). таких, как вода, мало, и у них есть специфические свойства, объединяемые в т.н. гидрофобный эффект; мне довелось поработать в группе, которая на нем специализировалась. "кристаллическая структура" - у некоторых терминов есть очень строгие границы, за которые нельзя выходить. да и кластеры в воде - в значительной степени городская легенда (они есть, но оказывают меньшее влияние на свойства собственно воды, чем часто приписывают). барометрическая формула имеет прямое отношение к разделению: изотопов ; ) - и не только; разница в скорости действительно непременно создает градиент концентраций в гравитационном поле, просто это несущественно для сабжевой темы.
и нет, формулу и модель противопоставлять нельзя; если вы не можете математизировать модель хотя бы на каком-то уровне (пусть не ab ovo) - значит, вы слишком смутно понимаете явление. те же степени свободы и их связь с распределением по уровням энергии для меня просто лучше выражаются на языке математики; лаконичнее и понятнее, мне удивительно - что для вас это не так при вашей обозначенной в профиле специальности ; ), зачем тратить много слов когда достаточно дюжины символов. в остальном - ну если вам хватает вашего понимания явлений, сабжевых и не только, - то все ок; даже плохая модель лучше чем никакая ; ). я только хотел обозначить для тех, кому это может быть полезно, что в этой области все весьма сложно - и часто очень интересно и неожиданно сложно. удачи
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Давайте всё же про азот, гелийи НДМГ.
Тоже всё можно объяснить на пальцах, причём весьма легко.
Для начала, нужно ответить на простой вопрос: почему газы (вещества) вообще сжижаются?
Тут школы немного не хватает, но простое и понятное объяснение всё-таки есть.
В принципе объяснение может быть простым, если рассмотреть квантовоточный процесс испарения льда в вакууме ( около 200 К).
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
А вопрос-то и был как раз, по вашему определению, "дилетантский", .
Вопрос не дилетантский, а критически важный, как для систем наддува ракет, так и для систем наддува КА.
А также для систем заправки КА, где , как правило требуется максимально рассыщенное топливо.
Ответ, конечно, может быть и дилетантским.
В этом свете предыдущий пост не содержит значимой информации вообще, несмотря на его многословность. ;)
Вопрос был как раз по поводу механизма, физической сущности явления.
Здесь (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1656229/#message1656229) и тут (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1656326/#message1656326).
И ответы были мной даны в том же ключе. Вот (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1657170/#message1657170) и вот (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1659055/#message1659055).
В силу первого, читать тебе их не нужно, и даже вредно.
Твой удел - критически важные справочники.
ЦитироватьDiZed пишет:
нет, НДМГ не структурированный растворитель (хотя ассоциированный). таких, как вода, мало, и у них есть специфические свойства, объединяемые в т.н. гидрофобный эффект;
Так значит, выходит, что не такой уже и "бред", верно?
Про "гидрофобный эффект" - вас опять куда-то в сторону несёт.
А про НДМГ можно сказать, что "пустот" для проникновения несвязанных молекул гелия в нём существенно больше, чем в воде.
Грубо говоря, в отношение молекулярных масс, делённое на отношение плотностей.
Т.е, 60/18 * 1/0,8 = 4,2.
С учётом характерных размеров молекул, результат нужно несколько снизить (оценку проводить сейчас не буду, хоть она и не сложна).
"Растворимость" гелия в нём будет примерно во столько же раз выше. Это БЕЗ справочника.
У меня по паре гелий-НДМГ данных сейчас нет, проверяйте. :)
Цитировать"кристаллическая структура" - у некоторых терминов есть очень строгие границы, за которые нельзя выходить.
Думаю, здесь можно прийти к соглашению.
Напиши я "обладает ближней упорядоченностью/корреляцией взаимного положения" - многие не поймут.
А вот "как бы кристалл, но нестойкий" - МСМ, более осязаемо.
Главное, что суть от этого не страдает.
Цитироватьда и кластеры в воде - в значительной степени городская легенда (они есть, но оказывают меньшее влияние на свойства собственно воды, чем часто приписывают).
Тут вопрос не количественный, а качественный.
Есть они - и баста.
А называть их "бредом дилетанта" - как-то не комильфо, не находите?
Цитировать барометрическая формула имеет прямое отношение к разделению: изотопов ; ) - и не только;
Она НЕ имеет отношения к разделению изотопов. Никакого.
С помощью барометрической формулы вы изотопы не разделите.
Для этого нужны другие средства.
Цитироватьразница в скорости действительно непременно создает градиент концентраций в гравитационном поле...
Почему тогда спорите?
Это кто писал:
Цитироватьнет такого правила, и не говорите, что это про барометрическую формулу, она здесь ни при чем.
?
Цитировать просто это несущественно для сабжевой темы.
Существенно.
Ибо вы писали два поста тому прямо противоположное. Ради самоутверждения, или по какой другой причине - неважно.
Важен сам факт.
ЦитироватьDiZed пишет:
и нет, формулу и модель противопоставлять нельзя;
Можно.
Приведите, к примеру, модель, соответствующую 2-му закону Ньютона.
И приведите общую формулу движения 3-х гравитирующих тел в пространстве.
ЦитироватьDiZed пишет:
сли вы не можете математизировать модель хотя бы на каком-то уровне (пусть не ab ovo) - значит, вы слишком смутно понимаете явление.
Почему вы вдруг решили, что я не могу "математизировать" модель на каком-то уровне?
По-моему, как раз, наоборот: я провожу расчёты на основе своих моделей, а от вас не исходит ничего, кроме заумного бла-бла-бла.
ЦитироватьDiZed пишет:
те же степени свободы и их связь с распределением по уровням энергии для меня просто лучше выражаются на языке математики;
Беда в том, что вы не понимаете их сути... Содержание скрыто для вас красивой формой...
Цитировать лаконичнее и понятнее, мне удивительно - что для вас это не так при вашей обозначенной в профиле специальности ; ), зачем тратить много слов когда достаточно дюжины символов. в остальном - ну если вам хватает вашего понимания явлений, сабжевых и не только, - то все ок;
Раз я вас так удивил, прошу и меня уважить.
Вот вы пишете:
ЦитироватьDiZed пишет: Поэтому обычно механизм раствореня рассматривают состоящим из двух стадий: - образование полости в растворителе. Это энергозатрантый и соответственно термодинамически невыгодный процесс, поскольку сопровождается разрывом контактов молекул растворителя. - сольватация растворяемой молекулы, образование новых контактов - уже ее с растворителем. Термодинамика растворения зависит от баланса энергетики первой и второй стадии.
, а я утверждаю, что в паре гелий-НДМГ (или вода) ваше представление/модель - не соответствует действительности.
А вот моя модель:
ЦитироватьГелий вообще "не растворяется". Его молекулы просто летают в объёмах, не занятых молекулами НДМГ.
НЕ взаимодействуя с последними /кроме упругих столкновений/
описывает её гораздо лучше. (В рамках этой модели поляризуемость гелия полагается нулевой, что, вообще говоря, не так, но это не влияет на качественное описание явления, вследствие чрезвычайной её малости).
Если я не прав, прошу пояснить два вопроса.
1. Почему границы применимости закона Генри для гелия, в области высоких давлений, на порядок-два шире, чем для любых других газов?
Иными словами, почему сохраняется линейная зависимость "растворимости" гелия в жидкости там, где для азота её уже не существует?
2. Почему процесс растворения гелия в НДМГ/воде -
экзотермический?
Тогда, как в вашей модели он обязан быть эндотермическим.
Для азота, кстати, это так.
Моё представление описывает эти явления прекрасно, хотя бы на качественном уровне.
А ваше? Удивите меня.
в вашей модели у гелия именно не должно быть экзоэффекта, не должно быть никакого эффекта, энтальпия при отсутствии межморекулярных взаимодействий равна нулю. гелий взаимодействует именно так, как ему предписывает его поляризуемость и отлично ложится на все наши линейные корреляции и свободной энергии, и энтальпии от МР
ЦитироватьDiZed пишет:
в вашей модели у гелия именно не должно быть экзоэффекта, не должно быть никакого эффекта, энтальпия при отсутствии межморекулярных взаимодействий равна нулю.
Вообще-то, должно быть, мсм.
Как следствие газового закона, описываемого уравнения Менделеева-Клапейрона.
Взаимодействие сводится к абсолютно упругим столкновениям.
Хотя, утверждать свою модель как истину, не берусь.
Цитировать гелий взаимодействует именно так, как ему предписывает его поляризуемость и отлично ложится на все наши линейные корреляции и свободной энергии, и энтальпии от МР.
Свободная энергия и энтальпия здесь не катят.
Потому, как это
эмпирические величины, выводимые для макроскопических количеств вещества.
То есть, параметры
де-факто, не объясняющие физической сущности явления, а только имеющие
описательное значение.
Ну, хорошо. Пусть ложится.
Тогда, по вашей модели, после разрыва (водородной) связи ближнего порядка между молекулами НДМГ должен угнездиться атом гелия.
Термодинамика процесса (экзотермия) говорит, что энергия вновь образованной связи должна быть больше исходной.
Если не трудно, проясните характер такой связи на молекулярном уровне. И результат его проявление в макромасштабе.
Спойлер
Спойлер
Если кто не уловил: характер растворения гелия в НДМГ/воде имеет "аномальную" термодинамику, состоящую в том, что при этом в растворе выделяется тепло, а растворимость гелия с ростом температуры - падает.Тогда, как даже столь малорастворимый газ, как азот, имеет "нормальную" термодинамику растворения, вследствие встраивания его молекул в упорядоченную структуру раствора, с меньшей энергией связи, отчего температура жидкой фазы в процессе растворения - падает. Растворимость азота в НДМГ с ростом температуры, естественно, возрастает.
Цитировать поймите, я в этой теме более 30 лет, и мне не очень интересно в очередной раз читать то, с чего начинает каждый первокурсник; но я рад, что вы заинтересовались темой сольватации; поработайте, почитайте литературу, создайте свою теорию и опубликуйте в рецензируемом журнале, я непременно прочитаю;
Дак не особо интересовался; тем более, что для жизни и работы глубина вникания не требовалась до сих пор.
Положительный момент дискуссии в том, что теперь ясно, к кому обратиться, коль такая нужда возникнет.
Если вы не против, конечно. :)
Цитироватьно пока, увы, это исчерпывающе описывается формулировкой воннегута "пустопорожнее хитроумие невежества"; вы подставляетесь на каждом шагу, и мне муторно это разбирать. удачи
Невежество, кроме иных его ипостасей, есть неспособность выразить своё знание/понимание другому мыслящему существу в общепринятых, понятных терминах.
А "муторность" - это лишь форма его проявления, так сказать, на макроуровне.
;)
ЦитироватьНаперстянка пишет:
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Давайте всё же про азот, гелийи НДМГ.
Тоже всё можно объяснить на пальцах, причём весьма легко.
Для начала, нужно ответить на простой вопрос: почему газы (вещества) вообще сжижаются?
Тут школы немного не хватает, но простое и понятное объяснение всё-таки есть.
В принципе объяснение может быть простым, если рассмотреть квантовоточный процесс испарения льда в вакууме ( около 200 К).
Изложите, будет интересно.
Спойлер
Да, скажите, Вы "она", или "ону"? ;)
SGS_67, растворимость всех газов с температурой падает, практически экспоненциально, поскольку энтропия растворения в силу очевидных причин всегда отрицательна - за исключением некоторых очень специфичных моментов, связанных как раз с упомянутым гидрофобным эффектом - либо с сопутствующими химическими реакциями. http://tehtab.ru/Guide/GuidePhysics/Solvability/SolvabilityOfSomeGases/
я не считаю уместным превращать этот топик в бесконечные простынки с фрагментами имеющего ооочень отдаленное отношение к нему лекционного курса по сольватаци, предваряемого курсом химической термодинамики. удачи
upd - нечаянно прочитал еще абзац
"А про НДМГ можно сказать, что "пустот" для проникновения несвязанных молекул гелия в нём существенно больше, чем в воде. Грубо говоря, в отношение молекулярных масс, делённое на отношение плотностей. Т.е, 60/18 * 1/0,8 = 4,2. "
соотношение "пустот" качественно иное. соотношение устот действительно оценивается "на пальцах" (ну пусть на калькуляторе) из очевидных и доступных данных. на всякий случай обозначу, что вода - вообще абсолютный - с большим отрывом - рекордсмен по пустотам, плотности упаковки ниже чем у нее и в жидком, и в твердом состоянии (где-то ~0.35 - насколько я помню), насколько я знаю, нет ни у одного молекулярного соединения (по Китайгородскому, у всей органики не ниже 0.6 в кристаллах, в жидкости немного меньше)
ЦитироватьDiZed пишет:
SGS_67 , растворимость всех газов с температурой падает, практически экспоненциально, поскольку энтропия растворения в силу очевидных причин всегда отрицательна
При низких и умеренных давлениях - должно быть так.
Заглянул в справочники. При высоких - обратная зависимость.
В практическом диапазоне давлений - вы правы, а я нет.
Согласен.
Цитироватьupd - нечаянно прочитал еще абзац из вашей простынки.. уж слишком хорошая иллюстрация..
"А про НДМГ можно сказать, что "пустот" для проникновения несвязанных молекул гелия в нём существенно больше, чем в воде. Грубо говоря, в отношение молекулярных масс, делённое на отношение плотностей. Т.е, 60/18 * 1/0,8 = 4,2. "
подумайте и объясните (себе! мне не надо!) почему это идиотическая бессмыслица, не имеющая ни физического, ни здравого смысла, и почему в действительности соотношение "пустот" качественно иное. соотношение устот действительно оценивается "на пальцах" (ну пусть на калькуляторе) из очевидных и доступных данных.
А вот не интересны данные.
Интересно просто посчитать. И это не бессмыслица, тем более, идиотическая.
Поправка будет только на характерный объём молекул, у НДМГ больший, чем у воды.
О чём и было написано.
Вопрос - насколько.
С момента написания поста, нашёл информацию по характерным объёмам молекул.
Получилось - где-то в 6-7 раз.
Итого: 0,8*4,2/~6,5 = 0,5.
То есть, НДМГ имеет относительных "пустот" примерно 0,5/0,8 против воды.
Мды...
Цитировать на всякий случай обозначу, что вода - вообще абсолютный - с большим отрывом - рекордсмен по пустотам, плотности упаковки ниже чем у нее и в жидком, и в твердом состоянии (где-то ~0.35 - насколько я помню), насколько я знаю, нет ни у одного молекулярного соединения (по Китайгородскому, у всей органики не ниже 0.6 в кристаллах, в жидкости немного меньше)
У жидкой воды - 1/1,8 = 0,56 при близких к 4 С температурам, емнис (поправка приветствуются)
У НДМГ - получается в районе 1/1,5 = 0,67.
В целом, понятно, спасибо.
SGS_67, для газов при высоких давлениях, когда их плотность становится сопоставима с плотностью жидкости, обычно используют термин "флюид", и термодинамика их растворения теряет специфику собственно газов, становится подобна таковой для систем "жидкость-жидкость"
я снял эмоциональный термин, извините. давайте закончим это здесь. я могу удалить весь наш оффтоп - при взаимности, просто уберите все что считаете ненужным - и я уберу свои ответные реплики. и - я правда хорошо представляю, о чем говорю; просто мне давно неинтересно изобретение (участие в) велосипедов. не стоит учиться на своих ошибках, повторяя чужие, интереснее делать действительно свои.
Уличение не доставляет и мне удовольствия, посему согласен удалить наш оффтоп, начиная вот с этого поста
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4151/message1657177/#message1657177
, оставив лишь нейтральные утверждения.
Прошу подтвердить/уточнить.
А можно я запротестую? Между дрочим интересно было почитать!
Denis Voronin, мне кажется, у вас там в фразе непреднамеренная опечатка.. впрочем, не уверен
ну это правда оффтоп, флейм и далеко от темы форума, поэтому - как ответственный форумчанин : ) - я думаю что убрать или очень серьезно почистить его можно. т.е. мне все равно, пусть
SGS_67, решает. я предпочел бу нулевые варианты, т.е. или не трогать больше ничего, или полную чистку комментов начиная с обозначенного
SGS_67,- исключительно потому что редактировать, выискивая "не нейтральные высказывания", и высматривать соответствие своих комментов исправленному тексту оппонента мне лень, превращать это в длительный дипломатический процесс - тем более. внеакадемические инвективы я снял -по крайней мере все что попались на глаза.
http://old.kpfu.ru/f7/bin_files/chem0027.pdf - вдруг правда найдутся интересующиеся; это лекционный спецкурс руководителя группы, в которой я когда-то несколько лет работал. он дает неплохое представление о сабжевой области, моменты, которые я пытался обозначить, там есть - как и многое другое; но без базиса в химической термодинамике разбираться в нем.. гм.. сложновато
Так подтверждение будет, или
продолжим оффтопить оставим как есть?
Спойлер
ЗЫ. У меня сложилось впечатление, что вы вещаете из какого-то астрала, где земные дела настолько мелки и ничтожны, что уделять им внимания ниже достоинства его обитателей.
А мысли настолько легки и эфемерны, что их можно, только вдруг подумав, тут же забыть напрочь, и уже через минуту вещать о чём-то далёком своём.
Это я тоже удалю, если соизволите спуститься с ваших олимпов на землю.
ЦитироватьSGS_67 пишет:
Так подтверждение будет, или продолжим оффтопить оставим как есть?
гм.. вы продемонстрировали способность критично пересматривать свое отважное слабоумие; я предложил убрать тему исключительно в ответ на это, из человеколюбия, ибо ахинеи там у вас на каждом шагу предостаточно и помимо того, на что я реагировал. но поскольку адекватности у вас вдруг опять поубавилось - я оставляю все как есть. продолжать, естественно, не буду, все средства я предоставил, отныне спасение утопающих - дело рук их самих
Коллеги, такой вопрос. В литературе есть коэффициенты, связывающие давление и растворимость газа в жидкостях. А где бы найти данные по СКОРОСТИ растворения газа в жидкости?..
П. С. конкретно - азота в амиле и гептиле.
Скорость растворения, НЯП, зависит от площади контакта и условий перемешивания. С поверхности меньше, барботажем существенно больше.
ЦитироватьШтуцер пишет:
зависит от площади контакта
Это само собой разумеется :)
Под скоростью диффузии я имел в виду величину (изменение концентрации/(с*м. кв.)). Т. е. "поток через единичную площадку", выражаясь иначе.
ЦитироватьШтуцер пишет:
условий перемешивания
Это тоже понятно, но учёт условий перемешивания настолько усложняет задачу, что пока в расчёт конвекцию не берём.
Вообще, от чего может зависеть скорость диффузии газа в жидкость? ИМХО, от многих параметров:
1. Температура:
- газа;
- жидкости.
2. Давление газа.
3. Газонасыщение жидкости.
Помимо этого, как правильно заметил Штуцер, окажет своё влияние и:
4. Конвекция.
Так вот. Повторюсь, в литературе даются коэффициенты, связывающие газонасыщение жидкости с давлением и температурой газа. А вот за какое время при указанных параметрах достигается равновесное состояние - нет таких данных (я не встречал).
За время боевого дежурства - однозначно достигается. Из этого и исходили при рассчетах. ;)
там универсальная модель и универсальные коэффициенты с очевиднеостью невозможны.
я бы рассматривал такие модели:
- активное перемешивание под действием внешних сил (насосы, вибрация, кипение).
a)в пределе, если очень активное, то скорость расторения ограничивается практически только скоростью движения молекул газа через границу газ-жидкость, т.е. скоростью теплового движения данного газа при данной температуре; вроде должно получиться что-то вроде обратной экспоненты с постоянной времени, равной отношению характеритстического размера сосуда к скорости теплового движения.
b) если перемешивание менее активное - то наверное можно оценить постоянную времени как отношение средней скорости потоков к той же характеристической размерности сосуда. т.е. если средняя скорость потоков - 1м/с, а высота бака 10 м, то концентрация газа в жидкости будет стремиться к насыщению с постоянной времени 10 с (т.е. станет практически равновесной где-то через минуту).
- конвекция - в сущности аналогично предыдущему, только нужно оценить скорости конвекционных потоков через вязкость и температурные градиенты плотности. навскидку - наверное сантиметры в секунду. Если температурных градиентов нет, то движущая сила - разность в плотности жидкости и раствора газа в ней; а если газ - гелий, а не ксенон или криптон, то и его раствор имеет более низкую плотность, имеем инверсию плотности, такая конвекция нам не поможет, и мы получим..
- чисто диффузионный режим; в качестве характеристической скорости придется принять скорость диффузии, ее можно оценить из вязкости жидкости, размера молекулы газа и температуры. но это д.б. оочень медленный процесс (особенно при низких температурах). навскидку оценил бы в доли милиметра в секунду, т.е процесс в реальном времени очень долгий.
ЦитироватьDiZed пишет:
там универсальная модель и универсальные коэффициенты с очевиднеостью невозможны.
Поэтому есть три практические ситуации, в которых эти процессы имеют значение:
1. БД
2. Работа ракетной ступени, когда все топливо вырабатывается за одно включение. (процесс неравновесный)
3. Работа ракетной ступени в несколько включений с паузами между включениями.
Если, конечно, речь не о хранении топлив или подготовке к заправке с заданными параметрами газонасыщения.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Поэтому есть три практические ситуации, в которых эти процессы имеют значение:...
да, конечно. я акцентировал на том, что в реальной системе в зависимости от условий скорость может запросто различаться на порядки, при этом единственный режим, для которого возможна более-менее однозначная и корректная модель, - чисто диффузионный, - практическое значение вряд ли имеет (и вряд ли реализуется; конвекция даже при небольших температурных градиентах покроет диффузию как бык овцу)
ЦитироватьDiZed пишет:
конвекция даже при небольших температурных градиентах покроет диффузию как бык овцу
Именно так.
ЦитироватьШтуцер пишет:
За время боевого дежурства - однозначно достигается. Из этого и исходили при рассчетах. ;)
Вот именно потому, что время малО, я и не могу исходить из равновесной концентрации :) Иначе я бы не парился и просто посчитал, сколько газа может раствориться в данном объёме жидкости при заданных давлении и температуре.
ЦитироватьDiZed пишет:
там универсальная модель и универсальные коэффициенты с очевиднеостью невозможны.
я бы рассматривал такие модели:
- активное перемешивание под действием внешних сил (насосы, вибрация, кипение).
Вот именно на активное перемешивание я и буду закладываться. Я в голове это назвал "абсолютным миксером": поступающие на поверхность частицы газа сразу равномерно распределяются по объёму. ИМХО, в таком случае скорость растворения будет наибольшей - хочу посчитать самый худший случай.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Вот именно потому, что время мало
А если время мало, то это или 2 или 3.
В случае 2 необходим максимум мер для уменьшения растворения и достижения равновесной концентрации, а в случае 3 - максимум мер для восстановления Ps, то есть барботаж.
ЗЫ Вспомнил еще один случай - газовый пузырь в "гусях" топливных магистралей при невакуумной заправке.
ЦитироватьШтуцер пишет:
А если время мало, то это или 2 или 3.
Если чисто физически - то вы, безусловно, правы!
Но я в теорию хочу ввести чисто математическую фикцию - активное перемешивание, которое ухудшит показатели. Если даже и в этом случае всё будет нормально (а должно получиться так), то всё ок.
ЦитироватьDiZed пишет:
a)в пределе, если очень активное, то скорость расторения ограничивается практически только скоростью движения молекул газа через границу газ-жидкость, т.е. скоростью теплового движения данного газа при данной температуре; вроде должно получиться что-то вроде обратной экспоненты с постоянной времени, равной отношению характеритстического размера сосуда к скорости теплового движения.
Спасибо за очень подробный ответ, DiZed!
По моему ИМХО тоже давление в подушке будет падать по кривой, являющейся или близкой к экспоненте.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Вот именно на активное перемешивание я и буду закладываться. Я в голове это назвал "абсолютным миксером": поступающие на поверхность частицы газа сразу равномерно распределяются по объёму...
при отсутствии градиентов в жидкости специфику диффузионного массопереноса в ней можно не учитывать, тогда подель подобна расширению в вакуум, за исключением того, что равновесная концентрация равна концентрации насыщения жидкости газом. В состоянии насыщения имеет место быть динамическое равновесие - число молекул, пересекающих границу "в жидкость" равно числу их в обратном направлении. До достижения равновесия число частиц, движущихся в обратном направлении, равно числу частиц, движущихся в прямом, умноженном на отношение текущей концентрации газа в жидкости к концентраци насыщения (в термодинамике этот параметр называется "активностью", и изменяется от 0 до 1). Скорость движения газа через границу в начальный момент может быть оценена как скорость звука в нем при данной температуре. Степень завершенности процесса от времени будет, очевидно, выражаться обратной экспонентой; в качестве грубой оценки можно взять за постоянную времени отношение размера сосуда к скорости звука; т.е. постоянная времени - порядка десятых долей секунды, я бы ожидал, что все должно завершиться в секундном временном масштабе.
ЦитироватьDiZed пишет:
при отсутствии градиентов в жидкости специфику диффузионного массопереноса в ней можно не учитывать, тогда подель подобна расширению в вакуум, за исключением того, что равновесная концентрация равна концентрации насыщения жидкости газом. В состоянии насыщения имеет место быть динамическое равновесие - число молекул, пересекающих границу "в жидкость" равно числу их в обратном направлении. До достижения равновесия число частиц, движущихся в обратном направлении, равно числу частиц, движущихся в прямом, умноженном на отношение текущей концентрации газа в жидкости к концентраци насыщения (в термодинамике этот параметр называется "активностью", и изменяется от 0 до 1). Скорость движения газа через границу в начальный момент может быть оценена как скорость звука в нем при данной температуре. Степень завершенности процесса от времени будет, очевидно, выражаться обратной экспонентой;в качестве грубой оценки можно взять за постоянную времени отношение размера сосуда к скорости звука; т.е. постоянная времени - порядка десятых долей секунды, я бы ожидал, что все должно завершиться в секундном временном масштабе.
:!: Спасибо большое за подробные объяснения!
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Вот именно на активное перемешивание я и буду закладываться.
Было перемешивание или нет, всё равно на последних секундах двигатель должен быть рассчитан и отработан на то, чтобы "кушать" топливо, насыщенное до равновесных концентраций.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Двигатель должен быть рассчитан и отработан на то, чтобы "кушать" топливо, насыщенное до равновесных концентраций.
Безусловно. Но передо мной поставлена другая задача. :)
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Безусловно. Но передо мной поставлена другая задача.
Ну, удачного решения!
ЦитироватьШтуцер пишет:
Ну, удачного решения!
Спасибо!
DiZed уже за меня всё решил :D Осталось на работе цифирь подставить.
Александр Хороших,вы это, осторожнее ; ) - все же воспринимайте это скорее как сображения, а не объяснения. Мне приходилось работать с моделями массопереноса исключительно в другом контексте, электрохимическом; там тоже считается, что в объеме все контролируется перемешиванием, но вблизи электрода имеется тонкий пограничный неподвижный слой, в котром массоперенос лимитируется диффузией; а от интерсивности перемешивания зависит толщина этого слоя. В данном случае вроде бы неподвижного пограничного слоя нет, он постоянно обновляется, но все же движение через границу как просто "проваливание" молекул в жидкость - довольно грубое приближение.. может, стоило бы ввести в модель диффузию на границе, полагая границу мономолекулярной мембраной, и оценив коэффициент диффузии данного газа в данной жидкости по стоксу-эйнштейну. Фактически это эквивалентно введению в модель диафрагмы на границе.. правда, при перемешивании эффективная площадь границы может многократно превышать геометрическую.. т.е. первое приближение я бы все равно считал - как ранее написал, не усложняя
ЦитироватьDiZed пишет:
Александр Хороших ,вы это, осторожнее ; )
В моём случае распределение газа по всей жидкости за секунды - это и есть МАКСИМАЛЬНАЯ осторожность. :)
ЦитироватьDiZed пишет:
может, стоило бы ввести в модель диффузию на границе, полагая границу мономолекулярной мембраной, и оценив коэффициент диффузии данного газа в данной жидкости по стоксу-эйнштейну.
Там наверняка потребуются какие-либо эмпирические коэффициенты, которых у меня нет. :(
ЦитироватьТам наверняка потребуются какие-либо эмпирические коэффициенты, которых у меня нет. :(
В формулу стокса-эйнштейна для коэффициента диффузии входят вязкость жидкости и диаметр частицы (молекулы газа), толщина мембраны - размер молекулы жидкости, это все находится легко.. если захочется усложнять ; ). и да, мне представляется, что в секундный масштаб все равно все уложится
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
Там наверняка потребуются какие-либо эмпирические коэффициенты, которых у меня нет.
Вообще все это давно исследовано, как в ГИПХе, так и в Фаустово в КБ Салют, да и у Макеева наверняка работали с компонентами.
еще вариант - посчитать объемную концентрацию молекул газа в жидкости и в газовой фазе. если в жидкости близкая или больше - то через поверхностный монослой должно пролетать не больше молекул, чем содержится в нем в насыщении, и я бы счел, что модель "проваливания" газа в жидкость через границу для такой системы корректна. Если существенно меньше - то это отношение можно взять в качестве оценки "коэффициента диафрагмирования", пронормировав скорость на него.
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
Скоро начнётся. Только от орбитального мусора.
Начнут с несброса ГО при проходе низкой. Потом будет его усиление. :)
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
Там скорости совсем другие.
ЦитироватьSchwalbe пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
Там скорости совсем другие.
Я не имел в виду активную броню,а именно системы активной защиты.Т е чуть немного более дальняя зоркость и все.В космосе для такой системы идеальные условия работы.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьSchwalbe пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Интересно где нибудь рассматривался вопрос активной противометеоритной защиты КА по типу танковой?
Там скорости совсем другие.
Я не имел в виду активную броню,а именно системы активной защиты.Т е чуть немного более дальняя зоркость и все.В космосе для такой системы идеальные условия работы.
Из-за совсем других скоростей и размеров "поражающих элементов" система активной защиты не успеет сработать.
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.Как при старте с земли,при старте с Земли, так и пр возвращении приходится пробивать атмосферу на гигантских скоростях.До сих пор это грубое протыкание её .и единственный способ защиты,это абляция.В одной из тем было предложено использовать сгорающий выдвижной вольфрамовый "ломик.Идея разумная, хотя наверное лучше было бы использовать какую нибудь высокотемпературную оксидную керамику,она не горит.И вспомнилась тут мне резка металла струёй воды сверхвысокого давления.А что если пробивать атмосферу ей!Тогда максимальный нагрев будет на разбивающемся кончике струи что резко уменьшит нагрев ЛА.Кроме того образуется паровой канал в котором будет гораздо меньшее сопротивление чем в воздухе.Ну такая смазка защитит от прямого контакта с раскаленным кислородом воздуха(хотя бы частично).
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.
Ты мазохист, чтоль? Тебе собственные страдания и публичные унижения доставляют удовольствие? :o
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.
Ты мазохист, чтоль? Тебе собственные страдания и публичные унижения доставляют удовольствие? :o
А,что нибудьь попроще и поумнее?Дескать не проходит по тому -то тому-то.Идейка то простенькая!Насосик внутри ЛА и бачек в водой.Она ведь несжимаема.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку.
Ты мазохист, чтоль? Тебе собственные страдания и публичные унижения доставляют удовольствие? :o
А,что нибудьь попроще?
Куда же проще то? Что ты не смог понять? Скажи, я попробую разжевать для тебя.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: А,что нибудьь попроще и поумнее?Дескать не проходит по тому -то тому-то.Идейка то простенькая!Насосик внутри ЛА и бачек в водой.Она ведь несжимаема.
Вот неуёмный! Это же с какой скоростью надо воду выбрасывать и в каком количестве? Ничего себе реактивный тормоз выйдет. И локаторами обвешать спутники, снабдить их активной защитой - да, не слабО. :o
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
И вспомнилась тут мне резка металла струёй воды сверхвысокого давления
Расход прикиньте. Кста, там на самом деле гидроабразивная резка.
Насчет лома: поставить на нос Бурана и выкинуть теплозащитную плитку? :D
ЦитироватьOdin пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Идейка то простенькая! Насосик внутри ЛА и бачек в водой. Она ведь несжимаема.
Это же с какой скоростью надо воду выбрасывать и в каком количестве?
Отвечать на такие вопросы не его дело. Его дело - генерировать гениальные идеи. :(
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
И вспомнилась тут мне резка металла струёй воды сверхвысокого давления
Расход прикиньте. Кста, там на самом деле гидроабразивная резка.
Насчет лома: поставить на нос Бурана и выкинуть теплозащитную плитку?
Мы резали вольфрам чистой водой. Все работает.
Долго только. :)
ЦитироватьШтуцер пишет:
Насчет лома: поставить на нос Бурана и выкинуть теплозащитную плитку? :D
Воткнуть в днище Союзу. Вместо теплозащитного экрана. И пришпиливаться им к земле. Защита от опрокидывания гарантирована.:)
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну и уж коли пошла речь о динамической защите подкину еще одну идейку
вам в любом случае нужно сбрасывать-рассеивать определенное количество энергии в единицу времени, определяемое массой, ускорением торможения и скоростью аппарата (W=dQ/dt=F*dS/dt=m*a*v - вроде так?). сбарсывается она за счет излучения и уноса массы нагретого до высокой температуры вещества щита. Игла вроде бы и правда (это к спецам по аэродинамике, я - не спец) может создать аэродинамическую тень-конус (с тангеносм угла при вершине, определяемым отношением скорости звука к скорости аппарата), но она во-первых из-за этого отношения (<1/20) должна быть очень длиной - чтобы аппарат был полностью в этой "тени", что должно создать аэродинамическую неустойчивость и потребовать активной стабилизации аппарата, и - главное - при условии той же эффективости (том же ускорении) торможения вы просто переносите то же самое тепловыделение на ее конец, т.е. во много раз увеличиваете и без того огромную удельную тепловую нагрузку. поднять температуру много выше температуры плавления-испарения и соответственно интенсивность потока энергии, уносимой излучением, вам не удастся, а вот площадь излучающей поверхности будет много меньше, чем у щита. соотвественно конец иглы будет с огромной скоростью улетучиваться. вода не поможет, ее интегральная теплоемкость в интервале 0->3000 oC сопоставима с таковыми для любого другого материала - а нагреть ее после испарения до >3000 и соответсвенно увеличить уносимую ей на единицу массы энергию сложнее, а что она испаряется - так и вольфрам, и что угодно в тех условиях испаряется, просто выше (и это плюс), энтальпия испарения в любом случае оказывается термом (причем не самым большим) в интегральной теплоемкости. Чем сконцентрированная на конце "иглы" схема абляции лучше распределенной по экрану - я не понимаю.
ЦитироватьOdin пишет:
И локаторами обвешать спутники, снабдить их активной защитой - да, не слабО. :o
Комплекс активной защиты представляет собой установленную на боевой машине систему, которая предназначена для защиты от противотанковых гранат и противотанковых управляемых ракет. Так, в российский комплекс «Арена» производства КБМ входит многофункциональная радиолокационная станция с высокой помехозащищенностью, которая обнаруживает цели.
Для прицельного поражения снарядов применяются защитные боеприпасы узконаправленного действия, обладающие высоким быстродействием и размещенные по периметру башни танка в специальных установочных шахтах.
И на .... здесь эти цитаты из инета?
чтобы снизить тепловые нагрузки - нужна не игла, "протыкающая" атмосферу, а строго противоположное, аппарат с высоким аэродинамическим качеством, т.е. с крыльями. можно ли хотя бы теоретически обеспечить высокое аэродинамическое качество на тех высотах (при той плотности атмосферы), где происходит торможение, я не знаю, но видимо нет, иначе бы шаттл не входил в атмосферу "пузом вперед", т.е. фактически в режиме плоского штопора
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьOdin пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Идейка то простенькая! Насосик внутри ЛА и бачек в водой. Она ведь несжимаема.
Это же с какой скоростью надо воду выбрасывать и в каком количестве?
Отвечать на такие вопросы не его дело. Его дело - генерировать гениальные идеи. :(
Что бы вы без меня делали?! :D Диаметр струи 1 мм Скорость 1000 м \сек.Расход воды 1 000 000 куб мм сек.Обьем образующегося пара считать не буду,не менее 10 куб \м.Общее сопротивление все тики уменьшится,а точка образования прямой ударной волны с ее максимальной Т отодвинется как минимум на 300-400 мм(толщина разрезаемой стали).Скороподьемность ЛА на скорости 9 км\сек 2-3 км сек с ростом из- за шарообразности земли.Время работы полторы минуты.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Что бы вы без меня делали?!
Грустили бы. Чувствовали бы себя дураками. :( А так приятно ощущать что есть ктото тупее тебя! :)
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
.Расход воды 1 000 000 куб мм сек
То есть 1 кг/сек - за 5 минут 300 кг. И это заменит ТЗП?
Да, и эл мощность насоса прикиньте. Легко считается.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Комплекс активной защиты представляет собой установленную на боевой машине систему, которая предназначена для защиты от противотанковых гранат и противотанковых управляемых ракет. Так, в российский комплекс «Арена» производства КБМ входит многофункциональная радиолокационная станция с высокой помехозащищенностью, которая обнаруживает цели.
Для прицельного поражения снарядов применяются защитные боеприпасы узконаправленного действия, обладающие высоким быстродействием и размещенные по периметру башни танка в специальных установочных шахтах.
Скорость метеорных частиц 40-80 км/с, размер мкм-мм. Как вы планировали обеспечивать активную защиту?
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
.Расход воды 1 000 000 куб мм сек
То есть 1 кг/сек - за 5 минут 300 кг. И это заменит ТЗП?
Да, и эл мощность насоса прикиньте. Легко считается.
Разгонять воду до 1 км/с тоже та ещё задача. И хватит ли 1 км/с при скорости набегающего потока до 7 км/с. Но не его дело отвечать на такие вопросы. Его дело генерировать бредовые идеи.
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Комплекс активной защиты представляет собой установленную на боевой машине систему, которая предназначена для защиты от противотанковых гранат
Вы, Темников, даже не знаете, что
пассивная защита ОС
разработана не хуже танковой - это не просто стенка.
ЦитироватьOdin пишет:
Вы, Темников, даже не знаете, что пассивная защита ОС разработана не хуже танковой - это не просто стенка.
Сэээ-р!Откентелева такой цветистый бред!!??Это уже не плинтус, это подполье какое-то. :cry:
ЦитироватьСтарый пишет:
Штуцер пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
.Расход воды 1 000 000 куб мм сек
То есть 1 кг/сек - за 5 минут 300 кг. И это заменит ТЗП?
Да, и эл мощность насоса прикиньте. Легко считается.
Разгонять воду до 1 км/с тоже та ещё задача. И хватит ли 1 км/с при скорости набегающего потока до 7 км/с. Но не его дело отвечать на такие вопросы. Его дело генерировать бредовые идеи.
Не заменить,а облегчить работу ТЗП,сделать посадку более безопасной.С 8 до 1 км\сек при 3,5 Же 200 сек.Просто давление 4000 атм и дырочка в 0,3 мм,мощность 20 квт.После прорезания 300 мм стали струя гасистя в ванне глубиной в 1 м.Да конечно ,бредовые сообщения генерировать легче. :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Сэээ-р!Откентелева такой цветистый бред!!??Это уже не плинтус, это подполье какое-то.
Таак, подтверждаете, что не знакомы с противометеоритным экранированием? А ведь на форуме было немало. :( Вполне эквивалентно по необходимости грамотного расчёта сложной танковой броне.
ЦитироватьOdin пишет:
Таак, подтверждаете, что не знакомы с противометеоритным экранированием? А ведь на форуме было немало. :( Вполне эквивалентно по необходимости грамотного расчёта сложной танковой броне.
Уточняю:Бред это ваше незнание о моём знании.Даже это не дошло!Эх бедолага! ;) :cry:
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Уточняю:Бред это ваше незнание о моём знании.Даже это не дошло!Эх бедолага! (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_wink.gif) (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_cry.gif)
Ну, расскажите, что вы знаете о пассивной защите от метеоритов, а то ваша посылочка обернётся зеркально. Сказать - то можно, как говорил Менделеев, да "поди демонстрируй!" Вам это уже говорили не раз.
.
ЦитироватьOdin пишет:
Ну, расскажите, что вы знаете о пассивной защите от метеоритов, а то ваша посылочка обернётся зеркально. Сказать - то можно, как говорил Менделеев, да "поди демонстрируй!" Вам это уже говорили не раз.
.
Загляните лучше в Вику,или куда поглубже.Там специалистами куда красивее расписано.Маленьький рассказ вас не устроит,а большой мне целый день печатать придется.Кстати и на форуме об этом тоже говорили энто вы прааа-авильно сказали. :)
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Расход воды 1 000 000 куб мм сек
наше Фсё!
а чО с «трубами»? :D
есть «прорывные идеи»?
ладно,под виски дарю идею(ТМ)!!
давить струю через лом!!
пс. вы удмурт,не?
отчего вы взываете к «уважению мнения оппонента»,a сами строчите хамство на уровне гопника??? :oops:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Загляните лучше в Вику,
вот дарю вам еще идею!! ;)
заведите себе темку , типа:
«атос\портос\арамис и трубы»
и генерите там свои «прорывные идеи»!
есть же тема - «кипр,как он есть»?
ну и назовите свою -
«труба, как он есть»! :D
если администрации пофиг,наслаждайтесь микро ЖЖшкой на ФНК!
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
облегчитьработу ТЗП,сделать посадку более безопасной.
а с чего она(посадка) стнет БОЛЕЕ БЕЗОПАСНОЙ?
изза системы нагнетания воды?
20 кВ генератора?
аккумуляторов/привода/управления к генератору?
или еще какие доводы есть?
Идея с ломом на носу не нова и на самом деле не столь уж ущербна, как в изложении этого фрика... но тут как в анекдоте про выигрыш машины в лотерею.
На гиперзвуке получается такая фишка: чем острее форма тем меньше сопротивление, но тем ближе зона максимального сжатия воздуха с максимальным нагревом (а там чем быстрее тем хуже, причём нелинейно хуже). Т.е. получается, что если хотим лететь быстрее при тех же затратах топлива, то нужно придумывать активную систему охлаждения, на SR-71 выкрутились сильно распальцованным топливом прокачиваемым где надо, которое, по некоторым мнениям, и сгубило проект - слишком дорогая инфраструктура для небольшого парка машин.
Так вот, лом на носу в глубокой теории можно было бы охлаждать подешевле. Или действительно как расходник.
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои, а не с максимальной топливной эффективностью резать атмосферу.
Плеваться водой вперёд - вы таки не поверите, но опять как в анекдоте!
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку, что многократно снижает силу трения. В менее плотной среде вообще приятнее разгоняться.
При попытке нассать против ветра (вопрос плотностей даже не трогаю) с орбитальных скоростей вода термически разложится на атомарный кислород и атомарный водород.
Мне так кажется, что продираться через азотнокислородную высокотемпературную плазму, с преобладанием азота, всё же поприятнее для материалов чем через кислород-водородную.
С активной противометеоритной защиты поржал.
Цитироватьbenderr пишет:
или еще какие доводы есть?
Из-за 200-литровой бочки с водой внутри СА. :)
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку
Если вы про шквал, то принцип создания там газовой прослойки совершенно иной
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку
Если вы про шквал, то принцип создания там газовой прослойки совершенно иной
И причем единственно возможный.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Так вот, лом на носу в глубокой теории можно было бы охлаждать подешевле. Или действительно как расходник.
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои, а не с максимальной топливной эффективностью резать атмосферу.
Пишут же, что "лом" (полый длинный цилиндр) имеет абляционный конец. При малом разогреве в атмосфере он острый, а на очень большой скорости тугоплавкий торец цилиндра раскидывает горячий поток воздуха в стороны, за счет выделения лучевой энергии до корпуса ракеты поток воздуха мало обжигает этот корпус.
Цитироватьthunder26 пишет:
Скорость метеорных частиц 40-80 км/с, размер мкм-мм. Как вы планировали обеспечивать активную защиту?
А той же водичкой.В нужном месте,в нужное время возникает облачко пара в котором частица испаряется.Самое смешное,что несмотря на все вопли,в околоземном пространстве в недалеком будущем без этого нельзя будет обойтись
ЦитироватьЮрий Темников пишет: В нужном месте,в нужное время возникает облачко пара
Само... :)
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои, а не с максимальной топливной эффективностью резать атмосферу.
Ну вот и представьте паровую подушку низкого-низкого давления,большой площади которая тормозится о разреженную атмосферу и передает импульс ЛА.И будет вам счастье.
ЦитироватьНаперстянка пишет:
И причем единственно возможный.
Зря вы так воздушная смазка применяется и на больших судах
Цитироватьbenderr пишет:
пс. вы удмурт,не?
отчего вы взываете к «уважению мнения оппонента»,a сами строчите хамство на уровне гопника??? :oops:
Батенька!Ну что вы право! так и до инфаркта недалеко!Берегите себя!Я просто вредный.Всегда отвечаю оппоненту его же оружием.Но не злой.Кстати ,наполовину татарин Вас устроит? :oops: :D
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Существуют реактивные торпеды, которые пердят вперёд себя, таким образом создавая газовую прослойку
Если вы про шквал, то принцип создания там газовой прослойки совершенно иной
Ага, про неё, прогнал. Попадалось совершенно иное описание, а там оказывается просто шайба на носу.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну вот и представьте паровую подушку
Плазменную. Из атомарного кислорода и атомарного водорода.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
низкого-низкого давления
высокого-высокого
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Зря вы так воздушная смазка применяется и на больших судах
Применяется, но тебе это никак не поможет.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Ну вот и представьте паровую подушку низкого-низкого давления,большой площади которая тормозится о разреженную атмосферу и передает импульс ЛА.
Это что за новая гениальная суперидея?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
А той же водичкой.В нужном месте,в нужное время возникает облачко пара в котором частица испаряется.Самое смешное,что несмотря на все вопли,в околоземном пространстве в недалеком будущем без этого нельзя будет обойтись
Черт с ней с водичкой, как будете обнаруживать частицы?
ЦитироватьСтарый пишет:
Это что за новая гениальная суперидея?
Неужто интересно.Хорошо но без слова супер.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Denis Voronin пишет:
При торможении с орбитальных скоростей задача стоит обратная - оттормозиться и желательно повыше, чтобы не впечататься в плотные слои,
Повыше это там где атмосфера сильно разрежена.Сечас пытаются использовать надувной щит для этого правда не совсем удачно Горит видимо.Идея тоже проста,избежать прямого контакта с атмосферой.ЛА с надувным конусом направленным по ходу движения.Выпускаем в него воду образующийся пар его заполняет и раскрывается дальше облаком имеющим несколько большее давление чем набегающий поток и площадь гораздо большую чем у конуса.Таким образом нет прямого контакта с атмосферой. увеличивается площадь контакта ,что позволяет начать торможение на больших высотах.Дело за "малым посчитать нужную по всему диапазону плотность и расход воды ну и много еще чего наверняка.
ЦитироватьDenis Voronin пишет:
Плазменную. Из атомарного кислорода и атомарного водорода.
Вы немного не поняли.задача состоит в том чтобы отодвинуть фронт ударной волы от ЛА..Там Т десятки тысяч градусов.Очень большая часть энергии будет излучаться(на конус) и в пространство.Плазма будет отделена от ЛА прослойкой пара из-за чего теплообмен значительно уменьшится.Т Е ЛА будет гнать перед собой плазменный "шарик сбрасывающий энергию.без непосредственного контакта с атмосферой.
Цитироватьthunder26 пишет:
Черт с ней с водичкой, как будете обнаруживать частицы?
Самые мелкие никак,им хватит и пассивной защиты.С остальными сложнее.Нужен локатор субмиллиметрового диапазона,но с АФАР там сложно,либо ЛИДАР на 3-4 км.Время срабатывания 0,1-0,2 сек,точность срабатывания - тысячные доли секунды,чтобы не рассеялось наше облако.Сама защита ,что то типа фасеточного глаза насекомого,в каждой фасетке заряд и рабочее тело.
Это ТЗ?
ЦитироватьШтуцер пишет:
Это ТЗ?
Техзадание?Это то без чего эта система не работоспособна.
Гения прорвало. :|
ЦитироватьOdin пишет:
Гения прорвало. :|
А можно я тебя тоже как нибуть называть буду? :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
либо ЛИДАР на 3-4 км.
А как будет работать лидар? ;) Вобще как ты себе представляешь его работу?
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Сама защита ,что то типа фасеточного глаза насекомого,в каждой фасетке заряд и рабочее тело.
В смысле? Космический аппарат как фасеточный глаз?
ЦитироватьСтарый пишет:
В смысле? Космический аппарат как фасеточный глаз?
Непонятно, то ли умняка,то ли дурака корчишь?Перестань это тебе не к лицу. :|
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
В смысле? Космический аппарат как фасеточный глаз?
Непонятно, то ли умняка,то ли дурака корчишь?Перестань это тебе не к лицу.
Не, непонятно. Я ж не гениальный изобретатель чтоб сходу ловить твои гениальные идеи. Так к чему ты вдруг вспомнил фасеточный глаз?
На работе скучно?Развлекаешься!?Не буду мешать , спокойной ночи. :)
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
На работе скучно?Развлекаешься!?Не буду мешать , спокойной ночи.
Стой! Куда??? Мне тут ещё шесть часов сидеть! Давай чего-нибудь про дирижопль загни, не зря ж ты его к ночи упомянул...
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Цитироватьthunder26 пишет:
Черт с ней с водичкой, как будете обнаруживать частицы?
Самые мелкие никак,им хватит и пассивной защиты.С остальными сложнее
"Самые мелкие" и "остальные" - это категории журнала Космополитен.
Конкретизируйте, какого размера частицы вы собираетесь перехватывать
"С самыми мелкими вобще никак, с остальными ещё сложнее..." :)
расход 1л/сек - это 1.2 m^3 водяного пара (н.у.). На скорости 7 км/с при диаметре фронтальной проекции посадочного аппарата 3 м. это количество воды распределяется в объеме 50000м^3, что эквивалентно концентрации газа в атмосфере при 2*10^-5 Pa (н.у.), т.е. как на высотах порядка 120 км. оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром", дующим со скоростью 7000 м/с (и да, превращено в плазму - эквивалентная "температура" этого ветра - ок. 26 000 K)
ЦитироватьDiZed пишет:
расход 1л/сек - это 1.2 m^3 водяного пара (н.у.). На скорости 7 км/с при диаметре фронтальной проекции посадочного аппарата 3 м. это количество воды распределяется в объеме 50000м^3, что эквивалентно концентрации газа в атмосфере при 2*10^-5 Pa (н.у.), т.е. как на высотах порядка 120 км. оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром", дующим со скоростью 7000 м/с (и да, превращено в плазму - эквивалентная "температура" этого ветра - ок. 26 000 K)
Ну если раскрытие конуса 100 кв м,то подушечка получается нехилая метров этак 100 в диаметре.Итого:плазма высвечивается на расстоянии 100-150 м (за счет сжатия) За счет того же сжатия подушка и ЛА тормозится с эффективной площадью (урежем осетра)1000кв м.Остальное сдувается.Но Главное!На приличном диапазоне высот Бесконтактно!Ну а дальше "плазменный шарик на струе воды.также бесконтактно.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьDiZed пишет:
оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром"
подушечка получается нехилая метров этак 100 в диаметре.
:) Бедняга...
Короче, Василий, что там ходить вокруг да около! Вы лично готовы спуститься на аппарате, у которого теплозащита - струйка воды диаметром милиметр?
Дополню вашу идею - в критический момент вы можете добавить свою струйку!
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьDiZed пишет:
оное ничтожное количество будет бесследно сметено "встречным ветром"
подушечка получается нехилая метров этак 100 в диаметре.
:) Бедняга...
Смешно!И стыдно!Один вроде знает об относительности движения, но применить его не может.Все с точностью до наоборот.Оное ничтожное количество будет продавливать такое же ничтожное количество разреженной атмосферы имея скорость движения около 7 км сек и соответствующую энергию,да еще подпираемое массой ЛА имеющей такую же энергию.Оная подушечка регулируется и даже автоматически уменьшается с ростом давления.Другой забыл,что газы при нагревании расширяются.Особенно это заметно при Т 26 000 С.Третий ваще не знает ,что сцать против ветра нельзя.Детский сад прямо! :cry: :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет: .Другой забыл,что газы при нагревании расширяются.Особенно это заметно при Т 26 000 С
Очередной шедевр..Ну когда этот гений начнёт читать, что написал, пока его другие не ткнут мордой?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Другой забыл,что газы при нагревании расширяются.Особенно это заметно при Т 26 000 С.
Вещества находятся в следующих агрегатных состояниях: твёрдое, жидкое, газ и плазма.
При 26 000 (Цельсий, Кельвин, какая в попу разница?) вещества становятся плазмой.
Какие же вы все сурьезные!Энто же все шуточки ,да легкие подибушечки,а то совсем закостенеете.Весело о серьезном.И про четвертое состояние вещества я еще в детстве почитывал. :oops: :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Какие же вы все сурьезные!Энто же все шуточки ,да легкие подибушечки,а то совсем закостенеете.
Да ты что??? Да упаси бог! Сме#@ёчки над тобой это для нас лёгкая развлекуха. На любом форме должен быть дежурный клоун на котором можно развеяться.
А ты чего, обиделся? :o
развлекаться - так развлекаться.. в меру моего понимания -
"газы расширяются.." - у газа не будет времени это сделать, только нагреться. "26000 градусов" - вообще-то это образная фигура речи ; ) - да, 7000 м/с для азота примерно соотвествует такой температуре в смысле составляющей поступательных степеней свободы, но реальный газ имеет дополнительные степени, его теплоемкость при высоких температурах, обусловленная уже преимущественно колебательными степенями и электронным возбуждением, много выше 3/2R - и после диссипации кинетической энергии, перехода ее в тепловое движение, что синонимично распределению по всем степеням свободы, температура будет существенно ниже - соответственно и скорость расширения будет существенно ниже 7 км/с
в пределе обсуждаемый механизм должен бы выглядеть так: выстреливаем навстречу набегающему потоку (рассмотрим его фрагмент, облачко газа) такого же облачка газа (такой же поток) с такой же скоростью. Поскольку их суммарный импульс нулевой, после столкновения они будут имень нулевую (относительно аппарата) скорость и - вследствие диссипации кинетической энергии - температуру, соответствующую их суммарной кинетической энергии. Поскольку оная температура высока - это облачко быстро излучает существенную долю своей энергии, и аппарат попадает в уже подостывший газ с (близкой к) нулевой скоростью; сколько-то излучения ему тоже достанется - но бОльшая часть рассеется в пространство. Только вот несложно заметить, что гашение скорости аппарата в таком варианте происходит всецело за счет реактивного импульса выбрасываемого вперед газа, имеем просто торможение реактивным двигателем соплом вперед ; ). Если масса и скорость выстреливаемого облачка меньше таковых для набегающего - то будет погашена только часть импульса последнего и диссипирована часть кинетичекой энергии, а если много меньше - то он таки донесет до аппарата практически весь импульс (и соответственно энергию), эффект практически нулевой, получается не "зонтик", а легкий флер. поскольку при заявленных параметрах выстреливаемого потока удельная плотность его в канале, по которому спускается аппарат, ничтожно мала (как у атмосферы на высоте 120 км) - т.е. на два-три порядка ниже таковой в области, где начинается эффективное торможение, - ...
выстреливать воду или газ - с точки зрения энергетики значения практически не имеет, оттормаживание аппарата массой 5 тонн на скорости 7 км/с с ускорением 3g соответствует мощности тепловыделения порядка гигаватта, удельная теплота испарения воды - 2 мегаджоуля на килограмм, 0.2%
ЦитироватьDiZed пишет:
выстреливать воду или газ - с точки зрения энергетики значения практически не имеет, оттормаживание аппарата массой 5 тонн на скорости 7 км/с с ускорением 3g соответствует мощности тепловыделения порядка гигаватта, удельная теплота испарения воды - 2 мегаджоуля на килограмм, 0.2%
Приятно видеть нормальную реакцию нормального человека ,а не словесную клоунаду Старого.Попробуем разобраться.Во первых выстреливать воду с большой скоростью нужно в плотных слоях атмосферы и только для того чтобы отодвинуть от ЛА фронт ударной волны снизив тем самым теплопередачу.да и то максимум 1000м сек(4000 атм)при движении с максимальной скоростью.То что вы написали абсолютно правильно.Но вот только предложенный принцип совершенно другой.Это вариант динамической воздушной подушки сверхнизкого давления ,где за счет высокой энергии рабочего газа при его движении и расширении в атмосфере(конус ) значительно увеличивается площадь взаимодействия. Атмосфера давит на этот конус несколько сжимает его и тормозит.это давление передается на ЛА и тормозит его.Энергия заключенная в 1 кг воды летящей со скоростью 7 кмсек существенно выше теплоты испарения.Но и это не главное главное что энергия ЛА передается атмосфере как и в классическом варианте.С увеличение давления атмосферы будет уменьшаться обьем подушки и расти давление в ней.
ЦитироватьСтарый пишет:
дежурный клоун
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор ,за неимением аргументов превращаешь в клоунаду.Иногда это и смешно,но чаще грустно. :cry:
насколько я представляю, при любом раскладе вы можете "отодвинуть" от аппарата диссипацию только части кинетической энергии набегающего потока, соответствующей той доли его импульса, которая может быть скомпенсирована импульсом встречного потока; бОльшую мощность ударная волна, образующаяся при столкновении потоков, приобрести (и унести) не может - поскольку набегающему потоку просто больше не о что ударяться ; )
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Другой забыл,что газы при нагревании расширяются
Ну а первый не представляет, что расширяются газы со скоростью звука.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Третий ваще не знает ,что сцать против ветра нельзя.Детский сад прямо! :cry: :D
Вы только этим и заняты. Ничем более.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор
Не льсти себе.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Во первых выстреливать воду с большой скоростью нужно в плотных слоях атмосферы
эх,а всего страницу назад было «в высоких,разреженных.....с 8км\с до 1 км\с»!
как все скоротечно... :oops:
Цитироватьbenderr пишет:
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Во первых выстреливать воду с большой скоростью нужно в плотных слоях атмосферы
эх,а всего страницу назад было «в высоких,разреженных.....с 8км\с до 1 км\с»!
как все скоротечно... :oops:
benderr,Вредно повторять Старого.Не выдергивай фазы из контекста.Научись читать тексты полностью,ну или купи себе новые очки.А то начинаешь выглядеть несколько глуповато. :oops:
ЦитироватьСтарый пишет:
Юрий Темников пишет:
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор
Не льсти себе.
Не льсти себе.Я же сказал :"мне начхать.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Юрий Темников пишет:
А я то никак не мог понять зачем ты любой спор
Не льсти себе.
Не льсти себе.Я же сказал :"мне начхать.
А зачем тогда ты льстишь себе и уговариваешь себя что с тобой ктото спорит?
ЦитироватьСтарый пишет:
А зачем тогда ты льстишь себе и уговариваешь себя что с тобой ктото спорит?
Ну прям как маленький!Можно долго и нудно рассказывать про свои идеи.Кто то прочитает,кто то нет.Многим просто неинтересно.А тут!Стоит чуть чуть "зацепить Старого и начинается такая свара,чуть не с пеной у рта.Тут то весь форум сбегается.Ну и заодно моими идеями проникаются потихоньку.Эх ты,самый умный! :cry: :D
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
А зачем тогда ты льстишь себе и уговариваешь себя что с тобой ктото спорит?
Ну прям как маленький!Можно долго и нудно рассказывать про свои идеи.
Конечно можно! Но зачем льстить себе и уговаривать сея что с тобой ктото спорит?
ЦитироватьDiZed пишет:
насколько я представляю, при любом раскладе вы можете "отодвинуть" от аппарата диссипацию только части кинетической энергии набегающего потока, соответствующей той доли его импульса, которая может быть скомпенсирована импульсом встречного потока; бОльшую мощность ударная волна, образующаяся при столкновении потоков, приобрести (и унести) не может - поскольку набегающему потоку просто больше не о что ударяться ; )
Изменено: DiZed (//forum/user/51734/) - 26.09.2017 14:29:09
Мсье Нельзя ли попроще.А то это напоминает анекдот годов этак 80 х.опубликованный в ТМ:Докладчик:Представим себе некую решетчатую конструкцию поставленную на четыре моноциклических агрегата,движущихся по эквидистантным траекториям.Робот переводчик: Представим себе Телегу.
ЦитироватьСтарый пишет:
Конечно можно! Но зачем льстить себе и уговаривать сея что с тобой ктото спорит?
Из стертой темы:Я же говори,что спорить с тобой бесполезно.Не скажу,что я тебя использовал, но заводился ты с полпинка.Ну и оттуда же:Человечишко который наВЕСЬ форум сообщает :я над тобой издевался!!??ИМХО достоин только вечного бана или всеобщего презрения.С неуважением Ю Т.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Мсье Нельзя ли попроще.А то это напоминает анекдот годов этак 80 х.опубликованный в ТМ:Докладчик:Представим себе некую решетчатую конструкцию поставленную на четыре моноциклических агрегата,движущихся по эквидистантным траекториям.Робот переводчик: Представим себе Телегу.
ну давайте представим телегу. привяжите систему координат к аппарату, объедините мысленно шарики-молекулы набегающего потока, проходящие в единицу времени через сечение канала, в котором спускается аппарат , в одни шар; его импульс и энергия равны импульсу и энергии этого потока за это время. Сделайте то же самое с вашей струйкой воды. Их импульсы соотносятся примерно как 1000:1; вы пытаетесь стрелять по пушечному ядру дробинкой. можете целиться под любым углом, результат будет аналогичным; сколь-либо существенно ни затормозить, ни отклонить, ни разогреть ядро вы не сможете, каким бы ни был удар: центральным, нецентральным, упругим или с полной диссипацией энергии (все эти ситуации несложно просчитать энергетически). это элементарная механика, обмануть ее невозможно
ЦитироватьDiZed пишет:
Сделайте то же самое с вашей струйкой воды. Их импульсы соотносятся примерно как 1000:1; вы пытаетесь стрелять по пушечному ядру дробинкой. можете целиться под любым углом, результат будет аналогичным; сколь-либо существенно ни затормозить, ни отклонить, ни разогреть ядровы не сможете, каким бы ни был удар: центральным, нецентральным, упругим или с полной диссипацией энергии (все эти ситуации несложно просчитать энергетически). это элементарная механика, обмануть ее невозможно
Вы как то не понимаете идею и сам процесс.Импульс гасится не струйкой воды баш на баш.Струйка воды испаряясь создает газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА.Задача этой подушки уберечь ЛА от непосредственного контакта с атмосферой.А в случае полета на больших высотах увеличить еще и площадь взаимодействия ЛА с атмосферой позволяя начать торможение при гораздо меньшем атмосферном давлении и несколько раньше.Напомню, это голая идея.Возможно и неосуществимая,скажем из-за того, что эта подушка будет быстро сдуваться набегающим потоком и эффект от нее будет несущественным.Просто показалось интересным попытаться облегчить возвращение ЛА на Землю как и способ достичь этого
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Струйка воды испаряясь создает газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА.
ДиЗед, ты ему хотел чтото объяснить? ;)
ЦитироватьСтарый пишет:
ДиЗед, ты ему хотел чтото объяснить? ;)
да нет, не особо; пытаться объяснять полезно главным образом чтобы убедиться, что сам понимаешь. но да, если "газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА" - то я пас
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/75741)
нет, мои преподавательские рефлексы не позволяют так просто сдаваться ; )
вот картинка из английской вики, фото обтекания модели аппарата газовой средой на гиперзвуковой скорости.
черная кривая - фронт ударной волны, типовая толщина - несколько длинн свободного пробега молекул в данных условиях.
среда левее ее ничего не знает о движении аппарата.
между фронтом и аппаратом - "кипящая" область, газ, кинетическая энергия которого диссипирует столкновениями молекул между собой, с набегающим потоком и с корпусом аппарата.
аэтодинамика и вики постулируют, что толщина этого слоя (точнее расстояние от фронта до точки нулевой скорости) ~0.14 радиуса, т.е. типичные значения ~20 см.
весь набегающий поток врывается в эту область, тормозится, нагревается и выплескивается по периферии, формируя продолжение фронта ударной волны за границами аппарата. Время прохождения газовым потоком этой области оценивается в десятки микросекунд, считается, что за это время достигаются соответствующие температуре оной области химические равновесия (для воздуха это в основном диссоциация азота и кислорода и образование окислов азота, при высоких температурах, соответствующих скоростям выше первой космической становится существенной ионизация). Унос энергии этим разогретым исходящим газовым потоком и рассматривается как основной механизм рассеяния энергии торможения в виде тепла, хотя при высоких температурах и заполнении колебательных уровней существенным становится вклад ИК. Фронт ударной волны - это не непробиваемый твердый купол, это область сжатия, разграничивающая два состояния, две области газовой среды - невозмущенный набегающий поток и сжатый и нагретый при диссипации кинетической энергии газ. кстати, давление там не так уж и высоко - для аппарата массой 5т и диаметром ~ 3м при ускорении торможения 3g избыточное давление газа на щит должно составлять вроде бы всего 0.2 атм.
где здесь область, в которую можно впрыснуть небольшие количества воды, чтобы получить паровую подушку? и как этот процесс может увеличить эффективность торможения при низких давлениях?
ЦитироватьDiZed пишет: но да, если "газовую подушку,через которую тормозящий импульс от атмосферы передается ЛА" - то я пас
Дык!
ЦитироватьDiZed пишет:
где здесь область, в которую можно впрыснуть небольшие количества воды, чтобы получить паровую подушку?
Естественно между днищем аппарата и фронтом ударной волны, он же ясно сказал. :)
Цитировать и как этот процесс может увеличить эффективность торможения при низких давлениях?
Легко. :)
Представь что снизу к спускаемому аппарату приделали огромную надувную резиновую подушку. Диаметром в несколько раз больше спускаемого аппарата. Представляешь насколько эффективнее он будет тормозить?
А теперь представь что резиновую оболочку этой полушки убрали а газ который в ней был - остался. И образует такую же надутую подушку но только без оболочки. :)
А так как сжатый газ без оболочки разбегается в разные стороны то для его пополнения впрыскивается всё новая вода, которая испаряется и полученный пар пополняет собой эту самую подушку без оболочки. Вот в чём состоит его гениальная суперидея - торможение огромной надувной подушкой без оболочки.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьDiZed пишет:
где здесь область, в которую можно впрыснуть небольшие количества воды, чтобы получить паровую подушку?
Естественно между днищем аппарата и фронтом ударной волны, он же ясно сказал. :)
а зачем тогда трубочка, 40 000 атмосфер и скорость потока 1 км/с??? тогда уж вроде логично сделать щит пористым и выдавливать через него воду как через губку, авось да хотя бы пограничный слой будет обогащен водяным паром
про подушку - ну да, я тоже что-то такое заподозрил, но пока в явном виде это не прозвучало
ЦитироватьDiZed пишет:
а зачем тогда трубочка, 40 000 атмосфер и скорость потока 1 км/с???
Дык чтоб полученным паром надувать подушку, по моему это достаточно очевидно. :)
Цитировать тогда уж вроде логично сделать щит пористым и выдавливать через него воду как через губку, авось да хотя бы пограничный слой будет обогащен водяным паром
Для бывшего врача скорой помощи это слишком сложно. Опять же интуитивно чувствуется что весь этот приграничный слой будет просто сдуваться и большая широкая подушка точно не получится. Надо отбросить процесс газообразования подальше - и тогда подушка получится толстая, широкая и упругая.:) Сделать инъекцию в самый центр этой подушки чтоб пар равномерно расширялся во все стороны и надувал её - это и любому врачу понятно. :)
Цитироватьпро подушку - ну да, я тоже что-то такое заподозрил, но пока в явном виде это не прозвучало
Он косноязычен, не может в явном виде формулировать мысли, путанные мыли - путанная речь. К тому же гуманитарий, не владеет техническим языком. Я за много лет изучения гениальных изобретателей научился понимать их с полслова, в худшем случае после одного-двух уточняющих вопросов.
ЦитироватьDiZed пишет:
а зачем тогда трубочка, 40 000 атмосфер и скорость потока 1 км/с???
Давление и скорость чтобы это отлетало подальше от днища преодолевая скоростной напор. Чтоб подушка надувалась гдето там, подальше, чтоб толстой была. :)
Старый перестань ёрничать!Нет никаких гениальных суперидей.Есть одна сверхсложная задача.Надежный и дешевый выход в космос.В решении которой я "в меру своей испорченности пытаюсь принять участие.Основное направление :попытка использовать внешние ресурсы.Труба,АТОС,Посадка вместо стыковки ,АКС два в одном.Многоморковочный универсальный супертяж вокруг ПН.Копаясь в старых темах,проблема пробоя атмосферы снизу вверх на космических скоростях ,нашел идею защиты с помощью выдвижного сгорающего вольфрамового стержня.Вспомнил про резку металла водяной струей высокого давления.По сравнению с "ломиком у нее много преимуществ:во первых она не горит,более высокая теплоемкость при нагреве до плазмы,та самая газовая подушка отодвигает ударную волну и у ЛА нет прямого контакта с плазмой,что значительно уменьшает теплообмен,уменьшается сопротивление(газовая смазка,пусть частичная).О потении я тоже помню,именно дополнительная энергия струи воды увеличивает обьем подушки и уменьшает унос пара.Когда Дизед(извиняюсь)спросил о торможении в верхних слоях атмосферы ,мне показалось что и эту задачу можно решить тем же методом.Только часть подушки в виде аэродинамического щита вероятно лучше оставить.Ну и давление (всетаки 4000 атм) скорее всего не потребуется.Как все таки приятно просто поговорить,выслушать и понять мнение собеседника.высказать свое,найти общее решение,или его отсутствие. :)
Старый,кстати, вспомнил твое сообщение о деформации стрелок, выстреливаемых в воду с большой скоростью.Несколько слов Дмитрия В ключ к решению:При угле входа 0 градусов боковые силы равны Нулю.Т Е нужен управляемый полет:скажем отклоняемый носок.Вот только скорость реакции должна быть ого-го.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Нет никаких гениальных суперидей.
Как это нет? :o А труба с водородом внутри и инвертированным ГПВРД? :o А надувная подушка без оболочки которая тормозит КА? :o Что, уже нету??? :o
ЦитироватьЕсть одна сверхсложная задача.
Да! Задача не для средних умов а для гениальных изобретателей! :idea:
ЦитироватьВ решении которой я "в меру своей испорченности пытаюсь принять участие.
И это правильно! Если не ты то кто же? :oops:
ЦитироватьСтарый пишет
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Нет никаких гениальных суперидей.
Как это нет? :o А труба с водородом внутри и инвертированным ГПВРД? :o А надувная подушка без оболочки которая тормозит КА? :o Что, уже нету??? :o
ЦитироватьЕсть одна сверхсложная задача.
Да! Задача не для средних умов а для гениальных изобретателей! :idea:
ЦитироватьВ решении которой я "в меру своей испорченности пытаюсь принять участие.
И это правильно! Если не ты то кто же? :oops:
Старый Ламер
Ой беда!! Старый опять переключился на спинномозговой узел. :cry: Только его супергениальный спинной мозг может принять элементарное техническое предложение за гениальную суперидею. :cry: Все правильно!Знание -сила!А сила есть ума не надо! :( Раз уж человек требует продолжения банкета,нате вам. :oops:
ЦитироватьЮрий Темников пишет: Только его супергениальный спинной мозг может принять элементарное техническое предложение за гениальную суперидею. :cry:
Какое ж это элементарное? Элементарное всё давно придумано. А это гениальная суперидея. До такого никто кроме тебя не додумался.
Заинтересовал вот какой вопрос.Для увода РН со старта при аварии приходится использовать запас тяги двигателей и возможность кратковременного их форсирования.Предлагались и дополнительные ТТУ.Но все это и сложно и дорого.Вспомнил про успехи материаловедения.Предлагаю навешивать на РН бустеры заполненные перегретой водой под высоким давлением.УИ и масса не имеют никакого значения.Задача проработать 20-30 сек и увести РН со старта.100% надежна и безопасна,очень дешевая в производстве и эксплуатации.
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Для увода РН со старта при аварии приходится использовать запас тяги двигателей и возможность кратковременного их форсирования.
Нет. Нет таких ракет которые бы использовали чтото особое для увода со старта. Если оставшаяся тяга позволяет то ракета уходит, если не позволяет - взрывается на старте. Более того, подавляющее количество ракет имеют один двигатель и в случае его отказа им просто нечего больше делать.
ЦитироватьПредлагаю навешивать на РН бустеры заполненные перегретой водой под высоким давлением.УИ и масса не имеют никакого значения.Задача проработать 20-30 сек и увести РН со старта.100% надежна и безопасна,очень дешевая в производстве и эксплуатации.
Ты считаешь что это просто и дёшёво?
Самый простой способ избежать разрушения старта это делать ракеты которые не взрываются на старте, тогда их и уводить не надо будет. Этот способ за его простоту и дешевизну и применяется во всём мире.
Думаешь я не в курсе?Просто красивая идея без затей.Кстати со старта будет уходить со свистом-меньше повреждений. ;)
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Думаешь я не в курсе?Просто красивая идея без затей.Кстати со старта будет уходить со свистом-меньше повреждений.
Не. Абсолютно некрасивая идея.
Главные некрасивости:
1. Использовать специальные устройства для увода
2. Использовать в качестве топлива нагретую воду.
ЦитироватьСтарый пишет:
Самый простой способ избежать разрушения старта это делать ракеты которые не взрываются на старте, тогда их и уводить не надо будет. Этот способ за его простоту и дешевизну и применяется во всём мире.
еще ракеты уводят минометным стартом :-)
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Самый простой способ избежать разрушения старта это делать ракеты которые не взрываются на старте, тогда их и уводить не надо будет. Этот способ за его простоту и дешевизну и применяется во всём мире.
еще ракеты уводят минометным стартом
Особенно "удачно" увели самую первую. :)
На трансляциях SpaceX и не только SpaceX есть отображение скорости ракеты, что это за скорость?
Интересует конструкция баков первых ступеней двух ракет носителей: Зенита и Атласа в версии с РД-180. Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
И если есть фотки, то где их можно посмотреть.
Спасибо. :)
ЦитироватьKrMolot пишет:
Интересует конструкция баков первых ступеней двух ракет носителей: Зенита и Атласа в версии с РД-180. Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
И если есть фотки, то где их можно посмотреть.
Спасибо. :)
Вафля есть, внутренняя. Вот зенитовская от Вована:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86132)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот зенитовская от Вована:
Интересно, что окрасило обломок в такой цвет?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вафля есть, внутренняя.
Ясно, спасибо.
П.с. я тут давеча видел новый ролик (https://youtu.be/LIso_hTmY6M) о Сармате где видна внешняя фрезеровка на элементах конструкции. Вот после этого и задался вопросом: а как обстоят с этим дела на других ракетах. Особенно на Зените и Атласе-5. :) Хотелось выдвинуть некую теорию, но видимо не судьба. :( :)
ЦитироватьKrMolot пишет:
Интересует конструкция баков первых ступеней двух ракет носителей: Зенита и Атласа в версии с РД-180. Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
И если есть фотки, то где их можно посмотреть.
Спасибо. :)
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
ЦитироватьСтарый пишет:
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
Меня ни Сармат ни Воевода в данном случае не интересовали. Меня интересовали баки первых ступеней вышеназванных РН (Зенит и Атлас-5). Но как я понял Дмитрий. В. ответил за обе ракеты, а значит моя теория немного не сходится. :D Но фотки баков Атлас-5 первой ступени всё же хотелось бы посмотреть, если у кого есть.
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вот зенитовская от Вована:
Интересно, что окрасило обломок в такой цвет?
Удивительно красная глина в этом месте. Марс. ;)
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86167)
ЦитироватьKrMolot пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
Меня ни Сармат ни Воевода в данном случае не интересовали. Меня интересовали баки первых ступеней вышеназванных РН (Зенит и Атлас-5). Но как я понял Дмитрий. В. ответил за обе ракеты, а значит моя теория немного не сходится. :D Но фотки баков Атлас-5 первой ступени всё же хотелось бы посмотреть, если у кого есть.
Фоток внутренней поверхности не нашел. Пока только рисунок: https://pbs.twimg.com/media/C9qewDYXgAAkxF0.jpg:large
Бак Р-36М
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86181)
А вот и фото:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86182)
ЦитироватьKrMolot пишет:
Имеется ли у них вафельная фрезеровка и если есть, то как она сделана: наружу баков или вовнутрь?
Если оболочечная конструкция не находится в набегющем потоке, её выгоднее делать вафельным фоном наружу. Есть технологические преимущества и преимущества как несущей конструкции.
У ракет про которые Вы спрашиваете - вафельный фон баков - внутренний. А вот например модулей орбитальной станции "Мир" - наружний.
ЦитироватьТуман Андромедов пишет:
У ракет про которые Вы спрашиваете - вафельный фон баков- внутренний. А вот например модулей орбитальной станции "Мир" - наружний.
Это идет от ТКСов. Вот почти голый корпус.
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86183)
На корпусе собраны монтажи СТР и ДУ.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Это идет от ТКСов
Это идёт от грамотного понимания как работает оболочка, имеющая различные виды подкрепления. Собственно, эту приписку я сделал для "подумать и покопаться".
А конструкцию ТКС делали грамотные люди, тут кто бы спорил, только не я.
Возник вопрос с точки зрения геометрии сот, полученных механическим фрезерованием.
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86184)
Если фрезерование ведется в цилиндрической системе координат, цилиндрической фрезой, стенки сот будут иметь утоньшение, а на поверхности цилиндра будет плоскость, прилегающая к углу сот и равная половине диаметра фрезы. Если соты наружные, то стенка сот будет расширяющейся.
Штуцер, ничто не мешает использовать фрезу с любой, необходимой, формой как боковой, так и торцевой поверхности. В результате всё будет фрезироваться с одинаковой толщиной ребер жесткости.
Не будет.
ЦитироватьNeru пишет:
Штуцер , ничто не мешает использовать фрезу с любой, необходимой, формой как боковой, так и торцевой поверхности. В результате всё будет фрезироваться с одинаковой толщиной ребер жесткости.
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
Так? ;)
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86185)
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86186)
А это Красмаш:
Стол вращается и ,следовательно, реж инструмент перемещается в цилиндрической системе координат.
Как тут быть?
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86187)
ЦитироватьШтуцер пишет:
А это Красмаш:
Стол вращается и ,следовательно, реж инструмент перемещается в цилиндрической системе координат.
Как тут быть?
Никак. Забить на все эти разнотолщинности, которые дают эффект в пределах точности расчетов.
Можно задать наивный вопрос? Очень понравились картинки с фрезерованием. Но как при такой поверхности "моют баки", о чем часто упоминают в темах про Зенит?
ЦитироватьRaul пишет:
Можно задать наивный вопрос? Очень понравились картинки с фрезерованием. Но как при такой поверхности "моют баки", о чем часто упоминают в темах про Зенит?
Кёрхером. :)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
А не треснет с одной стороны и сомнётся с другой?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
А не треснет с одной стороны и сомнётся с другой?
С какого?
ЦитироватьRaul пишет:
Можно задать наивный вопрос? Очень понравились картинки с фрезерованием. Но как при такой поверхности "моют баки", о чем часто упоминают в темах про Зенит?
Раньше, ЕМНИП, на ЮМЗ баки бязевой тряпочкой, смоченной в этаноле. Баки блока Ц на "Прогрессе" мыли хладоном автоматизированно.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
А не треснет с одной стороны и сомнётся с другой?
С какого?
С вешней стороны треснет а с внутренней - сомнётся? :oops:
ЦитироватьKrMolot пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Посмотри фотографии крупным планом Р-36М2 в украинских музеях.
Можно и Атласа-5 хвостовую часть.
Меня ни Сармат ни Воевода в данном случае не интересовали.
Насколько я понимаю в ролике про который ты спрашивал показывали фрезерование силового шпангоута Сармата. Толи распорного толи для амортизаторов которыми он опирается на стенки контейнера. А шпангоут и стенки баков - не одно и то же. Шпангоут вполне может быть дырками наружу.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как вариант, можно фрезеровать плоскую панель а потом ее гнуть.
На 4100 - понятно, а на размер 8К84 ?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Раньше, ЕМНИП, на ЮМЗ баки бязевой тряпочкой, смоченной в этаноле.
Ох, народ видать нанюхивался! :)
ЦитироватьБаки блока Ц на "Прогрессе" мыли хладоном автоматизированно.
Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония. Путём полного заполнения бака. Заодно и качество сварки проверяют. Бихромат как сильный окилитель съедает и всю оставшуюся в баках органику типа отпечатков пальцев.
Штуцер, посмотрите вот здесь : https://docviewer.yandex.ru/view/56005548/?*=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%3D%3D&lang=ru
ЦитироватьСтарый пишет: Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония. Путём полного заполнения бака.
Имхо с алюминием нельзя бихромат - может и загореться. Или там баки из чего?
Цитироватьdmdimon пишет:
ЦитироватьСтарый пишет: Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония. Путём полного заполнения бака.
Имхо с алюминием нельзя бихромат - может и загореться. Или там баки из чего?
Из алюминиевого сплава АМГ. Наверно защитная оксидная плёнка образуется. :oops:
Наврядли. Азотка да, пассивирует, а из бихромата и алюминия делают опыт "вулкан", правда, там бихромат калия (по памяти)
бихромат (а еще - серная, щавелевая кислоты, etc) - стандартные электролиты для анодирования алюминия и его сплавов. на поверхности алюминия всегда есть оксидная пленка, в такой среде начинают конкурентно протекать два процесса - ее медленное растворение и образование нового оксида, в результате чего образуется микропористое покрытие из оксида требуемой толщины. обычно используют водный раствор бихромата или хромовой кислоты концентрации 50-100 г/л, он по реакционной способности не имеет ничего общего с кристаллическим веществом, твердофазные реакции и реакции в растворе - это обычно совсем разная химия
ЦитироватьСтарый пишет:
Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония.
Интересно... раствор в чём? Что-то вроде хромовой смеси для чистки химической посуды?
Цитироватьdmdimon пишет:
Наврядли. Азотка да, пассивирует, а из бихромата и алюминия делают опыт "вулкан", правда, там бихромат калия (по памяти)
Я в школьные годы делал "вулкан" из одного только бихромата аммония, алюминий там вроде не требуется, он и так разлагается неплохо. Бихромат калия, ЕМНИП, так не разлагается вообще.
Цитироватьdmdimon пишет:
Имхо с алюминием нельзя бихромат - может и загореться. Или там баки из чего?
Сразу скажу, что я не химик, но интересно -- как алюминий бака может загореться от раствора бихромата (в воде? серной кислоте? их смеси?). Не сухой же его в бак засыпают...
Цитироватьmahor11 пишет:
Штуцер, посмотрите вот здесь : https://docviewer.yandex.ru/view/56005548/?*=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%3D%3D&lang=ru (https://docviewer.yandex.ru/view/56005548/?*=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%3D%3D&lang=ru)
Спасибо, почитаем. Вопросы выбора стратегии обработки (при фрезеровании)решаю каждый день. :)
Увы, тут задачка плоского, практически двумерного фрезерования.
Цитироватьh4lf
хромка которой посуду моют - раствор бихромата в концентрированной серной кислоте; по-моему так органику убирать - чересчур радикально, работать с ней в таких объемах очень неприятно, думаю, там все же водный раствор концентрацией ~10%, может подкисленный, он всю органику не уберет, ее все же лучше спиртом-фреоном, но мелкую стружку подтравит - и микропористую оксидную пленку стабилизирует. конечно, в водном растворе ничего не загорится - да и в хромке тоже.
"вулкан" из бихромата аммония и из бихромата с алюмиинием - разные вещи, первый - разлагается при довольно умеренной температуре и образует красивую горку окиси хрома, второй - род термита, дает высокую температуру с фейерверком расплавленного металла и шлака.
Цитироватьh4lf пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Говорят хруники баки Протона моют раствором бихромата аммония.
Интересно... раствор в чём?
В воде.
Цитироватьdmdimon пишет:
Наврядли. Азотка да, пассивирует, а из бихромата и алюминия делают опыт "вулкан", правда, там бихромат калия (по памяти)
Какраз аммония. Аммиак окисляется воздухом на окиси хрома как катализаторе, при этом хлопья окиси хрома раскаляются до красна что и дают эффект вылетающего из жерла раскалённого пепла.
А вот баки кажется да, моют бихроматом калия. Перепутал с аммонием потому что "вулкан" мне гораздо привычнее. :)
Цитировать Аммиак окисляется воздухом на окиси хрома как катализаторе
воздух там не нужен,это внутримолекулярная реакция, окислителем является хромат-анион
(NH4)2Cr2O7=>Cr2O3+N2+4H2O
ЦитироватьDiZed пишет:
воздух там не нужен,это внутримолекулярная реакция, окислителем является хромат-анион
(NH4)2Cr2O7=>Cr2O3+N2+4H2O
Хммм... А почему если запалить это в замкнутом объёме то хлопья окиси раскаляются только вылетев на воздух? Внутри они не красные.
И ещё забавно кинуть в этот вулкан (можно уже отработавший) черенок от спички или какую аналогичную деревяшку. Деревяшка постепенно превращается в уголь а окись вокруг неё раскаляется. Огня при этом нет. Чувствую без каталитического окисления тут никак.
это обычная окись хрома, попробуй засунуть спичку в пасту ГОИ; вряди ли удастся дождаться - чтобы она раскалилась. катализатором она где-то как-то может быть, но здесь о катализе говорить необходимости нет. вулканчик отлично отработает и на луне. я бы не стал оффтопить о нем - если бы это не был канонический образчик того, как форумчане имеют смутное представление о предмете, но спешат высказать безапелляционное мнение об оном и упорствовать в нем. ты-то еще не самый тяжелый случай впрочем..
Вот отсюда ...http://www.findpatent.ru/patent/204/2046124.html
ЦитироватьИспользование: в химии ракетного топлива, в частности в способах нейтрализации горючего. Сущность изобретения: при очистке топливных баков ракеты от остатков горючего несимметричного диметилгидразина в бак подают формалин в объеме на 10-20 больше объема горючего в баке, бак вращают на 360°, затем к содержимому добавляют водный раствор соляной кислоты концентрацией 30 мас. бак еще раз поворачивают на 360°, после этого бак промывают водой, удаляя образованную смесь.
Изобретение относится к химии ракетного топлива, в частности к способам нейтрализации горючего 1,1-диметилгидразина (НДМГ).
Известен способ каталитического разложения НДМГ на палладиевом и иридиевом катализаторах [1] Недостатком указанного способа является низкая производительность.
Известен способ вымывания НДМГ из топливных баков с помощью различных растворителей. В качестве вымывающего агента чаще всего используется керосин [2] Недостатком этого способа является большой расход керосина, так как для достаточно хорошей очистки топливных баков необходимо несколько циклов вымывания.
Прототипом изобретения является способ вымывания НДМГ с помощью фреонов. Очистка баков от НДМГ происходит за счет растворения НДМГ во фреоне, подачи фреона в контактный аппарат, где происходит реэкстракция НДМГ из фреона в воду. Затем фреон перегоняют для повторного использования. Вода, содержащая НДМГ, дожигается в керосине [2] Недостатками способа-прототипа являются необходимость в проведении 3-5 циклов обработки баков одной ракеты фреоном для снижения концентрации НДМГ ниже ПДК; образование больших количеств воды, загрязненной НДМГ; необходимость сжигания загрязненной воды, что приводит к значительному расходу керосина; загрязнение окружающей среды фреоном и НДМГ в случае малейших неплотностей в системе; необходимость перегонки загрязненного фреона и уничтожение грязных остатков.
Целью изобретения является повышение степени очистки, улучшение технологичности процесса нейтрализации.
Цель достигается тем, что в способе очистки топливных баков ракеты от остатков горючего несимметричного диметилгидразина, включающего подачу в баки нейтрализующего агента и последующее удаление образующейся смеси, при этом в качестве нейтрализующего агента используют формалин, в объеме на 10-20% больше объема горючего, затем к нему добавляют водный раствор соляной кислоты концентрации 30 мас. причем, как после подачи формалина, так и после подачи соляной кислоты баки ракеты дополнительно поворачивают вокруг продольной оси на 360оС, а удаление образующейся смеси осуществляют водой.
Способ реализуется следующим образом.
В бак с остатками горючего подают формалин в объеме на 10-20% больше объема горючего, бак поворачивают на 360о, затем к содержимому добавляют водный раствор соляной кислоты концентрацией 30 мас. бак еще раз поворачивают на 360о.
Подача в баки 30%-ного раствора соляной кислоты. Данная операция должна выполняться сразу же после первой без перерыва. Кислоту добавляют в избытке до полного прекращения реакции, которая завершается в течение 5-10 мин. Интенсивность добавления должна быть такой, чтобы температура в баках не поднималась выше 50-60оС.
Поворачивание ракеты после этих операций вокруг своей оси приводит к завершению реакций образования диметилметиленгидразина и димеризации его в бис-диметилгидразинглиоксаля в застойных зонах.
Примером конкретного выполнения является нейтрализация топливных баков объемом около 5 м3. Остаточная загрязненность в них оценивается 40-45 кг НДМГ. Через запорно-дренажный клапан в баки подают 120 кг 20% раствора формалина. После этой операции ракету поворачивают вокруг своей оси. Затем в баки подают 20 кг 30%-ной соляной кислоты в течение 10 мин. Запорно-дренажный клапан закрывают в ракету и поворачивают вокруг своей оси повторно. После этих операций баки троекратно промывают водой (по 300-400 л). Химический анализ воды, проведенный фотометрическими и газохроматографическими методами, показал полное отсутствие в ней НДМГ. Проведенный цикл приводит к полному уничтожению НДМГ в баках.
Формула изобретения
СПОСОБ ОЧИСТКИ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ РАКЕТЫ ОТ ОСТАТКОВ ГОРЮЧЕГО НЕСИММЕТРИЧНОГО ДИМЕТИЛГИДРАЗИНА, включающий подачу в баки нейтрализующего агента и последующее удаление образующейся смеси, отличающийся тем, что в качестве нейтрализующего агента используют формалин в объеме на 10 20% больше объема горючего, затем к нему добавляют водный раствор соляной кислоты концентрации 30 мас. причем как после подачи формалина,так и после подачи соляной кислоты баки ракеты дополнительно поворачивают вокруг продольной оси на 360o, а удаление образующейся смеси осуществляют водой.
http://www.findpatent.ru/patent/204/2046124.html (http://www.findpatent.ru/patent/204/2046124.html)
© FindPatent.ru - патентный поиск, 2012-2018
Цитироватьmahor11 пишет:
После этих операций баки троекратно промывают водой (по 300-400 л). Химический анализ воды, проведенный фотометрическими и газохроматографическими методами, показал полное отсутствие в ней НДМГ.
Чет как то просто....
А если пустой бак после этого выдержать недельку и взять пробу газа?
Что то подсказывает мне, что в нем будут следы гептила.
DiZed, спасибо за пояснение. Всё же в воде, а то полный бак концентрированной серной кислоты, да ещё для проверки качества сварки (а вдруг плохое?) это как-то да... радикально.
Под "вулканом" я имел ввиду обычную школьную демонстрацию. Хотя с термитом тоже вполне себе "вулкан", но тогда лучше брать что-нибудь другое вместо бихромата -- оказывается эти бихроматы довольно-таки вредные вещества (даже не помню - знал я об этом тогда или нет).
На получившихся хлопьях этой окиси хрома хорошо тлеет парафин. В каком то из учебников прочитал про такое каталитическое окисление (или как там его) - решил повторить.
Для того чтоб получить термит нужно брать окисел металла менее активного чем алюминий. Например железа.
А если насыпать алюминиевого порошка в бихромат аммония то из вулкана просто будут вылетать искры горящего алюминия. Ни термита ни взрыва как с марганцовкой не получается.
Старый, бихромат калия с алюминием вроде как вполне реагирует, внешне похоже на термит (и на вулкан тоже)
прув: https://youtu.be/z_hLFMS45Co
Цитироватьh4lf пишет:
Старый , бихромат калия с алюминием вроде как вполне реагирует, внешне похоже на термит (и на вулкан тоже)
прув: https://youtu.be/z_hLFMS45Co
Увы, бихромата калия у меня не было, только аммония.
Цитироватьh4lf пишет:
На получившихся хлопьях этой окиси хрома хорошо тлеет парафин. В каком то из учебников прочитал про такое каталитическое окисление (или как там его) - решил повторить.
вот прямо на холодной окиси тлеть начинает? гм.. вообще-то полировальная паста ГОИ - это смесь парафина и окиси хрома, и она вполне стабильна. окись хрома умеет активировать С-H связи, и поэтому используется как катализатор циклизации и ароматизации, соответственно на ней в пределе возможна и полная дегидрогенизация органики - т.е. ее обугливание.. вот только работать Cr2O3 начинает при ~450 oC. свежеполученные мелкодисперсные субстанции бывают аномально активны - но чтоб настолько.. все ж подозреваю - надо чтобы окись была еще горячая
ЦитироватьDiZed пишет:
вот прямо на холодной окиси тлеть начинает?
нет конечно. Требовался начальный подогрев -- грел сверху открытым пламенем, а после загорания сбивал пламя. Верхние кудряшки оксида раскалялись докрасна, подогревали парафин в нижних (которые выполняли функции фитиля), он дымил и на этом дыму верхние кудряшки и раскалялись. Поверхность тлела не вся, а очагами (поджигал в жестяных крышках/пробках). Всё это сильно дымило. Вроде так, насколько я помню.
Ещё что интересно -- полировать полученной окисью у меня почему-то не получалось. Смешивал и с парафином и со стеарином, но по сравнению с заводской ГОИ она полировала никак. Не знаю, что я делал не так.
Цитироватьh4lf пишет:
нет конечно. Требовался начальный подогрев -- грел сверху открытым пламенем, а после загорания сбивал пламя. Верхние кудряшки оксида раскалялись докрасна, подогревали парафин в нижних (которые выполняли функции фитиля), он дымил и на этом дыму верхние кудряшки и раскалялись.
Ещё что интересно -- полировать полученной окисью у меня почему-то не получалось. Смешивал и с парафином и со стеарином, но по сравнению с заводской ГОИ она полировала никак. Не знаю, что я делал не так.
а! ну тогда да, никаких чудес.
я когда электрохимией занимался - торцы платиновых микроэлектродов (тонкая платиновая прволока, впаянная в стекло) полировал такой окисью, но просто на влажную тряпочку насыпал, без пластификатора. а так там и пропорции играют роль, и наверное другие пластификаторы присутствуют, я бы попробовал немного глицерина добавить
ЦитироватьRadioactiveRainbow пишет:
Сабж.
1) Говорят, существует в нашей Раше какой-то супер-ТНА, характерной особенностью которого является высокая частота вращения (~100 000 об/мин).
Кто-нибудь знает, что это за чудо, что о нём известно, и где можно посмотреть его фотки и/или изображения?
2) Почему на срезе сопла не делают небольшой длины циллиндрический участок?
Нулевой угол раствора позволил бы (а, кстати, позволил бы?) избежать потерь на неодномерность потока (веерность). В то же время, небольшая длина участка не создала бы существенных потерь на трение. Так что, теоретически, суммарные потери сопла должны уменьшиться.
Где ошибка?
3) Вопрос...
Вот, допустим, расчитываем камеру РД. Исходя из заданного давления в КС и расхода (и, естественно, состава продуктов сгорания) получили, среди прочих параметров, площадь критического сечения.
Теперь изготовили камеру в железе, и запустили на расчётном режиме.
При уменьшении расхода и, следовательно, давления в КС - прекратится ли сверхзвуковое течение? То есть, будет ли сверхзвуковое сопло работать при неизменной геометрии и давлении в КС ниже расчётного?
3.5) Если будет - насколько можно уменьшить давление в КС, пока сопло не перестанет работать?
Экзамен по китайскому языку для студента-первокурсника:-)? Попробую сдать:
1. Такой ТНА может и есть, только нафиг он нужен? Сделать двухступенчатый (но не больше!), всего и делов.
2. Веерность и потери на трение ни причём. Даже лишняя парабола экономически невыгодна, не то что цилиндр.
3. Работать-то будет, только в каких пределах – навскидку не скажу.
Что можно сделать? Переменное во времени критическое сечение (и заодно заменяемое при ремонте) для многоразовости двигателя.
Хотелось бы регулировать расход в пределах 20%.
ЦитироватьDiZed пишет:
бихромат (а еще - серная, щавелевая кислоты, etc) - стандартные электролиты...
Ну как-бы да, все так, просто там фигурировал "бихромат, сжигающий органику" или как-то так. Вот собственно я и усомнился. Химия была давно, но бросать в такое алюминий я бы лично застремался. Ну или наливать в алюминиевую тару ))
Цитироватьh4lf пишет:
сравнению с заводской ГОИ она полировала никак. Не знаю, что я делал не так.
размер абразивных элементов не тот получился
ЦитироватьСтарый пишет:
А вот баки кажется да, моют бихроматом калия. Перепутал с аммонием потому что "вулкан" мне гораздо привычнее. :)
Это уже теплее. Но ты применяшь какие то заумные термины. Бихромат калия это просто хромпик. Не думаю, чтобы им мыли баки, возможно просто пассивировали.
А вот где точно применяется хромпик, так это в изделиях для холодных проливок (изделиях Д). И служит он там ингибитором.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Это уже теплее. Но ты применяшь какие то заумные термины. Бихромат калия это просто хромпик. Не думаю, чтобы им мыли баки, возможно просто пассивировали.
Хромпик это ненаучное название.
Да, заодно и пассивируется.
Говорят бак полностью заполнялся раствором а затем давление в нём доводили до испытательного превышающего рабочее. Если сварка некачественная то шов лопался.
Надувать воздухом было естественно нельзя так как если бы лопнул надутый до нескольких атмосфер бак то лопнул бы и весь цех в котором это произошло. А так раствор просто сливался на пол.
Штуцер, возможно вам пригодится..https://ppt-online.org/10924
ЦитироватьСтарый пишет:
Говорят бак полностью заполнялся раствором а затем давление в нём доводили до испытательного превышающего рабочее. Если сварка некачественная то шов лопался.
Надувать воздухом было естественно нельзя так как если бы лопнул надутый до нескольких атмосфер бак то лопнул бы и весь цех в котором это произошло. А так раствор просто сливался на пол.
Это вообще обычная методика гидравлической опрессовки а не мытья баков. Насчет воздуха ты лучше бы и не упоминал. :D
ЦитироватьСтарый пишет:
Хромпик это ненаучное название.
От тебя это странно слышать. :D
Старый говорит о науке. Хромпик это техническое название.
ЦитироватьСтарый пишет:
Да, заодно и пассивируется.
Заодно с... чем?
ЦитироватьШтуцер пишет: ЦитироватьСтарый пишет:
Да, заодно и пассивируется.
Заодно с... чем?
Заодно с обезжириванием и проверкой прочности сварки. Кается я это уже говорил?
ЦитироватьСтарый пишет:
Заодно с обезжириванием и проверкой прочности сварки. Кается я это уже говорил?
Нет проверки прочности сварки. Есть опрессовка. И кажется ты говорил, что хромпиком моют баки, растворяя стружку?. ;)
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Заодно с обезжириванием и проверкой прочности сварки. Кается я это уже говорил?
Нет проверки прочности сварки. Есть опрессовка. И кажется ты говорил, что хромпиком моют баки, растворяя стружку?. ;)
Вот им и опрессовывают. Кажется я это уже говорил?
Про стружку я ничего не говорил, я говорил про растворение органики включая жир.
ЦитироватьСтарый пишет:
Про стружку я ничего не говорил, я говорил про растворение органикивключая жир.
И это ты называешь " моют баки"?
Кажется это ты нам моешь баки.
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Про стружку я ничего не говорил, я говорил про растворение органикивключая жир.
И это ты называешь " моют баки"?
"Моют" и "растворяют", дебил, - не одно и то же.
ЦитироватьКажется это ты нам моешь баки.
А что делать если больше некому промыть тебе баки... :(
Может не совсем в тему:У кого есть что нибудь про "космический причал" базовый блок ОКС МИР-2?
Здравствуйте. Как узнать давление на срезе сопла, зная давление в камере сгорания (или в крическом сечении?) и степень расширения сопла?
ЦитироватьАнатолий ВС пишет:
Здравствуйте. Как узнать давление на срезе сопла, зная давление в камере сгорания (или в крическом сечении?) и степень расширения сопла?
Всем спасибо, сам нашел - не зря десять лет в школе учился. Нужно знать еще скорость продуктов сгорания.
E=(P1*V1)/(P2*V2)
где:
E - степень расширения сопла
P1 - давление в критике
P2 - давление на срезе сопла
V1 - скорость в критике
V2 - скорость на срезе сопла
ЦитироватьАнатолий ВС пишет:
ЦитироватьАнатолий ВС пишет:
Здравствуйте. Как узнать давление на срезе сопла, зная давление в камере сгорания (или в крическом сечении?) и степень расширения сопла?
Всем спасибо, сам нашел - не зря десять лет в школе учился. Нужно знать еще скорость продуктов сгорания.
E=(P1*V1)/(P2*V2)
где:
E - степень расширения сопла
P1 - давление в критике
P2 - давление на срезе сопла
V1 - скорость в критике
V2 - скорость на срезе сопла
Предполагаю, на самом деле эта формула вам мало что дала. Неизвестные только множатся.
Попробуйте найти ответ здесь: http://www.k204.ru/books/kudryavtsev.djvu
В недавнем ролике We Are Nasa https://youtu.be/WeA7edXsU40 показали такой вот Lunar Gravity Assist. Что за зверь такой? Я так понимаю это более экономный способ полета к Луне? Кто знает в чем "фишка" данной схемы полета, и какие преимущества она дает(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/90043) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/90044)
Здесь https://www.interfax.ru/russia/646634 встретилась фраза:
Ракеты "Воевода" они предлагают дооснащать разгонными блоками типа "Бриз-КМ" или "Лифт".
На форуме или где-либо ещё упоминался РБ "Лифт"? Ссылочкой не поделитесь?
Кто знает, как с ГПО улететь к Луне, затратив минимум топлива? Как израильский гуглопризовой лэндер летит?
Вопрос, как экономить топливо, если исходная ГПО имеет большую ось, не лежащую в плоскости лунной орбиты, поэтому прямолинейный подъём апогея не позволяет улететь к Луне.
Коллеги! Нет ли у кого таблиц зависимости плотности и вязкости водных растворов дихромата калия от процентного содержания в воде и температуры?
ЦитироватьЮрий Темников пишет:
Может не совсем в тему:У кого есть что нибудь про "космический причал" базовый блокОКС МИР-2?
Так это "Заря"?
Цитироватьavmich пишет:
Вопрос, как экономить топливо, если исходная ГПО имеет большую ось, не лежащую в плоскости лунной орбиты, поэтому прямолинейный подъём апогея не позволяет улететь к Луне.
Поднять апогей почти до выхода из сферы влияния Земли, в апогее изменить наклонение на необходимое, при необходимости поднять перигей. И ждать, пока не выпадет шанс залететь к Луне с минимальными затратами. Хотя с помощью изменения перигея можно подобрать период вращения так, чтобы попасть к Луне на этом-же витке.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Цитироватьavmich пишет:
Вопрос, как экономить топливо, если исходная ГПО имеет большую ось, не лежащую в плоскости лунной орбиты, поэтому прямолинейный подъём апогея не позволяет улететь к Луне.
Поднять апогей почти до выхода из сферы влияния Земли, в апогее изменить наклонение на необходимое, при необходимости поднять перигей. И ждать, пока не выпадет шанс залететь к Луне с минимальными затратами. Хотя с помощью изменения перигея можно подобрать период вращения так, чтобы попасть к Луне на этом-же витке.
А зачем собственно иметь большую полуось именно в плоскости орбиты Луны? Гравманевр может обеспечить снижение затраты ХС для перехода на ОЛО
Коллеги!
В связи с тем, что мой вопрос оказался на предыдущей странице (и, скорее всего, многими незамеченный) повторю его :)
Нет ли у кого таблиц зависимости плотности и вязкости водных растворов дихромата калия от процентного содержания в воде и температуры?
Буду весьма благодарен за ответ.
Вопрос оффтопный, но люди здесь умные - вдруг? Итак: как работает т.н. "фазовый автофокус" в беззеркалках, т.е. без отдельного тракта с вот этим всем расщеплением и т.д.?
Цитироватьdmdimon пишет:
Вопрос оффтопный, но люди здесь умные - вдруг? Итак: как работает т.н. "фазовый автофокус" в беззеркалках, т.е. без отдельного тракта с вот этим всем расщеплением и т.д.?
насколько я понял, там для этого на матрице создают специальные группы пикселей, на которые попарно нанесен микрорастр в виде пирамидок, формирующий на соседних пикселях элементы двух изображений, зависящих от разницы оптических путей при расфокусе для лучей, падающих на противоположные грани. при фокусировке эти два изображения анализируются-сравниваются раздельно, и вычисляется их рассовмещение, как и в "настоящем" фазовом автофокусе, при использовании же этих пикселей для построения полного изображения эти группы точек обрабатываются и интерполируются программно
ЦитироватьDiZed пишет:
насколько я понял, там для этого на матрице создают специальные группы пикселей, на которые попарно нанесен микрорастр в виде пирамидок, формирующий на соседних пикселях элементы двух изображений, зависящих от разницы оптических путей
логично, но не сходится с "фирменными" картинками, на которых "левый" и "правый" типа полупиксельные сенсоры в поле матрицы пространственно разнесены по двум координатам сильно более, чем на один пиксель .... Грубо, у Сони на 40 мп матрице более-менее равномерно разбросаны примерно 600 датчиков, при этом элементы датчиков а) не соседствуют друг с другом и б) абсолютно отсутствуют (или я не обнаружил их) при подъёме файлов напрямую - БЕЗ дебаера, без блэк пьедестала и т.д.
ага, понял, технически можно "полпирамидки" на "полдатчика" зафигачить. Но вот хотелось бы не гадать, а толковое описание найти... А то если гадать - так проще по глубине разнести датчики так-то... Но спасибо, на мысль навели.
я давно довольно это все листал, когда сам зеркалку брал - просто любопытно было (у меня обычный зеокальный никон). но там вроде все бесхитростно, в меру того, что я помню. сама идея фазового фокуса - открыть объектив пошире, и выделить пучки лучей из максимально удаленных участков (допустим, с левого и правого края) - а потом сфокусировать их на линейках датчиков и сравнить "сдвиг по фазе"; если контрастный объект, по которому наводимся, в фокусе - то максимумы, осответствующие его изображению для левого и правого полупучков совпадут, если нет - будут смещены. но то же самое можно сделать на матрице, накрытой растром так, чтобы на один "полупиксел" попадал пучок света от левой части объектива (через левую грань), а на другой - через правую грань от правой; этот трюк аналогичен (обратен) получению стереоизображения для двух глаз через подобный растр, наложенный на чересстрочно совмещенные левую и правую картинки
С выделенным трактом вопросов нет, хотя вы и немного неверно описываете. Корни кстати растут из хонивелла и в названии чувствуется аналоговость первоначального решения ))) Алгоритм практически один-в-один совпадает с алгоритмом работы голов всяких там стрел и прочего, только системы координат разные.
Но вот меня напрягло отсутствие расщепления в беззеркалках. Да и нет там дополнительного растрового слоя... А ведь есть еще и какое-то безумие под названием dual pixel в мобилах, там ВСЕ сенсоры матрицы используются. Муть какая-то в общем.
а чего там неверного? как не описывай, все сведется к тому, что если при построении изображения точки вырезать среднюю часть пучка, оставив левую и правую - то при расфокусе изображение раздвоится, в фокусе останется точечным.
я не интересовался, но растр в том или ином виде там уже есть, - байеровская матрица, - и если хотя бы слегка профилировать зеркально-смимметричным образом, скажем, парные "зеленые" фильтры-пиксели, - чтобы они хоть немного дифференцировали свет, падающий слева/справа (снизу/сверху) - в изображении появится какая-никакая информация требуемого рода
ЦитироватьDiZed пишет:
если контрастный объект, по которому наводимся, в фокусе - то максимумы, осответствующие его изображению для левого и правого полупучков совпадут, если нет - будут смещены.
ЦитироватьDiZed пишет:при расфокусе изображение раздвоится, в фокусе останется точечным.
Не то, чтобы неверно, скорее неточно. Ну или изложение очень уж вольное. В классической схеме ГЕОМЕТРИЧЕСКИ максимумы не совпадают, а находятся на определенном расстоянии друг от друга. Ну или совпадают, если действительно трактовать в фазовом модельном пространстве, как оно и было, не спорю, при рождении этой схемы. При первом прочтении было четкое ощущение что вы имели в виду геометрическое совпадение.
ЦитироватьDiZed пишет:
если хотя бы слегка профилировать зеркально-смимметричным образом, скажем, парные "зеленые" фильтры-пиксели, - чтобы они хоть немного дифференцировали свет, падающий слева/справа
матрица должна быть +- изотропной иначе собственно изображение на ней будет подвержено неслабым спецэффектам. Но, вероятно, вы правы. Что-то типа нечетные столбцы - налево, четные - направо. Но это, конечно, жесть.
благодарю за дискуссию, помогло.
пришла в голову идея еще одного трюка на ту же тему; можно в оптическом пути объектива разместить - или вводить по мере необходимости - кружочек, перекрывающий центральный пучок лучей, "диафрагму наоборот"; тогда в области расфокуса будет иметь место специфическое "бубличное" боке - как у компактных телеобъективов класса мirror-telephoto-lense; соответствующие паттерны можно софтом выделять из изображения и анализировать как для автофокуса, так и для создания карты глубины сцены на предмет софтовой имитации размытия фона
ну как-бы да, введение масок той или иной конфигурации решает вопрос, но в реальном-то аппарате их (визуально) нет - отсюда и первоначальный вопрос возник.
Можно ли было сделать из РД-111 однокамерник (оставив неизменной турбину)? (предположим, что проблемы с ВЧ победимы, без кардана)
Если да (скорее всего да), то насколько неоптимально будет для него сопло с максимальным диаметром 1,34 м ? ( чтобы запихнуть в диаметр 4,1 м не 4, а 6-7 движков).
Вот нашел такое фото, с чего может быть эта камера? и почему так раскрашена? Неужели краска не будет обгорать?
Так если в эту трубу подается еще холодный компонент для охлаждения...
Но сопло то должно быть горячим все же, да и корпус камеры сгорания.
Кстати наружные стенки сопла и камеры сгорания до какой температуры обычно нагреваются?
Еще на этом фото не понять зачем третья трубка, которая не крашеная,
По желтой подается топливо, красная окислитель, а вот это для чего? для продувки что ли? но зачем?
Скорее всего это какойто учебный экземпляр, стоял в учебном классе. Трубки покрашены в учебных целях для наглядности.
Третья трубка какая-нибудь служебная - или для продувки или для отвода давлений к датчикам.
Согласен со Старым. Желтый - горючее, красный - окислитель.
А движок похож на рулевик со второй ступени 8к84. Хотя есть и различия. Возможно - модификация, т.к. он потом еще и на ракетах ПРО ставился.
Я в принципе знаком с тем, как разрабатывается аэродинамика возвращаемых аппаратов для пилотируемых полётов, но хотелось бы узнать подробности современного подхода.
Может ли кто-нибудь описать современный процесс, используемый для выбора и проектирования формы спускаемого аппарата? Скажем, капсульная Федерация или Клипер - как их аэродинамика определялась или могла определяться?
Цитироватьavmich написал:
Я в принципе знаком с тем, как разрабатывается аэродинамика возвращаемых аппаратов для пилотируемых полётов, но хотелось бы узнать подробности современного подхода.
Может ли кто-нибудь описать современный процесс, используемый для выбора и проектирования формы спускаемого аппарата? Скажем, капсульная Федерация или Клипер - как их аэродинамика определялась или могла определяться?
Со времён Союза и Аполлона ничего не изменилось.
ЦитироватьСтарый написал:
Цитироватьavmich (//forum/user/13551/) написал:
Я в принципе знаком с тем, как разрабатывается аэродинамика возвращаемых аппаратов для пилотируемых полётов, но хотелось бы узнать подробности современного подхода.
Может ли кто-нибудь описать современный процесс, используемый для выбора и проектирования формы спускаемого аппарата? Скажем, капсульная Федерация или Клипер - как их аэродинамика определялась или могла определяться?
Со времён Союза и Аполлона ничего не изменилось.
Откуда дровишки, Старый? :)
Цитироватьavmich написал:
Откуда дровишки, Старый?
Из леса, вестимо.
ЦитироватьСтарый написал:
Цитироватьavmich (//forum/user/13551/) написал:
Откуда дровишки, Старый?
Из леса, вестимо.
Ага, я так и думал.
Хотелось бы, конечно, получить ответы, имеющие обоснование.
Взлетела китайская ракета
https://www.youtube.com/watch?v=HcWMOybj9lI
и в очередной раз с китайской ракеты посыпалось "конфети".
Есть такое мнение:
Цитата: Старый от 27.12.2020 21:03:51Может это всётаки маты теплоизоляции?
При высоких температурах характерных для южных стран азотный тетроксид испаряется. На Ариане-4 сбрасываемые панели теплоизоляции тоже имелись.
И ещё про китайцев же
Цитата: Старый от 27.12.2020 22:19:15У них там весь головной обтекатель обделан этими мешками, как у Протона. Только у Протона их снимают перед стартом а у них отлетают уже в полёте. И оба двигательных отсека. И всё это начинает осыпаться постепенно сверху вниз. Ночью не видно, а днём душераздирающее зрелище как верхушка ГО вдруг начинает раскрываться и распадаться на куски.
Облетают остатки: https://b14643.de/Spacerockets_1/China/CZ-4/Gallery/CZ-4B_YG-14_1big.jpg
Начало процесса. Обтекатель только начинает открываться: https://phototass4.cdnvideo.ru/width/1200_4ce85301/tass/m2/uploads/i/20151127/4138804.jpg
Посмотрел пару пусков Веги и Ариана - в районе двигательного отсека, вроде, что-то отлетело, но выше - нет.
Остаюсь при мнении, что на видео - исключительное свойство китайских ракет. Но - почему?
И почему бы не организовать "сброс" в первые 5 секунд полёта, а не рандомно в течение 30-40 секунд, и то - не факт, что всё облетело. А ведь - лишний вес!
Дурной вопрос. Могут ли газы при каких-то условиях диффундировать против градиента давления?
Пример. Берем дирижопль с жестким каркасом, заполняем его водородом и создаем небольшое разрежение. Будет ли он диффундировать наружу или нет? Стенку для внешних газовать считать непроницаемой.
Или скажем берем металлическую трубу и внутрь помещаем с зазором пластиковую трубу. В зазоре метан с давлением несколько выше, чем во внутренней трубе. По внутренней гоним водород и не паримся на счет его утечек. Прокатит или нет? По идее не может идти процесс диффузии от меньшего давления к большему без совершения работы.
Антикосмит (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=profile;u=16456), и поэтому с китайских ракет облетает обшивка?
Цитата: Антикосмит от 27.12.2020 23:43:39Дурной вопрос. Могут ли газы при каких-то условиях диффундировать против градиента давления?
Пример. Берем дирижопль с жестким каркасом, заполняем его водородом и создаем небольшое разрежение. Будет ли он диффундировать наружу или нет? Стенку для внешних газовать считать непроницаемой.
Если парциальное давление водорода снаружи меньше, чем внутри дирижабля, то водород будет диффундировать наружу.
Цитата: zandr от 27.12.2020 23:31:48Но - почему?
Потому что это - китайцы. :)
Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.
Цитата: Наперстянка от 29.01.2021 04:17:02Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.
Можно и 300атм сделать) на водороде то)
Смотри у j-2x, Vulcain, le-7, le-9, наверное у j-2x максимальный у.и для открытой схемы в вакууме 448сек. А для открытой схемы большое давление в какой то момент уменьшает у.и. оптимум 10-12 МПа.
Цитата: Георгий от 23.12.2019 12:47:34Можно ли было сделать из РД-111 однокамерник (оставив неизменной турбину)? (предположим, что проблемы с ВЧ победимы, без кардана)
Если да (скорее всего да), то насколько неоптимально будет для него сопло с максимальным диаметром 1,34 м ? ( чтобы запихнуть в диаметр 4,1 м не 4, а 6-7 движков).
Можно, так же как и рд-171.
Цитата: Просто Василий от 29.01.2021 14:48:07Цитата: Наперстянка от 29.01.2021 04:17:02Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.
Можно и 300атм сделать) на водороде то)
Смотри у j-2x, Vulcain, le-7, le-9, наверное у j-2x максимальный у.и для открытой схемы в вакууме 448сек. А для открытой схемы большое давление в какой то момент уменьшает у.и. оптимум 10-12 МПа.
Глядя на французское описание
Vulcain https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fusée) (https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fus%C3%A9e)) , где написано, что "В ходе квалификационных испытаний уже появились трещины в охлаждающих трубах, но они были отремонтированы в соответствии с необходимыми стандартами качества. К сожалению, только реальные условия полета позволяют выявить глубокую проблему конструкции ракетного двигателя этого типа." (нашли таки французы себе приключений с водородом) , можно прийти к выводу, что для водородного ЖРД закрытая схема с охлаждением кислородом и с дожиганием кислородного газа тоже даст отличный УИ без подобных проблем, особенно это чувствуется, глядя на характеристики РД-191М (бесстрашный пример охлаждения керосином). Если не применять для охлаждения водород (кроме "завесы" в КС конечно), то и низкие обороты водородного ТНА можно сделать, и давление в КС получить не менее 100 атм, - УИ получается очень неплохой,- выше 480 с . Не пойму французов, зачем они свой Vulcain стали охлаждать водородом? КС на трубках? Я понимаю, что водород - не керосин, 200 атм для водородного ТНА наверно много, но 100 атм для водорода не портят общее впечатление от УИ. Где и в каком месте охлаждение кислородом и дожигание кислорода может испортить эффектное УИ водородного ЖРД, если для холодного водорода поставить отдельный ТНА?
Цитата: Наперстянка от 30.01.2021 05:38:19Цитата: Просто Василий от 29.01.2021 14:48:07Цитата: Наперстянка от 29.01.2021 04:17:02Вопрос по УИ водородного двигателя. Двигатель (без отклонения вектора тяги) двух камерный, два независимых ТНА с открытой схемой, отдельно для водорода и кислорода, мощность не менее 200 тс тяги на земле ( по 100 тс мин. на КС ). Что возможно добиться в плане УИ без особых исследовательских изысканий? Вопрос навеян тем, что 100 атм в КС водородника, как я понял, совсем не проблема, и похоже возможно и 150 атм сделать с открытой схемой, так как авиационные лопатки турбин научились делать о-очень крутые по разумным ценам, с t свыше 1700 °C.
Можно и 300атм сделать) на водороде то)
Смотри у j-2x, Vulcain, le-7, le-9, наверное у j-2x максимальный у.и для открытой схемы в вакууме 448сек. А для открытой схемы большое давление в какой то момент уменьшает у.и. оптимум 10-12 МПа.
Глядя на французское описание Vulcain https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fusée) (https://fr.wikipedia.org/wiki/Vulcain_(moteur-fus%C3%A9e)) , где написано, что "В ходе квалификационных испытаний уже появились трещины в охлаждающих трубах, но они были отремонтированы в соответствии с необходимыми стандартами качества. К сожалению, только реальные условия полета позволяют выявить глубокую проблему конструкции ракетного двигателя этого типа." (нашли таки французы себе приключений с водородом) , можно прийти к выводу, что для водородного ЖРД закрытая схема с охлаждением кислородом и с дожиганием кислородного газа тоже даст отличный УИ без подобных проблем, особенно это чувствуется, глядя на характеристики РД-191М (бесстрашный пример охлаждения керосином). Если не применять для охлаждения водород (кроме "завесы" в КС конечно), то и низкие обороты водородного ТНА можно сделать, и давление в КС получить не менее 100 атм, - УИ получается очень неплохой,- выше 480 с . Не пойму французов, зачем они свой Vulcain стали охлаждать водородом? КС на трубках? Я понимаю, что водород - не керосин, 200 атм для водородного ТНА наверно много, но 100 атм для водорода не портят общее впечатление от УИ. Где и в каком месте охлаждение кислородом и дожигание кислорода может испортить эффектное УИ водородного ЖРД, если для холодного водорода поставить отдельный ТН
Максимально бредовая идея в водородном жрд охлаждать кислородом, а потом ещё и дожигать его. Все нормальные люди делают с водородным охлаждением, а такие проблемы могут быть в любом ЖРД. С кислородом, и кислородным охлаждением проблем ещё больше, и надёжность в разы меньше.
С кислородном охлаждением были только стендовые жрд на керосине, с малой тягой, не один не летал. У LauncherSpace будет с кислородным охлаждением.
Цитата: Просто Василий от 30.01.2021 06:28:11Максимально бредовая идея в водородном жрд охлаждать кислородом, а потом ещё и дожигать его. Все нормальные люди делают с водородным охлаждением, а такие проблемы могут быть в любом ЖРД. С кислородом, и кислородным охлаждением проблем ещё больше, и надёжность в разы меньше.
С кислородном охлаждением были только стендовые жрд на керосине, с малой тягой, не один не летал. У LauncherSpace будет с кислородным охлаждением.
Но вот я читаю про
ЖРД 11Д58МФ https://journals.ssau.ru/vestnik/article/view/2587/2603 (https://journals.ssau.ru/vestnik/article/view/2587/2603) и вижу мечту поэта: « Испытания подтвердили надёжность и эффективность охлаждения камеры сгорания ЖРД жидким кислородом, высокую полноту сгорания компонентов топлива. Проведены огневые испытания пяти газогенераторов, полностью подтвердившие все заложенные параметры и устойчивость рабочего процесса. ...... Камера сгорания (КС) двигателя11Д58МФ обладает следующими особенностями: - охлаждение камеры осуществляется криогенным кислородом без использования колец внутреннего завесного охлаждения КС горючим; - тракт охлаждения образован фрезерованными каналами с переменной высотой, углом наклона к оси и толщиной ребра; - на дне каналов электроэрозионнымспособом нанесена искусственная шероховатость с оптимальным профилем; - на огневую стенку из бронзы БрХЦрТ !!! со стороны продуктов сгорания нанесено хромовое покрытие малой толщины; - смесительная головка щелевого типа ........... При проектировании камеры было принято, что каналы тракта охлаждения должны иметь переменный профиль. Фрезерование каналов, имеющих переменную высоту, угол наклона коси и толщину ребра, для современных станков с числовым программным управлением (ЧПУ) не представляет сложности. Нанесение искусственной шероховатости, предназначенной для интенсификации теплообмена от огневой стенки к охладителю, является отработанной технологической операцией, хотя и достаточно трудоёмкой. Соединение бронзовой огневойстенки и стальной наружной оболочки камеры осуществляется высокотемпературной вакуумной пайкой. .................. Принцип работы щелевой смесительнойголовки основан на смешении и горенииструй горючего в сносящем потоке окислительного газа, что обеспечивает более высокую равномерность поля температурпо сравнению с форсуночными головками (струйно-струйными и струйно-центробежными). ................... При пайке необходимо обеспечить надёжное соединение периферийного кольца, выполненного из меди, ...... . » Просто потрясающий двигатель! О какой там ненадежности кислородного охлаждения можно говорить, если речь идет о чемпионской конструкции, например в https://pikabu.ru/story/bespretsedentnyiy_impuls_7176224 (https://pikabu.ru/story/bespretsedentnyiy_impuls_7176224) прямо в заголовке заявляется, что у этого двигателя
«Беспрецедентный импульс»? После этой неожиданно полученной информации я стал непоколебимым сторонником охлаждения кислородом. Потом, в чем проблема дожигания кислорода, который сначала будет нагреваться в стенках КС где-то до 100°C, а потом идти в кислородный газогенератор для нагрева там до 400°C (t которого, кстати, выдерживает покрытие из золота!) на раскручивание турбины ТНА для кислорода? В чем тут бред с физической стороны?
Цитата: Наперстянка от 30.01.2021 13:37:59В чем тут бред с физической стороны?
В том что для водородного жрд охлаждение кислородом не требуется, есть водород, так же как для метанового, водород лучше охлаждает, и работоспособность много выше. 11д58мф это керосиновый, не большой относительно жрд, который ни когда не летал и не полетит, имеет сомнительную надёжность.
Для не больших керосиновых жрд ещё приемлемо охлаждение кислородом, раз у керосина теплосьем плохой.
Цитата: Просто Василий от 30.01.2021 14:31:26Цитата: Наперстянка от 30.01.2021 13:37:59В чем тут бред с физической стороны?
В том что для водородного жрд охлаждение кислородом не требуется, есть водород, так же как для метанового, водород лучше охлаждает, и работоспособность много выше. 11д58мф это керосиновый, не большой относительно жрд, который ни когда не летал и не полетит, имеет сомнительную надёжность.
Для не больших керосиновых жрд ещё приемлемо охлаждение кислородом, раз у керосина теплосьем плохой.
Дело не в том, что этот двигатель не летал, а в том, что он
при испытаниях подтвердил надёжность и эффективность охлаждения камеры сгорания ЖРД жидким кислородом, по факту испытаний. Водород же конечно лучше охлаждает, но при рассмотрении вопроса о том, насколько же лучше, то выясняется, что это улучшение не столь большое, как хотелось бы поклонникам водородного охлаждения. Это происходит из-за того, что у водорода в коэффициент теплоотдачи с поверхности больше, чем у кислорода, только на скромные 1,4-1,5 раза, и в справочниках вынуждены писать, к примеру, что "Более эффективное охлаждение [водородом] позволяет при тех же размерах увеличить мощность турбогенераторов на 15 – 20 %". Охлаждающий эфект водорода лучше на скромные 20 %. - И это уже не мечта поэта, вот если бы лучше было в несколько раз, то не имеет смысла пренебрегать таким улучшением. А вот что касаемо работоспособности водорода, вот тут-то и начинаются неприятные нюансы. Какой конструктор может сказать, что протискивать горячий водород сквозь форсунки с t 500 °C есть не серьезная проблема для габаритов КС? А я так уверен, что именно из-за этого нюанса водород не пошел в космонавтике широким фронтом, как хотелось бы любителям отличного УИ. Турбиночку-то для разогретого водорода надо делать основательно увесистую и скорость вращения там, как на урановых центрифугах, не шуточная, не то, что при холодном водороде. Все это отражается и на себестоимости изделия не в лучшую сторону. работоспособность много выше, чем у кислорода каким физическим или термодинамическим способом? Разве 20% это много (если конечно такой сумарный эффект вообще существует)? Все упираестя в вопрос, что лучше - горячий водород в турбине или горячий кислород, и это самая цель сделать «лучше», заставила конструкторов разделиться таки на водородников и керосинщиков, не взирая на тощие бюджеты производителей.
кто-нибудь может оценить трудоемкость и технологическую сложность турбины для рд-107 рд-111 нк-33, приведенных к сравнимой мощности?
Коллеги!
Помогите, пожалуйста. Как-то видел на ютубе документальный фильм по ракетному комплексу "Морской старт" и что-то не могу найти. Поможете найти? :-[
Фильм что-то типа этого:
Напомните, пожалуйста, почему в двигателе открытого цикла нельзя или не создавали давление в 150 ат?
Поставить турбину помощнее... (И перескочим вч неустойчивость)
Цитата: Георгий от 14.02.2021 21:08:06Напомните, пожалуйста, почему в двигателе открытого цикла нельзя или не создавали давление в 150 ат?
Поставить турбину помощнее... (И перескочим вч неустойчивость)
Потери на привод турбины превысят эффект от повышения давления. Станет только хуже и дороже.
Цитата: Георгий от 14.02.2021 21:08:06Напомните, пожалуйста, почему в двигателе открытого цикла нельзя или не создавали давление в 150 ат?
Поставить турбину помощнее... (И перескочим вч неустойчивость)
Создавали. В двигателе 2-й ступени УР-100.
Цитата: Дмитрий В. от 14.02.2021 22:06:07Создавали. В двигателе 2-й ступени УР-100.
Насколько помню, в 11Д425А тоже 150 атм.
Не много не по теме, Какой реактор будут обладать самой маленькой активной зоной? На чистом Уране-235, 233 или плутонии-239? Или смеси типа мокс или Снуп топлив?
Цитата: Дмитрий В. от 14.02.2021 22:06:07Создавали. В двигателе 2-й ступени УР-100.
Спасибо, но жаль, что нет примеров про керосин/кислород.
Все прикидываю, можно ли было бы сделать однокамерный в конце 50-х (или сейчас, но на технологиях тех времен - дешево и сердито - вплоть до перекисной турбины на 10-15000 л.с. и 1 камерой на 150 тн).
Коллеги, такой вопрос. А зачем делают пневмоблоки в составе ЖРД (с гелием, например - для обеспечения работы пневмоклапанов, раскрутки ТНА и прочего) при наличии в составе РН баллонов с гелием?
Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 12:15:19Коллеги, такой вопрос. А зачем делают пневмоблоки в составе ЖРД (с гелием, например - для обеспечения работы пневмоклапанов, раскрутки ТНА и прочего) при наличии в составе РН баллонов с гелием?
Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
На мой дилетантский взгляд потому, что так проще, легче, дешевле, надежней чем городить систему трубопроводов, клапанов, управляющих всем этим цирком систем и пр.
Цитата: telekast от 29.03.2021 14:13:42На мой дилетантский взгляд потому, что так проще, легче, дешевле, надежней чем городить систему трубопроводов, клапанов, управляющих всем этим цирком систем и пр.
Я наверное не очень внятно обрисовал свой вопрос.
В составе "Зенита", "Ангары" и так есть свои баллоны с гелием. Зачем ставить автономные баллоны с гелием ещё в составе двигателя?.. Это и дублирование, и увеличение массы.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 14:35:37Цитата: telekast от 29.03.2021 14:13:42На мой дилетантский взгляд потому, что так проще, легче, дешевле, надежней чем городить систему трубопроводов, клапанов, управляющих всем этим цирком систем и пр.
Я наверное не очень внятно обрисовал свой вопрос.
В составе "Зенита", "Ангары" и так есть свои баллоны с гелием. Зачем ставить автономные баллоны с гелием ещё в составе двигателя?.. Это и дублирование, и увеличение массы.
А дополнительные трубопроводы, которые надо тянуть от бака "О" с клапанами, редукторами и прочим не компенсируют ли всю "экономию"?
И яж про тож.
Цитата: Дмитрий В. от 29.03.2021 14:44:45А дополнительные трубопроводы, которые надо тянуть от бака "О" с клапанами, редукторами и прочим не компенсируют ли всю "экономию"?
Так клапаны редукторы нужны в любом случае.
А от баллонов, расположенных в баке О в любом случае идёт трубопровод с гелием на теплообменник. От него и запитаться.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 12:15:19Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
Я так понимаю, это определяется удаленностью баллонов от двигателя и необходимостью греть гелий. На МЛМ и Заре СПУ двигателей, как и раньше питается от общих ШБ гелия, на Бризах - тоже. Кроме того на Бризах и запуск С5.98 от БВД. Без шприц-клапанов.
Цитата: C-300-2 от 29.03.2021 12:15:19Коллеги, такой вопрос. А зачем делают пневмоблоки в составе ЖРД (с гелием, например - для обеспечения работы пневмоклапанов, раскрутки ТНА и прочего) при наличии в составе РН баллонов с гелием?
Например, взять "Зенит". Баки наддуваются гелием. Но в составе каждого ЖРД - 11Д520, 11Д123, РД-8 - есть свой пневмоблок... Зачем пошли на усложнение конструкции?..
Насколько я понимаю, у "Ангары" то же самое.
МБ заводу-двигателестроителю проще гарантировать кач-во?
Так, у меня есть RPA Lite - простое и бесплатное ПО для моделирования ЖРД. Есть ли что-то ещё в этом духе? Желательно ещё и для моделирования РН.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.03.2021 17:07:05МБ заводу-двигателестроителю проще гарантировать кач-во?
Вот думаю это и есть основной аргУмент. Чтобы всё проверить в ходе огневого контрольно-технологического испытания и не городить какую-то стендовую систему, имитирующую ракетную.
С другой стороны, появление дополнительного баллона гелия, трубопроводов его наддува и обвязки в целом мне как-то не нравится :(
Цитата: Штуцер от 29.03.2021 16:55:09Я так понимаю, это определяется удаленностью баллонов от двигателя и необходимостью греть гелий. На МЛМ и Заре СПУ двигателей, как и раньше питается от общих ШБ гелия, на Бризах - тоже. Кроме того на Бризах и запуск С5.98 от БВД. Без шприц-клапанов.
Тоже как вариант. Спасибо :)
Коллеги, а вот такой вопрос. У Флакона-9 двигуны расположены по кольцу + один в центре.
Возникает вопрос: а как расположить трубопроводы так, чтобы критерий L/F (длина/площадь трубопровода) был одинаков для всех 9-и двигунов первой ступени? :-[
Я вижу только два варианта:
1) Сделать к центральному двигуну подвод О и Г короткими трубопроводами, но с повышенным диаметром.
2) Первым запускать центральный двигун, потом двигуны по кольцу.
П. С. очевидно, хотелось бы, чтобы у всех двигунов критерий был одинаков для обеспечения одинаковых характеристик запуска.
Искал в инете снимки хвостового отсека и не нашёл внятной схемы разводки трубопроводов :(
Хотелось бы отметить, что один компонент каждый двигатель может брать непосредственно из бака. Это самая оптимальная схема по гидравлике
Цитата: Штуцер от 02.04.2021 22:10:25Хотелось бы отметить, что один компонент каждый двигатель может брать непосредственно из бака. Это самая оптимальная схема по гидравлике
Это как на Сатурне-5.
Но на ракетах меньшей размерности приходится делать туннельную трубу окислителя. В итоге на двигатели по окружности получаются длинные трубопроводы окислителя, а на центральный - короткий.
А по горючему - ровно наоборот.
И как тут обеспечить гидродинамическое подобие магистралей для обеспечения синхронного запуска - пока что ума не приложу.
На Сатурне 5 так по обоим компонентам. Я говорю про бак Г Фалкона
Цитата: Штуцер от 02.04.2021 22:26:33На Сатурне 5 так по обоим компонентам. Я говорю про бак Г Фалкона
А как по баку Г Флакона? Двигуны кольца могут кормиться с переферии бака (допустим, если нижнее днище выпуклое. как у 15А14). Но центральный-то двигун придётся кормить горючим тоже с переферии - тянуть до него трубопровод, который выйдет длинным.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.03.2021 17:08:29Так, у меня есть RPA Lite - простое и бесплатное ПО для моделирования ЖРД. Есть ли что-то ещё в этом духе? Желательно ещё и для моделирования РН.
Amesim. Кто-то поговаривает, что есть на Рутрекере. Но я этого, конечно, не знаю.
Там есть специализированная библиотека под ЖРД.
ИМХО, исключительно крутой пакет для моделирования двигунов.
Цитата: C-300-2 от 02.04.2021 22:35:06Цитата: Штуцер от 02.04.2021 22:26:33На Сатурне 5 так по обоим компонентам. Я говорю про бак Г Фалкона
А как по баку Г Флакона? Двигуны кольца могут кормиться с переферии бака (допустим, если нижнее днище выпуклое. как у 15А14). Но центральный-то двигун придётся кормить горючим тоже с переферии - тянуть до него трубопровод, который выйдет длинным.
Зачем? Центральный питается от центра.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/55131.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38028.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38032.jpg)
это все к вопросу о разводке труб:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38033.jpg)
Заодно уж и шаттловская разводка:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38034.png)
Цитата: C-300-2 от 02.04.2021 21:52:44Коллеги, а вот такой вопрос. У Флакона-9 двигуны расположены по кольцу + один в центре.
Возникает вопрос: а как расположить трубопроводы так, чтобы критерий L/F (длина/площадь трубопровода) был одинаков для всех 9-и двигунов первой ступени? :-[
Я вижу только два варианта:
1) Сделать к центральному двигуну подвод О и Г короткими трубопроводами, но с повышенным диаметром.
2) Первым запускать центральный двигун, потом двигуны по кольцу.
П. С. очевидно, хотелось бы, чтобы у всех двигунов критерий был одинаков для обеспечения одинаковых характеристик запуска.
Искал в инете снимки хвостового отсека и не нашёл внятной схемы разводки трубопроводов :(
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/37802.jpg)
А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 17:26:20А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?
Вряд ли. Насколько помню предельная дальность мобильной связи километров тридцать. На большее просто не хватает мощности передатчика самого мобильника. Базовая станция много мощнее, но что толку то если она мобилу не услышит. У Гейтса, помнится, был в конце 90-х - начале нулевых проект сети низкоорбитальных спутников для подобной цели.
Цитата: telekast от 04.04.2021 17:35:55Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 17:26:20А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?
Вряд ли. Насколько помню предельная дальность мобильной связи километров тридцать. На большее просто не хватает мощности передатчика самого мобильника. Базовая станция много мощнее, но что толку то если она мобилу не услышит. У Гейтса, помнится, был в конце 90-х - начале нулевых проект сети низкоорбитальных спутников для подобной цели.
это когда и там, и там ненаправленные антенны; а если и в телефоне, и на спутнике фазированный узкий луч - .. как знать, как знать.. никогда не говори никогда ; )
Цитата: DiZed от 04.04.2021 18:39:56Цитата: telekast от 04.04.2021 17:35:55Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 17:26:20А реально ли вообще построить спутник для передачи интернета/мобильной связи, чтобы его могли принимать обычные мобильники?
Вряд ли. Насколько помню предельная дальность мобильной связи километров тридцать. На большее просто не хватает мощности передатчика самого мобильника. Базовая станция много мощнее, но что толку то если она мобилу не услышит. У Гейтса, помнится, был в конце 90-х - начале нулевых проект сети низкоорбитальных спутников для подобной цели.
это когда и там, и там ненаправленные антенны; а если и в телефоне, и на спутнике фазированный узкий луч - .. как знать, как знать.. никогда не говори никогда ; )
Речь про ОБЫЧНЫЙ мобильный телефон. И я с трудом представляю себе фазированную решетку в 360 на 180 градусов с практически мгновенной сменой ориентации, например, когда при разговоре юзер крутит башкой, перекидывает телефон из руки в руку и прочие обычные действия.
Ладно, хотя бы в чехол такую штуку встроить можно?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 04.04.2021 19:11:34Ладно, хотя бы в чехол такую штуку встроить можно?
Ога. В наспинный. ;D
Цитата: telekast от 04.04.2021 19:02:34Речь про ОБЫЧНЫЙ мобильный телефон. И я с трудом представляю себе фазированную решетку в 360 на 180 градусов с практически мгновенной сменой ориентации, например, когда при разговоре юзер крутит башкой, перекидывает телефон из руки в руку и прочие обычные действия.
не, ну это точно не завтра ; ) - но что через 10 лет обычный мобильный телефон будет выглядеть так же как сейчас - совсем не факт; айфон проявился в 2007, и 10 лет назад "обычный" сотовый телефон был все еще тоже совсем другим. а мгновенная смена ориентации - ну вот работает же оптическая стабилизация в фотоаппаратах от гиродатчиков.. собственно фазированная антенная решетка инерционности в формировании луча не имеет
вот как развесит маск свои стралинки - да как выпустит элофон! - в виде (хрустального) шара например ; ). будем общаться - держа его на ладони перед собой и вглядываясь в недра, прикольно же и вполне стимпанково, в стилистике иллюстраций к нф середины прошлого века, как и старшип
http://www.astronautix.com/r/rs-82.html
Это же БОЖЕСТВЕННЫЙ мотор!
Кому он не понравился?
Цитата: DiZed от 04.04.2021 19:42:06Цитата: telekast от 04.04.2021 19:02:34Речь про ОБЫЧНЫЙ мобильный телефон. И я с трудом представляю себе фазированную решетку в 360 на 180 градусов с практически мгновенной сменой ориентации, например, когда при разговоре юзер крутит башкой, перекидывает телефон из руки в руку и прочие обычные действия.
не, ну это точно не завтра ; ) - но что через 10 лет обычный мобильный телефон будет выглядеть так же как сейчас - совсем не факт; айфон проявился в 2007, и 10 лет назад "обычный" сотовый телефон был все еще тоже совсем другим. а мгновенная смена ориентации - ну вот работает же оптическая стабилизация в фотоаппаратах от гиродатчиков.. собственно фазированная антенная решетка инерционности в формировании луча не имеет
Исчо бы вред от сфокусированного радиолуча обнулить и будет щастя. А то идешь, такой, по улочке а тебе от окружающих во все места радивалучами тычут, а потом жена обижаеься и волосы выпадают. Я еще в армии усвоил, что лезть в створ самой маломощной радиорелейки не надо. От греха. ;D
Цитата: telekast от 04.04.2021 21:11:18Исчо бы вред от сфокусированного радиолуча обнулить и будет щастя.
ну вряд ли плотность энергии должна быть значимо выше, нежели когда обычный телефон у уха или в кармане. поскольку он в небо светит - то скорее уж наоборот. но это конечно всецело умозрительности, фундаментальное качество прогресса - нелинейность и непредсказуемость его траектории ; ). как у хармса в рассказике про залезшего в сундук человека - "жизнь побеждает смерть неизвестным науке способом"
Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
А зачем?
Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
А зачем?
Для расчетки :)
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
А зачем?
Для расчетки :)
Грузчикам?! :o
;D
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Для расчетки (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Бочка! ;D
Мы в разговоре так называли :)
Запишите длинно. ничего страшного: "масса конструкции ракетного блока без массы двигателей".
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
А зачем?
Для расчетки :)
А раму куда отнесете? ;)
Цитата: Штуцер от 07.04.2021 20:29:32А раму куда отнесете? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Как в схеме деления - так и относить :)
Цитата: Штуцер от 07.04.2021 20:29:32Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
А зачем?
Для расчетки :)
А раму куда отнесете? ;)
Я - в группу "Двигательная установка". ;)
ЦитироватьЯ - в группу "Двигательная установка".
Да. Сектор, разрабатывавший монтажи двигателей был в отделе двигательных установок. ;)
Цитата: Raul от 06.04.2021 18:46:01Цитата: Дмитрий В. от 05.04.2021 23:05:55Цитата: Raul от 05.04.2021 21:01:08Подскажите, есть какой-нибудь специальный термин, который обозначает массу конструкции ракетной ступени без ракетных двигателей?
А зачем?
Для расчетки :)
Разделите на отсеки: носовой, топливный(он же - центральный), двигательный(он же - хвостовой)...
Правда, если нужно исключить только двигатели, без обвязки, тогда и пишите - масса ступени без двигателей.
Коллеги! Я вот тут задумался. А как 11Д123 проходили КТИ?.. У них же сопло сильно высотное?.. И нет радиационного насадка, чтобы без него проводить испытания.
Даже если КТИ не было, то без КВИ и СПИ - никак.
Неужели все товарные изделия гоняли на ОСИ в НИЦ РКП с их высотными эжекторными установками?
П. С. смежный вопрос. А как моделировали высотные условия при испытаниях УРМ-2?
Насколько я понимаю, если их не моделировать, то возрастает вероятность прогара сверхзвуковой части сопла и его смятие атмосферным давлением.
Цитата: C-300-2 от 29.04.2021 23:46:23Коллеги! Я вот тут задумался. А как 11Д123 проходили КТИ?.. У них же сопло сильно высотное?.. И нет радиационного насадка, чтобы без него проводить испытания.
Даже если КТИ не было, то без КВИ и СПИ - никак.
Неужели все товарные изделия гоняли на ОСИ в НИЦ РКП с их высотными эжекторными установками?
П. С. смежный вопрос. А как моделировали высотные условия при испытаниях УРМ-2?
Насколько я понимаю, если их не моделировать, то возрастает вероятность прогара сверхзвуковой части сопла и его смятие атмосферным давлением.
А вакуумный Раптор как проходит?
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 08:07:13А вакуумный Раптор как проходит?
Без соплового радиационноохлаждаемого насадка?) В тсзть земном исполнении)
Цитата: C-300-2 от 29.04.2021 23:46:23Коллеги! Я вот тут задумался. А как 11Д123 проходили КТИ?.. У них же сопло сильно высотное?.. И нет радиационного насадка, чтобы без него проводить испытания.
Даже если КТИ не было, то без КВИ и СПИ - никак.
Неужели все товарные изделия гоняли на ОСИ в НИЦ РКП с их высотными эжекторными установками?
П. С. смежный вопрос. А как моделировали высотные условия при испытаниях УРМ-2?
Насколько я понимаю, если их не моделировать, то возрастает вероятность прогара сверхзвуковой части сопла и его смятие атмосферным давлением.
Сайт Южмаша (https://yuzhmash.com/ru/technologys/ognevye-ispytatelnye-stendy/) утверждает, что их стенды:
Цитировать- обеспечивают испытания ЖРД с тягой от 2 до 150 тc;
- массовый расход компонентов топлива до 300 кг/с;
- термостатирование компонентов топлива и матчасти двигателей ±50 °С;
- снабжение газами (гелием, азотом, воздухом) до 350 кгс/см²;
- имитация натуральных условий для двигателей II-й ступени и выше по давлению на срезе сопел – 0,01, кгс/см².
Цитата: Бертикъ от 30.04.2021 10:44:24Сайт Южмаша (https://yuzhmash.com/ru/technologys/ognevye-ispytatelnye-stendy/) утверждает, что их стенды:
Данке шён! :) :)
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 10:48:12Цитата: Бертикъ от 30.04.2021 10:44:24Сайт Южмаша (https://yuzhmash.com/ru/technologys/ognevye-ispytatelnye-stendy/) утверждает, что их стенды:
Данке шён! :) :)
Ю уэлком ;D
Сделал подборку по зарубежным стартапам. Было интересно - сколько тратится времени на разработку ЖРД.
Дополнения, исправления, комментарии приветствуются.
Конечно, наверняка про какие-то стартапы я забыл.
Орбиты, на которые доставляется ПН (высота, наклонение) я не указывал - всё же баллистика не предмет этой справки.
Кое-какие стартапы я не включил по ряду причин (например, двигатель с вытеснительной подачей).
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 17:33:28Сделал подборку по зарубежным стартапам. Было интересно - сколько тратится времени на разработку ЖРД.
Дополнения, исправления, комментарии приветствуются.
Конечно, наверняка про какие-то стартапы я забыл.
Орбиты, на которые доставляется ПН (высота, наклонение) я не указывал - всё же баллистика не предмет этой справки.
Кое-какие стартапы я не включил по ряду причин (например, двигатель с вытеснительной подачей).
Хорошая работа! Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/
И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Хорошая работа!
Спасибо!
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/ (https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/)
Намеренно не включил. Они ещё не дошли до огня всего двигуна, только КС.
Аналогичный китайский стартап включил для статистики по Китаю.
А так этому двигуну уделяется самое пристальное внимание. :)
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 18:02:50И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
И охлаждение КС кислородом. И полностью медная КС, напечатанная СЛС.
Китайцы предпочитают метан.
Единственная китайская фирма, использующая ЖК+керосин прямым текстом написала: мы делаем клон Мерлина-1. ;D
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:04:28Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 18:02:50И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
И охлаждение КС кислородом. И полностью медная КС, напечатанная СЛС.
Китайцы предпочитают метан.
Единственная китайская фирма, использующая ЖК+керосин прямым текстом написала: мы делаем клон Мерлина-1. ;D
Можно подробнее?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.04.2021 19:27:57Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:04:28Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 18:02:50И у Launcher space жрд керосиновый ДОГГ в лучших советских традициях!
Большенство компаний используют Старый добрый керосин:)
И охлаждение КС кислородом. И полностью медная КС, напечатанная СЛС.
Китайцы предпочитают метан.
Единственная китайская фирма, использующая ЖК+керосин прямым текстом написала: мы делаем клон Мерлина-1. ;D
Можно подробнее?
Все подробности тут http://www.galactic-energy.cn/index.php/En/List/cid/18
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:02:28Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Хорошая работа!
Спасибо!
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/ (https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/)
Намеренно не включил. Они ещё не дошли до огня всего двигуна, только КС.
Аналогичный китайский стартап включил для статистики по Китаю.
А так этому двигуну уделяется самое пристальное внимание. :)
А вот то что они пишут, что у их ЖРД пламя синие и диски Маха видны, Это вообще реально на керосине? Видеть диски Маха? :D достигнуто это в связи с отсутствием керосиновой завесы, но все таки это керосин, у семейства РД-170 пламя тоже синее ;D но бриллиантов не видно)
Судя по таблице разработка ЖРД занимает от трёх до пяти лет.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 19:36:37А вот то что они пишут, что у их ЖРД пламя синие и диски Маха видны, Это вообще реально на керосине? Видеть диски Маха? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cheesy.png)
Абсолютно реально. Есть статья Дарона о том, как Энергомаш разрабатывал конструкцию КС со стенками, спаянными по вершинам рёбер. И он пишет, что в модельной камере охлаждение было щедрое, водой от стенда. В статье пишет, что пламя было голубое, прозрачное. Теперь можем увидеть то же самое спустя 70 лет на ютубе :)
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 19:36:37достигнуто это в связи с отсутствием керосиновой завесы
Именно.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 19:36:37но все таки это керосин, у семейства РД-170 пламя тоже синее (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png) но бриллиантов не видно)
Значит, не хватает динамического диапазона фотокамер.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.04.2021 19:27:57Можно подробнее?
Выше уже ответили. :)
Мне вот интересно, у них на сайте написано: "With 40 tons Variable Thrust". Имеются в виду короткие "тоны" или человеческие метрические?
Я-то в таблице эти 40 "тон" перевёл в кН как метрические :-[
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 19:50:45Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.04.2021 19:27:57Можно подробнее?
Выше уже ответили. :)
Мне вот интересно, у них на сайте написано: "With 40 tons Variable Thrust". Имеются в виду короткие "тоны" или человеческие метрические?
Я-то в таблице эти 40 "тон" перевёл в кН как метрические :-[
Наверняка метрические, пляски с коротким и длинными тоннами обычно происходят в США.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 20:05:00Наверняка метрические, пляски с коротким и длинными тоннами обычно происходят в США.
А как бы убедиться?
Я так понимаю, что когда имеют в виду короткие, то пишут "ton" (как у китайцев на сайте), а когда метрические - то "метрик тоннз" или просто "тонн".
Знают ли эти тонкости китайцы?
Справка писалась в дикой запаре, поэтому до таких тонкостей дела не было. Но теперь имеет смысл разобраться. :)
Цитата: C-300-2 от 30.04.2021 20:09:47Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 20:05:00Наверняка метрические, пляски с коротким и длинными тоннами обычно происходят в США.
А как бы убедиться?
Я так понимаю, что когда имеют в виду короткие, то пишут "ton" (как у китайцев на сайте), а когда метрические - то "метрик тоннз" или просто "тонн".
Знают ли эти тонкости китайцы?
Справка писалась в дикой запаре, поэтому до таких тонкостей дела не было. Но теперь имеет смысл разобраться. :)
Точно! Это загадка, может знают, может ошиблись, все таки ракеты делают, должны же использовать СИ.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 20:17:02Точно! Это загадка, может знают, может ошиблись, все таки ракеты делают, должны же использовать СИ.
Они могли использовать и короткие тоны, ориентируясь на западную аудиторию. Тем более ориентация на западный рынок :-[
Мах можно даже на Семерке увидеть при желании
Вопрос, у семейства рд170 управление вектором тяги происходит только за счёт качания КС и сопла через установленный сильфон, по нему идёт кислый газ, а вот по тем трубопроводам по которым идёт керосин от ТНА к соплу, на них тоже сильфоны стоят?
Цитата: Просто Василий от 03.05.2021 11:18:29Вопрос, у семейства рд170 управление вектором тяги происходит только за счёт качания КС и сопла через установленный сильфон, по нему идёт кислый газ, а вот по тем трубопроводам по которым идёт керосин от ТНА к соплу, на них тоже сильфоны стоят?
Если я не путаю, то вот один из них:
image.jpg
Цитата: Просто Василий от 03.05.2021 11:18:29Вопрос, у семейства рд170 управление вектором тяги происходит только за счёт качания КС и сопла через установленный сильфон, по нему идёт кислый газ, а вот по тем трубопроводам по которым идёт керосин от ТНА к соплу, на них тоже сильфоны стоят?
Компенсаторы угловых и линейных перемещений, в том числе сильфонного типа, стоят там, где надо компенировать линейные и угловые перемещения. ;) :D
Типовой угловой сильонный компенсатор на трубопровод: https://skyprom.ru/shop/kompensatory/silfonnye-kompensatory-tipy/kompensator-uglovoy/
А сколько единиц у.и. отнимает завеса керосина в КС, в том же семействе РД-170 например?
Цитата: Просто Василий от 05.05.2021 08:26:22А сколько единиц у.и. отнимает завеса керосина в КС, в том же семействе РД-170 например?
"Несколько".
Цитата: Просто Василий от 05.05.2021 08:26:22А сколько единиц у.и. отнимает завеса керосина в КС, в том же семействе РД-170 например?
В статье "Анализ возможных направлений совершенствования кислородно-керосиновых ЖРД" Г.П. Калмыков, Е.В. Лебединский, В.И. Тарарышкин анализируют в т. ч. двигатель РД-191. При отказе от завесного охлаждения удельный импульс в вакууме повышается на 4,26 секунд.
Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.
Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 18.05.2021 13:10:55Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.
Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
почему не 10 футов? это 3,05 метра :)
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Цитата: Старый от 18.05.2021 13:20:33Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Ага точно ;D, у клятых пиндосов полностью аэрозиный Титан имеет офигенное массовое совершенство, не уж то думали поФторить таким образом?))
Думаю тут есть другой ответ, любитель китая может знают?
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:28:38Цитата: Старый от 18.05.2021 13:20:33Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Ага точно ;D, у клятых пиндосов полностью аэрозиный Титан имеет офигенное массовое совершенство, не уж то думали поФторить таким образом?))
Думаю тут есть другой ответ, любитель китая может знают?
Я знаю, что ракетостроение - одно из немногих исключений, когда при хороших отношениях с СССР технологии получались от США, а не от СССР. В своё время в КНР вернулся один из отцов американского аэрокосмоса. Имени его уже не помню. По национальности он был китайцем, его задолбало политическое преследование и он вернулся в Китай. Ясен пень, что он принёс какие-то традиции туда.
Цитата: Старый от 18.05.2021 13:10:55Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.
Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
Сомнительно что китайцы решили использовать футовую систему. Скорее всего совпадение случайно.
Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.
Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 15:50:19Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.
Начальная масса блока, кг 454 150,77 168 776,20 50 721,63
Конечная масса блока, кг 35 630,00 13 620,00 5490
Isp (atm) (s) 288 326,5 324,62
Isp (vac) (s) 315,8 326,5 324,62
Тяга в вакууме, тс 1120,8 237,44 62,51
Расход топлива, кг/с 3 549,08 727,23 192,56
Дросселирование
Вычитаете из начальной массы конечную, получаете массу рабочего запаса топлива.
Цитата: Дмитрий В. от 19.05.2021 17:59:07Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 15:50:19Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.
Начальная масса блока, кг 454 150,77 168 776,20 50 721,63
Конечная масса блока, кг 35 630,00 13 620,00 5490
Isp (atm) (s) 288 326,5 324,62
Isp (vac) (s) 315,8 326,5 324,62
Тяга в вакууме, тс 1120,8 237,44 62,51
Расход топлива, кг/с 3 549,08 727,23 192,56
Дросселирование
Вычитаете из начальной массы конечную, получаете массу рабочего запаса топлива.
А вот мне нужен объем, т.е. масса окислителя и топлива по банкам) через Км посчитать?
Цитата: Просто Василий от 19.05.2021 15:50:19Вопрос по Протону, есть у кого масса компонентов топлив для каждой ступени? Или ссылку пожалуйста скиньте.
У меня в закромах есть только суммарная масса топлива по ступеням (но без первоисточника, и за точность не ручаюсь):
«Протон» / «Протон-К» / «Протон-М»
425 т / 425 т / 428,3 т
100 т / 154,25 т / 157,3 т
- / 47,5 т / 46,56 т
Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 11:01:05Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.
Преферанс был запущен на версии 541, на один ускоритель меньшей чем топовая. Весил 3.8 тонны. Так что 2.5 тонны уложатся.
Цитата: Старый от 21.05.2021 13:41:40Весил 3.8 тонны. Так что 2.5 тонны уложатся.
В смысле 3.5 тонны.
Цитата: Старый от 21.05.2021 14:34:30Цитата: Старый от 21.05.2021 13:41:40Весил 3.8 тонны. Так что 2.5 тонны уложатся.
В смысле 3.5 тонны.
А где вы развесовку эту нашли?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 20:09:39А где вы развесовку эту нашли?
У Гюнтера, нашего, Кребса.
А тут как понял...
https://space.skyrocket.de/doc_sdat/mars-2020.htm
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 12:30:35Почему у китайских ракет диаметр 3.35м? может кто знает историю такого выбора.
Ровно 11 футов? ??? ::) :-[ :-\
[/quote]
Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:28:38Цитата: Старый от 18.05.2021 13:20:33Цитата: Просто Василий от 18.05.2021 13:18:19почему не 10 футов? это 3,05 метра (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Назло клятым пиндосам! 10 футов они уже использовали!
Ага точно ;D, у клятых пиндосов полностью аэрозиный Титан имеет офигенное массовое совершенство, не уж то думали поФторить таким образом?))
Думаю тут есть другой ответ, любитель китая может знают?
так известное дело - чтобы в случае войны американцы не могли запускать трофейные китайские ракеты со своих пусковых установок!
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 11:01:05Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.
https://www.ulalaunch.com/docs/default-source/rockets/atlas-v-and-delta-iv-technical-summary.pdfТам снизу цифры для TLI.
(К Марсу на Кентавре можно закинуть 80% от того, что можно запустить к Луне).
Цитата: Sam Grey от 22.05.2021 00:44:14Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.05.2021 11:01:05Здравствуйте, нужна помощь по Atlas V. Сколько он выводит к Марсу в топовой модели? По факту АМС запускались на версии 401, которая лёгкая и поднимает до 2,5 тонн. Моему знакомому кровь из носа нужно сделать проект АМС на Марс в 3,5 тонны Марса, и нужно знать, забросит ли Atlas V этот груз.
https://www.ulalaunch.com/docs/default-source/rockets/atlas-v-and-delta-iv-technical-summary.pdf
Там снизу цифры для TLI.
(К Марсу будет на Кентавре можно закинуть 80% от того, что можно запустить к Луне).
80% -это без учета торможения ( с аэро или без)? Там орбитер или посадочный модуль ?
ЦитироватьЦянь Сюэсэй?
Цянь СюэсэНЬ ведь.
Сопловая вставка должна была отстреливаться? Это рд-0120м, думаю он же 14д12
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39138.jpg)
Цитата: Просто Василий от 01.06.2021 18:02:46Сопловая вставка должна была отстреливаться? Это рд-0120м, думаю он же 14д12
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39138.jpg)
Один из ранних вариантов. Более поздние предусматривали ВСН из УУКМ.
Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?
Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?
Да в принципе так и есть. Эффект от повышения УИ до уровня НК-33/НК-39К или РД-182 (керосинового) при одновременном повышении конечной массы блока, если и даёт эффект, то мизерный - в пределах точности расчётов. Почему американцы и предпочитали не выжимать из ЖРД последние крохи УИ, а "вылизывали" конструкцию.
Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 16:44:11Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?
Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:59:13Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 16:44:11Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?
Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.
РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:59:13По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.
Мой справочник подсказывает мне, что у РД-120К масса сухая 1080 кг.
Ради интереса прикиньте, что получается с РД-171 с его хорошим удельным импульсом. Массу сухую рекомендую брать 9300 кг (без донного экрана в частности - он в составе Флакона-9 имеется).
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:01:09РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/ (https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/)
Существует мнение, что это масса залитого изделия, в справочниках указывают массу сухую 1080 кг :-[
Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 17:04:06Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:01:09РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/ (https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/)
Существует мнение, что это масса залитого изделия, в справочниках указывают массу сухую 1080 кг :-[
Масса залитого там тоже указана 1260 кг
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:05:06Масса залитого там тоже указана 1260 кг
Не верю! (с)
Справочник даёт массу сухую/залитую 1125/1285 для 11Д123 с его огроменным соплом. А тут 1150/1260 для земной версии?..
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 17:01:09Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:59:13Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 16:44:11Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 16:41:46Мысль пришла, считал Ф9 в Экселе, вместо Мерлина условный рд-120к(16-17Мпа), то есть тяга осталась та же, увеличился уи и масса жрд, соответственно масса блока, так вот масса выводимой ПН практически не изменилась(даже не много уменьшалась при определенных условиях), получается что эффект от закрытого цикла есть только при давлении в КС более 18.5МПа? А иначе лишняя сухая масса весь уи сожрёт?
Нужно аккуратно считать все массы двигунов. Какие массы брали по Мерлину-1Д и РД-120К?
По Мерлину 450 кг, по условному рд-120к в 1.5 раза больше.
РД-120К - он же РД-182: масса сухого 1150 кг - почти втрое больше Мерлина. https://www.trade.glavkosmos.com/ru/catalog/launch-vehicles/engines/liquid-fuel-rocket-engine/rd-120-m/
Тогда дела у него будут ещё хуже
В любом случае, 9 штук РД-120К проигрывают по массе одному РД-171. С учётом лучшего удельного импульса у последнего, Мпн с РД-171 будет выше. :-[
Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 17:11:18В любом случае, 9 штук РД-120К проигрывают по массе одному РД-171. С учётом лучшего удельного импульса у последнего, Мпн с РД-171 будет выше. :-[
А я о том что если делать жрд на догг то с давлением не менее 18.5 МПа, а может даже не менее 21 МПа, иначе смысла нет, ни по стоимости ни по массе выводимой ПН.
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 17:18:09А я о том что если делать жрд на догг то с давлением не менее 18.5 МПа, а может даже не менее 21 МПа, иначе смысла нет, ни по стоимости ни по массе выводимой ПН.
Похоже на то.
Цитата: Просто Василий от 08.06.2021 17:18:09Цитата: C-300-2 от 08.06.2021 17:11:18В любом случае, 9 штук РД-120К проигрывают по массе одному РД-171. С учётом лучшего удельного импульса у последнего, Мпн с РД-171 будет выше. :-[
А я о том что если делать жрд на догг то с давлением не менее 18.5 МПа, а может даже не менее 21 МПа, иначе смысла нет, ни по стоимости ни по массе выводимой ПН.
НК-33.
Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 18:00:27НК-33.
Данными по 11Д111 нужно пользоваться аккуратно, ИМХО. Он всё же без узла качания и рамы. Так что лучше посмотреть по AJ-26. :-[
Вопрос возник по ТТУ, у ЖРД тягу можно посчитать зная площадь критики, давление в КС и коэффициент тяги сопла, а у ТТУ как? вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?
Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09Вопрос возник по ТТУ, у ЖРД тягу можно посчитать зная площадь критики, давление в КС и коэффициент тяги сопла, а у ТТУ как? вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?
Всё зависит от профиля и внутренней площади горения топлива.
Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?
Так расход возрос :-[
Если площадь критики та же - значит, и давление тоже возросло. Но, возможно, они критику просто расширили - делов-то. Просто при изменении давления думаю и скорость горения изменится.
Цитата: C-300-2 от 15.06.2021 14:31:50Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?
Так расход возрос :-[
Ну да :D
Цитата: Просто Василий от 15.06.2021 13:56:09Вопрос возник по ТТУ, у ЖРД тягу можно посчитать зная площадь критики, давление в КС и коэффициент тяги сопла, а у ТТУ как? вот почему у СЛС тяга ТТУ стало больше с добавлением еще одной секции?
Площадь поверхности горения увеличилась.
Тут недавно, уж не помню где, поднимали вопрос - почему в СССР/России не делают ТНА соосно с КС в ЖРД замкнутой схеме.
Вот, нашёлся один.
РД-0231
Да и 502-й глушковский явно той же породы)
RD-502.jpg
Цитата: Бертикъ от 15.07.2021 11:01:29Да и 502-й глушковский явно той же породы)
О! Спасибо :)
в соответствии с постановлением Правительства от 23.03.1960 приступило в плане НИР к созданию высотного двигателя РД-502 тягой 10 тс на топливной паре «ВПВ-98 1 – пентаборан» и практическому решению всего комплекса вопросов внедрения нового эффективного высококипящего топлива. Основная цель указанных разработок – получение высокого удельного импульса (380 сек). Это существенно (на 50 сек) превышало удельный импульс всех ранее освоенных высококипящих топлив и на 30 сек – пары «кислород – керосин». Освоение ВПВ принципиально открывало огромную перспективу: при замене пентаборана гидридом бериллия полученное высококипящее топливо мало уступало по своей энергетике наиболее эффективной криогенной топливной паре «фтор – водород». На переходном этапе между пентабораном и гидридом бериллия можно было бы рассматривать различные суспензии (в частности, суспензию алюминия в гидразине). Двигатель РД-502 разрабатывался по схеме с дожиганием в камере сгорания (pк= 150 кгс/см2) высокотемпературных продуктов разложения ВПВ, служащих рабочим телом привода турбины ТНА. Разложение ВПВ предусматривалось в однокомпонентном газогенераторе с использованием твердого катализатора. Ввиду недостаточной охлаждающей способности пентаборана охлаждение камеры осуществлялось окислителем. Система регулирования тяги двигателя основывалась на не использовавшейся ранее в двигателестроении схеме перепуска части ВПВ в обвод газогенератора и турбины с впрыском ее в затурбинный тракт. В результате многолетних многопрофильных работ была подтверждена принципиальная возможность создания ЖРД на высококипящем топливе «ВПВ-98 – пентаборан» с удельным импульсом 380 сек.
http://www.lpre.de/resources/articles/H2O2.pdf
Источник.
https://forums.airbase.ru/2019/06/t108369--rd-510-rd-502-rd-161p.2340.html
Источник источника.
Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
А это как? На тросике в атмосферу стабилизирующие/управляющие поверхности/плоскости спустить? ::)
Цитата: telekast от 15.07.2021 17:25:22Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
А это как? На тросике в атмосферу стабилизирующие/управляющие поверхности/плоскости спустить? ::)
Спутник в форме дротика с гипертрофированным оперением.
Цитата: telekast от 15.07.2021 17:25:22А это как?
Это как спутник "Стрела". Или как ГОЧЕ.
http://cniiag.ru/news1/yubiley_zapuska_sputnika/?print=1
Ну, это, как я понял, годится лишь для низкоорбитальных аппаратов.
Тогда нужно для них забацать еще "прямоточный ионник"© для компенсации потерь трения об атмосферу используя ее же в качестве рабочего тела, а не таскать дефицитный и конечный ксенон. 8)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Сделал техсправку - ЖРД на паре ЖК+керосин, открытой схемы. Дополнения, исправления приветствуются.
П. С. поправил во вложении данные по двигунам "Титана-1" - в книжке Саттона неверные данные :(
Цитата: Штуцер от 15.07.2021 21:11:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Можно подробнее?
Коллеги, Саттон меня ввёл в заблуждение относительно величин удельного импульса двигунов "Титана-1". В таблице поправил.
В качестве извинений - статья от Аэроджета с характеристиками ЖРД "Титанов" (как МБР, так и РН).
Я тем временем написал Игорю Никищенко, насчёт массы Е-2. А чё, вдруг скажет.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 17:22:16Я тем временем написал Игорю Никищенко, насчёт массы Е-2. А чё, вдруг скажет.
:o Ого, круто! Было б интересно его послушать. Вдруг и ещё чего расскажет.
П. С. Я всё хочу начать читать его статью, в которой он обосновывает ПГС двигуна. Я так понял, он её написал, работая в Фаерфлае ::)
Спэшиал фо Старый - статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 16:41:20Коллеги, Саттон меня ввёл в заблуждение относительно величин удельного импульса двигунов "Титана-1". В таблице поправил.
В качестве извинений - статья от Аэроджета с характеристиками ЖРД "Титанов" (как МБР, так и РН).
Хорошая, спасибо!
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:55:24Спэшиал фо Старый - статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"
Сэнк!
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:55:24статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"
На этом месте Макдоннел-Дуглас и скуксился. :(
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:05:14Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:55:24Спэшиал фо Старый - статья фирмы МакДоннел Дуглас про "Дельту"
Сэнк!
я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:14:43я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?
Статья так себе, без новой информации. А что за сайт?
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:16:35Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:14:43я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?
Статья так себе, без новой информации. А что за сайт?
да какой-то авиакосмический (могу в пн на работе глянуть). дерëт зараза 25 баксов за каждую статью. благо, знаю как скачивать забесплатно в обход.
П. С. а вот статья с характеристиками ЖРД Титанов отличная. Всë по полочкам, всему можно доверять :)
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:20:14П. С. а вот статья с характеристиками ЖРД Титанов отличная. Всë по полочкам, всему можно доверять (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Да.
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:16:35Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:14:43я на этом месте закончил шерстить сайт и пошëл домой. дальше имеет смысл или статья проходная?
Статья так себе, без новой информации. А что за сайт?
Ну, ладно. А когда твоя статья про Дельту будет? :)
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:38:07Ну, ладно. А когда твоя статья про Дельту будет? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Никогда! 8)
Цитата: Старый от 16.07.2021 20:38:39Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 20:38:07Ну, ладно. А когда твоя статья про Дельту будет? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Никогда! 8)
а я ждал :(
Цитата: C-300-2 от 16.07.2021 17:42:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 17:22:16Я тем временем написал Игорю Никищенко, насчёт массы Е-2. А чё, вдруг скажет.
:o Ого, круто! Было б интересно его послушать. Вдруг и ещё чего расскажет.
П. С. Я всё хочу начать читать его статью, в которой он обосновывает ПГС двигуна. Я так понял, он её написал, работая в Фаерфлае ::)
(https://images-ext-1.discordapp.net/external/WMQycrFzW4STw4Fq2anstm5kh481iqSso9TpAG87kuo/https/media.discordapp.net/attachments/528667739049689088/865807654139854858/unknown.png)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 07:10:59(https://images-ext-1.discordapp.net/external/WMQycrFzW4STw4Fq2anstm5kh481iqSso9TpAG87kuo/https/media.discordapp.net/attachments/528667739049689088/865807654139854858/unknown.png)
Круто! и по английски явно хорошо шпрехаете - завидую!
только... советский человек в либрах-фунтах не мыслит! ;D
Цитата: C-300-2 от 17.07.2021 11:36:45Круто! и по английски явно хорошо шпрехаете - завидую!
Он достаточно простой, этим мне и нравится.
Цитата: C-300-2 от 17.07.2021 11:36:45только... советский человек в либрах-фунтах не мыслит! ;D
226,8 кг, но это всё равно грубая оценка. ТВР выходит порядка 26.
У кого-нибудь есть книга Бартини "Теория межконтинентального транспорта Земли"?
Он там какой-то дикой фигни наворотил с дирижаблями и экранопланами.
Вообще странный человек, воистину фигляр (ИМХО) - ни одного аппарата не довел до серии, те что дошли до металла - сплошь и рядом сомнительные технические решения, уступали во всём аналогам, и так не были доведены до ума, несмотря на его долгую жизнь.
И на последок про экранопланы, в комментах к одной из слёзных статей про пролюбленные технологии:
"Ну и потом СССР разрабатывал экраноплан, который жрал топливо тоннами, но блет, это был потрясающий пример, когда инженеров попросили "зах*ярить от души"."
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 11:53:19226,8 кг, но это всё равно грубая оценка. ТВР выходит порядка 26.
Пздц. Тяжëлый, как вся моя жизнь.
Цитата: C-300-2 от 17.07.2021 12:09:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.07.2021 11:53:19226,8 кг, но это всё равно грубая оценка. ТВР выходит порядка 26.
Пздц. Тяжëлый, как вся моя жизнь.
Медяха же. И 3Д печать примерно эквивалентна литью, а литые детали не самые прочные.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 15:18:02Цитата: Штуцер от 15.07.2021 21:11:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Можно подробнее?
Панели СБ спутников Протон расположены как пропеллер. Что со временем вызвало закрутку аппарата.
Цитата: Штуцер от 17.07.2021 20:31:41Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 16.07.2021 15:18:02Цитата: Штуцер от 15.07.2021 21:11:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 15.07.2021 16:41:46Что насчёт аэродинамической стабилизации спутников? Звучит круто.
Факт аэродинамической дестабилизации известен.
Можно подробнее?
Панели СБ спутников Протон расположены как пропеллер. Что со временем вызвало закрутку аппарата.
Спасибо.
Так, а что за явление "гидравлического креста"?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 12:25:44(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Связь, антенны? ::)
Цитата: telekast от 25.07.2021 16:05:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 12:25:44(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Связь, антенны? ::)
Неаккуратно как-то.
Связь со второй ступенью. :)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 16:18:47Цитата: telekast от 25.07.2021 16:05:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.07.2021 12:25:44(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40163.jpg)
Что за верёвочки торчат из Gemini?
Связь, антенны? ::)
Неаккуратно как-то.
"Работает? Не трогай!!!"©первая заповедь хакера
Коллеги, объясните неспециалисту: в каких случаях на спутнике ставятся две панели солнечных батарей, а в каком - одна?.. Где-то слышал, что на спутниках, выведенных то ли на солнечно-синхронную, то ли на терминаторную орбиту, ставится всегда одна панель СБ...
Заранее спасибо за научение.
Цитата: C-300-2 от 27.07.2021 09:09:17Коллеги, объясните неспециалисту: в каких случаях на спутнике ставятся две панели солнечных батарей, а в каком - одна?.. Где-то слышал, что на спутниках, выведенных то ли на солнечно-синхронную, то ли на терминаторную орбиту, ставится всегда одна панель СБ...
Заранее спасибо за научение.
Starlink'и имеют по одной СБ, хотя выводятся/рассчитаны выводиться на самые разные орбиты.
OneWeb'ы имеют по 2 СБ, хотя рассчитаны выводится на самые разные орбиты.
Спутники-шпионы, насколько я знаю, часто летают на солнечно-синхронных орбитах, хотя имеют больше одной СБ.
Так что тут баш на баш, кмк.
Вот пришла идея. Есть селективное лазерное спекание, вещь на самом деле крутая.
Но мне вот какая идея пришла:
Берётся пластик, содержащий частицы металла. Какой-нить тугоплавкий, может быть даже не на органической основе.
Из него формуется (прессуется) деталь нужной формы.
Далее она помещается в печь. Пластик постепенно испаряется, оставляя лишь частицы металла, которые друг с другом сплавляются, постепенно формируя более-менее равномерную металлическую структуру.
Это 100% придумали до меня и дали название, но какое?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.07.2021 15:11:22Это 100% придумали до меня и дали название, но какое?
Сублимационная сушка? ??? ::)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.07.2021 15:11:22Это 100% придумали до меня и дали название, но какое?
Пишут - просто СЛС...
"Основы аддитивных технологий высокого разрешения", И. В. Шишковский, стр. 173
Не, не то.
https://www.youtube.com/channel/UCiYHKNd44N5-6zWdwL8Pb8w
Вот интересный канал про металлургию, вот тут я и нашёл тот видос!
https://youtu.be/bqP1erqgCnk
Нашёл то видео!
https://youtu.be/iVe1fa5z45o
И вот объяснение от мужика за PM вообще.
С-300-2, ты недавно спрашивал про аддитивные технологии и тому подобное - вот это прям в тему.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 31.07.2021 15:57:40С-300-2, ты недавно спрашивал про аддитивные технологии и тому подобное - вот это прям в тему.
Спасибо :)
Коллеги, кто подскажет. Выбираю подшипник, упорный, под узел качания двигателя. :) Глаз лежит на сферический упорный подшипник скольжения. Просмотрел несколько каталог, например:
https://www.podshipnik.ru/upload/iblock/237/FLURO%20hk-ru.pdf
и везде одна и та же беда: угол качания весьма мал, порядка 4...5 град. Есть ли какие-нибудь упорные с Большим углом качания, градусов 7...8? :-[
Цитата: C-300-2 от 05.08.2021 18:14:11Коллеги, кто подскажет. Выбираю подшипник, упорный, под узел качания двигателя. :) Глаз лежит на сферический упорный подшипник скольжения. Просмотрел несколько каталог, например:
https://www.podshipnik.ru/upload/iblock/237/FLURO%20hk-ru.pdf
и везде одна и та же беда: угол качания весьма мал, порядка 4...5 град. Есть ли какие-нибудь упорные с Большим углом качания, градусов 7...8? :-[
В смысле выбираю?
По работе, чисто по приколу, или свой SpaceX основать удумали?
А чего бы не сделать обычный сферический шарнир?
Цитата: Дмитрий В. от 05.08.2021 19:03:35А чего бы не сделать обычный сферический шарнир?
Ага... а как бы его обозвать в запросе гуглу?
наверняка СКФ или ФАГ что-нибудь похожее выпускают.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 05.08.2021 18:30:39В смысле выбираю?
По работе, чисто по приколу, или свой SpaceX основать удумали?
По работе :)
Цитата: C-300-2 от 05.08.2021 20:45:34Цитата: Дмитрий В. от 05.08.2021 19:03:35А чего бы не сделать обычный сферический шарнир?
Ага... а как бы его обозвать в запросе гуглу?
наверняка СКФ или ФАГ что-нибудь похожее выпускают.
Когда мы проектировали этот движок,то рассчитывали изготовить шарнир по чертежам.
У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?
А то про водород то я нашёл, а вот про кислород всё ссылки на офигенных медиков, исцеляющих все и вся перекисью водорода.
Это я к чем?
А к тому, что большая часть энергии в хим реакции кислород + водород = вода тратится на разрыв связей водорода и кислорода, а если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33Это я к чем?
А к тому, что большая часть энергии в хим реакции кислород + водород = вода тратится на разрыв связей водорода и кислорода, а если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд...
А если рекомбинация происходит прямо в баке то корабль с места развивает первую космическую скорость но в разные стороны.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:53:05У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?
А то про водород то я нашёл, а вот про кислород всё ссылки на офигенных медиков, исцеляющих все и вся перекисью водорода.
Некоторым условным подобием атомарного кислорода является озон.
Третий атом легко отрывается.
Плотность выше чем у ЖК.
Температура сжижения ниже.
Более менее стабильные растворы в кислороде существуют.
Токсичность меньше чем у гипотетического атомарного кислорода.
Цитата: Старый от 14.08.2021 17:02:17Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33Это я к чем?
А к тому, что большая часть энергии в хим реакции кислород + водород = вода тратится на разрыв связей водорода и кислорода, а если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд...
А если рекомбинация происходит прямо в баке то корабль с места развивает первую космическую скорость но в разные стороны.
Прям в баке не надо, нужна отдельная камера расщепления или что-то типа того.
Цитата: azvoz от 14.08.2021 17:12:20Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:53:05У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?
А то про водород то я нашёл, а вот про кислород всё ссылки на офигенных медиков, исцеляющих все и вся перекисью водорода.
Некоторым условным подобием атомарного кислорода является озон.
Третий атом легко отрывается.
Плотность выше.
Температура сжижения ниже.
Более менее стабильные растворы в кислороде существуют.
Токсичность меньше чем у гипотетического атомарного кислорода.
При давлении в КС порядка 11 атмосфер, степени расширения сопла в 18 единиц, и топливной паре атомарный водород + озон УИ будет 346 секунд на уровне моря и 622 секунды в вакууме, с пиковыми температурами в КС порядка 4000 К. Массовый расход на квадратный метр сопла равен 37,4 кг/с.
При тех же параметрах и атомарном кислороде как топливе УИ будет 584 секунды на уровне моря, 1005 секунд в вакууме и температуры в КС 5100 К. Массовый расход на квадратный метр сопла 24,5 кг/с.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:15:05Прям в баке не надо, нужна отдельная камера расщепления или что-то типа того.
Тогда на расщепление понадобится такая же энергия что выделится при рекомбинации.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48топливной паре атомарный водород + озон УИ будет ...622 секунды в вакууме
Этого за глаза хватит даже для одноступа.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48При тех же параметрах и атомарном кислороде как топливе УИ будет 584 секунды на уровне моря, 1005 секунд в вакууме и температуры в КС 5100 К. Массовый расход на квадратный метр сопла 24,5 кг/с.
Охлаждать будем атомарным водородом? ;)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:53:05У кого-нибудь есть инфа по атомарным кислороду/водороду/etc?
Тут с обычным водородом проблем выше крыши,а у атомарного будут сложности на порядки больше.
Даже пресловутые атомолеты будут проще.
Вот какой-нибудь стабильный раствор озона в ЖК более реален, и мог бы дать прибавку и по плотности и по энергетике.
Но я думаю со всем этим баловались серьёзные спецы ещё 50 лет назад.
Цитата: Старый от 14.08.2021 17:24:17Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:15:05Прям в баке не надо, нужна отдельная камера расщепления или что-то типа того.
Тогда на расщепление понадобится такая же энергия что выделится при рекомбинации.
Да! Но УИ-то повысится!
Цитата: azvoz от 14.08.2021 17:25:12Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48топливной паре атомарный водород + озон УИ будет ...622 секунды в вакууме
Этого за глаза хватит даже для одноступа.
Но хотелось бы больше, за нервы с атомарным водородом.
Цитата: Старый от 14.08.2021 17:25:27Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 17:22:48При тех же параметрах и атомарном кислороде как топливе УИ будет 584 секунды на уровне моря, 1005 секунд в вакууме и температуры в КС 5100 К. Массовый расход на квадратный метр сопла 24,5 кг/с.
Охлаждать будем атомарным водородом? ;)
Вай нот?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 18:01:40Вай нот?
Двигатель может развить первую космическую скорость прямо со старта...
Цитата: Старый от 14.08.2021 19:12:23Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 18:01:40Вай нот?
Двигатель может развить первую космическую скорость прямо со старта...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40678.jpg)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд.
насколько я представляю, кислород тут лишний, просто рекомбинация атомарного водорода дает импульс ~ 2000 c. вот только температура при этом >>5000 K.. но это ничем не отличается от того, что - при наличии источника энергии - вы просто будете греть водород, неважно - через атомизацию и рекомбинацию или как иначе
Цитата: Старый от 14.08.2021 19:12:23Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 18:01:40Вай нот?
Двигатель может развить первую космическую скорость прямо со старта...
Двигатель - да, ракета - нет. ;D
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:38:52Двигатель - да, ракета - нет. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
В этом то и вся проблема. :(
Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Могу в понедельник. Потерпит? :)
только и тяга ещë нужна.
Цитата: DiZed от 14.08.2021 19:54:54Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 14.08.2021 15:54:33если в реакции участвуют атомарные кислород и водород, то УИ подымается до 1300 секунд.
насколько я представляю, кислород тут лишний, просто рекомбинация атомарного водорода дает импульс ~ 2000 c. вот только температура при этом >>5000 K.. но это ничем не отличается от того, что - при наличии источника эжнергии - вы просто будете греть водород, неважно - через атомизацию и рекомбинацию или как иначе
Угу. Но при рекомбинации это можно делать где-то в реакционной камере, а саму её сделать охлаждаемой завесой/аблятивной.
По найденным мною данным, при атмосферном давлении
при 2500 °C степень диссоциации водорода 0,13%, при 3000 °C 9%, при 4000 °C 62,5%, а при 5000 °C 94,7%. Надо только температуру поддерживать...
Ещё при низких давлениях (70 Па) УФ излучение способно расщеплять водород. Правда фиг его знает, при каких температурах и мощностях.
И смесь 85% твёрдого водорода и 15% атомарного водорода стабильна при температурах жидкого гелия! Но при рекомбинации даёт лишь 744 секунды УИ.
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Про ГГ не скажу, но остальное посчитаю, благо ПО есть:
Температура в КС до 3400 К.
Массовый расход в 424 кг/с на квадратный метр.
УИ для уровня моря и для вакуума 322 и 346 секунд соответственно.
Зависимость высоты и УИ:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40709.png)
Для 0.1 атмосферы массовый расход падает до 91 кг/с на м2 сопла.
УИ/высота выглядит так:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40710.png)
Вакуумный УИ в 368 секунд.
Цитата: C-300-2 от 15.08.2021 10:48:56Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Могу в понедельник. Потерпит? :)
только и тяга ещë нужна.
250 тс на уровне моря.
Цитата: Дмитрий В. от 15.08.2021 19:30:50Цитата: C-300-2 от 15.08.2021 10:48:56Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Могу в понедельник. Потерпит? :)
только и тяга ещë нужна.
250 тс на уровне моря.
Вы недавно писали что Старшип можно сделать и на водороде в тех же размерах, с жрд с изменяемым соотношением компонентов, это вы его хотите посчитать?
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга земная Rзем=2452,5 кН
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35- восстановительный ГГ
А вот это надо щитать. А то кислорода идёт прям дофига и хватит ли расхода водорода для замыкания баланса ТНА?..
Далее. У меня тут зашевелились нехорошие мысли: среда получается окислительной (альфа=1,764) с температурой в КС 3383 К. У меня подозрение: а не полыхнёт ли?!
Дмитрий, вы не в курсе, случаем - в Келдыше ведь что-то подобное рассматривали, не помните, в каком диапазоне Км/альфа?..
Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Rвак=3554,571 кН;
Iвак=3369б17 м/с
Mдв=5482 кг
Цитата: C-300-2 от 16.08.2021 09:44:17Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга земная Rзем=2452,5 кН
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Н-да, результат не тот, на который я рассчитывал. Смысла нет. Спасибо!
Цитата: Просто Василий от 16.08.2021 07:04:18Цитата: Дмитрий В. от 15.08.2021 19:30:50Цитата: C-300-2 от 15.08.2021 10:48:56Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
А также для высотного варианта такого ЖРД с давлением на срезе сопла 0,1 атм
Могу в понедельник. Потерпит? :)
только и тяга ещë нужна.
250 тс на уровне моря.
Вы недавно писали что Старшип можно сделать и на водороде в тех же размерах, с жрд с изменяемым соотношением компонентов, это вы его хотите посчитать?
На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000
(при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.
Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
4/5. 2300 тонн из 2900.
Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 20:28:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.
При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 20:28:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.
При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Немало для чего?
Цитата: azvoz от 14.08.2021 17:35:06Вот какой-нибудь стабильный раствор озона в ЖК более реален, и мог бы дать прибавку и по плотности и по энергетике.
Но я думаю со всем этим баловались серьёзные спецы ещё 50 лет назад.
У Дж. Д. Кларка в книжке "Зажигание!" ( (https://www.rulit.me/data/programs/resources/pdf/Klark_Zazhiganie-Neformalnaya-istoriya-zhidkogo-raketnogo-topliva_RuLit_Me_645946.pdf)Igniton! (http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf)), в 8-й главе, про это кое-что написано. Вряд ли с тех пор что-то серьезно изменилось :-)
Цитата: mik73 от 18.08.2021 15:49:26У Дж. Д. Кларка в книжке "Зажигание!" ( (https://www.rulit.me/data/programs/resources/pdf/Klark_Zazhiganie-Neformalnaya-istoriya-zhidkogo-raketnogo-topliva_RuLit_Me_645946.pdf)Igniton! (http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf)), в 8-й главе, про это кое-что написано. Вряд ли с тех пор что-то серьезно изменилось :-)
Что он там писал про метан? ;)
Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 20:28:18Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 18:25:13Цитата: Дмитрий В. от 17.08.2021 18:19:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 17.08.2021 16:32:34Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:14:51На водороде можно сделать в близких габаритах даже с "нормальным" соотношением (порядка 6,0), поскольку стартовая масса получаетсся около 3000 (при Мпг в районе 150 т) против 5000 т у СШ. Но было желание сделать габариты ещё меньше для снижения массы конструкции, ДУ и ТЗП.
Терзают смутные сомнения, когда смотришь на стоящие рядом Starship и Saturn V.
Да, Старшип больше по высоте, хотя и немного менььше по диаметру.
Ну так и Saturn V не полностью водородная...
Там вообще примерно половина массы в керосиновой первой ступени.
Разница в линейных размерах полностью водородного "тяжеловеса" аналогичной грузоподъёмности (150 т) будет около 15%.
При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Я кстати, приврал ;D 15% - это если сравнивать с ЖК-керосином. Но у нас ЖК-ЖМ, поэтомуц габариты у водороднника будут больше всего на 5-7%
Цитата: Старый от 18.08.2021 20:09:27Цитата: mik73 от 18.08.2021 15:49:26У Дж. Д. Кларка в книжке "Зажигание!" ( (https://www.rulit.me/data/programs/resources/pdf/Klark_Zazhiganie-Neformalnaya-istoriya-zhidkogo-raketnogo-topliva_RuLit_Me_645946.pdf)Igniton! (http://www.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf)), в 8-й главе, про это кое-что написано. Вряд ли с тех пор что-то серьезно изменилось :-)
Что он там писал про метан? ;)
Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.
Слово "метан" у него есть?
Цитата: mik73 от 19.08.2021 09:01:09Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Есть.
И почему у меня не ищет поиском? :( Потому что я ламер? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 19.08.2021 09:24:32И почему у меня не ищет поиском? Потому что я ламер?
Именно так.
Надо не искать поиском в том месте, куда совершенно по другому поводу пальцем ткнули, а книжку читать. Лучше в оригинале :-)
Цитата: mik73 от 19.08.2021 11:13:43Надо не искать поиском в том месте, куда совершенно по другому поводу пальцем ткнули, а книжку читать. Лучше в оригинале :-)
В книжке поиск точно ничего не ищет. Это потому что я ламер? :( ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 19.08.2021 12:03:45Это потому что я ламер?
Ты сказал (с).
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.08.2021 20:58:07Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.
Во времена Кларка не предполагали, что метан станет замечательным исключением, как не образующий смол, коксов и пр. гадости в восстановительных газогенераторах
Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Цитата: Плейшнер от 19.08.2021 15:43:43Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.08.2021 20:58:07Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.
Во времена Кларка не предполагали, что метан станет замечательным исключением, как не образующий смол, коксов и пр. гадости в восстановительных газогенераторах
Вообще он таки говорил, что выбор углеводородного горючего осуществляется из иных соображений, кроме УИ и плотности.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Он её пишет. В виде постов на форуме ;D
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:53:25Цитата: Плейшнер от 19.08.2021 15:43:43Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 18.08.2021 20:58:07Все виды углеводородного горючего примерно одинаковы, и не имеют значительных преимуществ в плане УИ/плотность, потому конкретная топливная пара должна выбираться из иных соображений, типа доступность топлива, способность к охлаждению и т.п.
Во времена Кларка не предполагали, что метан станет замечательным исключением, как не образующий смол, коксов и пр. гадости в восстановительных газогенераторах
Вообще он таки говорил, что выбор углеводородного горючего осуществляется из иных соображений, кроме УИ и плотности.
Иные, но не это.
Вышеназванное свойство метана как углеводородного горючего, безусловно заслуживает отдельного специального упоминания.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Как же он прошёл мимо столь гениального топлива как метан?
Цитата: Старый от 20.08.2021 00:26:01Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Как же он прошёл мимо столь гениального топлива как метан?
Потому что все химики искали ДОЛГОХРАНИМОЕ топливо.
А с топливом для ракет космического назначения всё было ясно, просто и не являлось проблемой поиска.
Цитата:
.JPG
Цитата: Старый от 20.08.2021 00:26:01Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 19.08.2021 15:52:18Цитата: Старый от 18.08.2021 21:29:32Слово "метан" у него есть?
Он обычно оперирует общими фразами "углеводородное топливо".
Ты вообще профильную литературу читаешь?
Как же он прошёл мимо столь гениального топлива как метан?
Вот ты в глаза долбишься или как? Про ВСЕ углеводороды там обсуждалось.
Там ещё приводились примеры ракетного двигателя с метаном и кислородом в выхлопе, который потом дожигался в прямоточном воздушно-реактивном двигателе...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.08.2021 09:06:47Там ещё приводились примеры ракетного двигателя с метаном и кислородом в выхлопе, который потом дожигался в прямоточном воздушно-реактивном двигателе...
Брррр... Я наверно это не читал, и слава богу.
Так он, значит не советовал что метан лучше керосина? ??? ::)
Цитата: Старый от 20.08.2021 13:43:41Так он, значит не советовал что метан лучше керосина? ??? ::)
Все виды углеводородного горючего одинаковы по УИ и плотности, и значительной разницы в стартовой массе РН с разным углеводородным не будет.
Потому в дело идут специфические параметры топлива, будь то охлаждающая способность, сажеобразования, температура горения и т.п.
Цитата: Старый от 20.08.2021 13:43:41Брррр... Я наверно это не читал, и слава богу.
Многое теряете...
Это ещё не самовоспламеняемая смесь...
У меня на компе есть вообще хтоническая камасутра топлив, могу дать.
Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:10:32Цитата: C-300-2 от 16.08.2021 09:44:17Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга земная Rзем=2452,5 кН
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Н-да, результат не тот, на который я рассчитывал. Смысла нет. Спасибо!
Смысл в супер надежности таких конструкций (прощай кавитации и пульсации), так же можно в разы увеличивать габариты КС и тягу, и конечно - многоразовость. Но такое богатство для трудолюбивых, понимающих толк в искусстве.
Цитата: Наперстянка от 21.08.2021 14:17:05Цитата: Дмитрий В. от 16.08.2021 18:10:32Цитата: C-300-2 от 16.08.2021 09:44:17Цитата: Дмитрий В. от 14.08.2021 20:41:35Кто-нибудь может оценить размеры, массу и УИ (зем/вак) для водородного ЖРД:
- соотношение массовых расходов ЖК/ЖВ 14,0
- давление в КС 200 атм
- давление на срезе сопла 0,75 атм
- восстановительный ГГ
- охлаждение ЖЖВ.
Тяга земная Rзем=2452,5 кН
Тяга вакуумная Rвак=2640,7 кН
Удельный импульс земной Iзем=2940,661 м/с
Удельный импульс вакуумный Iвак=3166,32 м/с
(учтён коэффициент камеры сгорания фиКС=0,93)
Масса двигателя Мдв=4033 кг.
Н-да, результат не тот, на который я рассчитывал. Смысла нет. Спасибо!
Смысл в супер надежности таких конструкций (прощай кавитации и пульсации), так же можно в разы увеличивать габариты КС и тягу, и конечно - многоразовость. Но такое богатство для трудолюбивых, понимающих толк в искусстве.
А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.08.2021 18:07:12А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?
А за счет замечательной конструкции, холодного и легкого водорода.
Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Цитата: Наперстянка от 21.08.2021 19:08:51Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.08.2021 18:07:12А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?
А за счет замечательной конструкции, холодного и легкого водорода.
Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...
Посмотрите на водородный и метановый старшипы. У метанового перекачиваемые объёмы окислителя и горючего примерно равны. А у водородного насос топлива должен перекачать огромный объём водорода.
Потому ИРЛ ЖРД на водороде снабжаются сложными многоступенчатыми насосами.
Ну ещё проблемы низких температур... Понижения прочности и т.п.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
ИМХО, там с сухой массой ступени.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:57Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
ИМХО, там с сухой массой ступени.
Нет, 200 т - это масса ПГ в чистоте, без сухой массы ракетного блока (100 т).
Прочность материалов растёт за счёт криоупрочнения. Может расти хрупкость.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Цитата: Наперстянка от 21.08.2021 19:08:51Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 21.08.2021 18:07:12А каким образом исчезнут кавитация и пульсация?
А за счет замечательной конструкции, холодного и легкого водорода.
Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...
Посмотрите на водородный и метановый старшипы. У метанового перекачиваемые объёмы окислителя и горючего примерно равны. А у водородного насос топлива должен перекачать огромный объём водорода.
Потому ИРЛ ЖРД на водороде снабжаются сложными многоступенчатыми насосами.
Ну ещё проблемы низких температур... Понижения прочности и т.п.
Низкая плотность водорода способствует УИ, а его низкая температура может в конструкции способствовать уменьшению кавитаций кислорода, особо это касается головки КС. Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным, главное это то, что творится в самой КС, и вот там водород позволяет "развернуться" конструктору.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:47:10Прочность материалов растёт за счёт криоупрочнения. Может расти хрупкость.
Для титана с никелем хрупкость не страшна.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:46:00Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:57Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
ИМХО, там с сухой массой ступени.
Нет, 200 т - это масса ПГ в чистоте, без сухой массы ракетного блока (100 т).
Пофиг, один фиг масса на НОО порядка 300 тонн.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:47:10Прочность материалов растёт за счёт криоупрочнения. Может расти хрупкость.
Вот кстати нюанс неравномерного промерзания надо учесть.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Низкая плотность водорода способствует УИ,
Она способствует проблемам при конструировании турбонасоса. УИ зависит от молекулярной массы выхлопа и выделяемой в ходе реакции энергии и температуры в КС.
Поэтому, например, очень плотные пероксид водорода и гидрид бериллия имеют лютый удельный импульс.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35а его низкая температура может в конструкции способствовать уменьшению кавитаций кислорода
Это как это? Ну да, придётся перекачивать меньшие объёмы кислорода, но температуры водорода и кислорода слишком разные, поэтому их надо термически изолировать.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.
Не улавливаю.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,
Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35главное это то, что творится в самой КС,
Угу.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35и вот там водород позволяет "развернуться" конструктору.
Конструктору чего?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...
Скорее наоборот.
Цитата: Старый от 22.08.2021 16:08:56Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...
Скорее наоборот.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40891.png)
Плотность таки роляет.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Цитата: Старый от 22.08.2021 16:08:56Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 13:35:12Ну так низкая плотность водорода и способствует кавитации...
Скорее наоборот.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/40891.png)
Плотность таки роляет.
Вот я и вижу в формуле- чем меньше плотность среды, тем больше Х (сплошной однофазный поток при Х больше 1). "
УИ зависит от молекулярной массы выхлопа" - водород замечательно дополнит продукты сгорания, особенно (но не только) в качестве антипульсационной и антитемпературной завесы.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,
Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Кучу маленьких водородных насосов хороший конструктор заменит одним большим, где на множестве ступеней расположено по куче лопаток. Далее, сложность, брак - это все жаргон бракоделов и лентяев, например, таких, которые в свое время похоронили электронику.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35и вот там водород позволяет "развернуться" конструктору.
Конструктору чего?
В первую очередь КС и насосов сверхвысокого давления.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.
Не улавливаю.
Это понятно, что хорошие идеи не всегда даются публике.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.
Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Цитата: Старый от 22.08.2021 18:07:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.
Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Но плотность там в первой степени, а скорость - во второй. А она обратно пропорциональна плотности.
Цитата: opinion от 23.08.2021 07:05:37Цитата: Старый от 22.08.2021 18:07:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.
Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Но плотность там в первой степени, а скорость - во второй. А она обратно пропорциональна плотности.
Это только на срезе форсунок и прочих тупоугольников. А на срезе бритвы она может и не появиться.
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Ну, если рисунок в масштабе выполнен, то видно, что водородный вариант больше по размерам. А "немало" - это я о деньгах. У Маска (да и не только у Маска, у любого частника) нет бездонной финансовой бочки в виде госбюджета. Потому, увеличение ракеты в размерах в десятки процентов, на стоимости её изготовления и обслуживания отразится в разы. (да, я ваш кэп). Кроме того, водород - тот ещё "секс в гамаке и стоя". Метан, может, и не так крут, за то дёшев и прост в эксплуатации. Опять же изрекаю банальщину
Цитата: Непричастный от 23.08.2021 09:17:03Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Цитата: Непричастный от 18.08.2021 02:13:58При таких размерах и 10% разница - это не мало!
Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
Ну, если рисунок в масштабе выполнен, то видно, что водородный вариант больше по размерам. А "немало" - это я о деньгах. У Маска (да и не только у Маска, у любого частника) нет бездонной финансовой бочки в виде госбюджета. Потому, увеличение ракеты в размерах в десятки процентов, на стоимости её изготовления и обслуживания отразится в разы. (да, я ваш кэп). Кроме того, водород - тот ещё "секс в гамаке и стоя". Метан, может, и не так крут, за то дёшев и прост в эксплуатации. Опять же изрекаю банальщину
На самом деле там ошибка в исходных данных: Для 200-тонного Старшипа заданы те же габариты, что и для текущей версии (150 т на НОО). Если так, то 150-тонный водородник будет ощутимо меньше, и ни о каких "десятках процентов" разницы в размерах речи и быть не может. Стоимость изготовления пропорциональна массе конструкции, а она у обоих вариантов примерно равна (плюс-минус). Вся разница будет состоять в особенностях горючего. То, что водород на 2 порядка дороже жидкого метана - это факт, но насколько разница в 100 градусах хранения скажется на стоимости инфраструктуры - это пока вопрос: оба компонента криогенные и взрывоопасные, требуют мощной теплоизоляции и т.п.
Этан еще проще эксплуатировать, но надежность двигателя будет меньше, чем у водородного.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:43:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,
Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Кучу маленьких водородных насосов хороший конструктор заменит одним большим, где на множестве ступеней расположено по куче лопаток. Далее, сложность, брак - это все жаргон бракоделов и лентяев, например, таких, которые в свое время похоронили электронику.
Ну собственно к многоступенчатому насосу ты и пришёл.
Дальше там пойдут разные обороты у каждой ступени, разные формы лопаток для каждого давления, разные диаметры ступеней или что-то в этом духе.
И брак, к сожалению, неотъемлемая часть производства.
Собственно и на электронщиков она сильно влияет. Сделать большой чип банально сложно и дорого как раз из-за большого процента брака, собственно потому процессора и имеют высокую частоту работы и малые размеры.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:49:11В первую очередь КС и насосов сверхвысокого давления.
Боль от высокой температуры сгорания, и многоступенчатых насосов.
Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:52:19Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.
Не улавливаю.
Это понятно, что хорошие идеи не всегда даются публике.
Если говорить о высоком давлении/полной газификации топлива, то там головка КС как раз и испытывает большие нагрузки из-за того, что топливо начинает рано вступать в реакцию, и горит почти сразу, как вытечет из форсунки.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 23.08.2021 10:44:52Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:43:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35Далее, водородный насос и антикавитационный фильтр может быть огромным, и не обязательно сложным,
Большие размеры увеличивают некоторые проблемы:
Большая сложность поддержания требуемой точности в таком масштабном изделии.
Большая цена брака изделия.
Неравномерные температуры. Внешний слой в контакте с криогеникой, внутренний нет. Полностью и равномерно охладить деталь сложно. Привет термическое расширение.
Банально большая масса деталей.
Для большой турбины насоса есть проблема в том, что кончики турбины развивают высокую скорость, из-за чего и начинается кавитация и привет нагрев кончиков турбины. Собственно потому вместо 1 большого насоса ставят много маленьких и многоступенчато.
Собственно куча маленьких водородных насос, соединённая последовательно и синхронизированная являются причиной столь высокой сложности.
Кучу маленьких водородных насосов хороший конструктор заменит одним большим, где на множестве ступеней расположено по куче лопаток. Далее, сложность, брак - это все жаргон бракоделов и лентяев, например, таких, которые в свое время похоронили электронику.
Ну собственно к многоступенчатому насосу ты и пришёл.
Дальше там пойдут разные обороты у каждой ступени, разные формы лопаток для каждого давления, разные диаметры ступеней или что-то в этом духе.
И брак, к сожалению, неотъемлемая часть производства.
Собственно и на электронщиков она сильно влияет. Сделать большой чип банально сложно и дорого как раз из-за большого процента брака, собственно потому процессора и имеют высокую частоту работы и малые размеры.
К чему я пришел, вам не ведомо, например к использованию дополнительного поршневого насоса сверхвысокого давления для борьбы с кавитацией. Далее, есть брак в производстве, а есть бракованное мышление конструктора. Далее, большой кристалл банально можно разделить на множество мелких и соединить выводы на литографическом оборудовании (позаботившись об эранах)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 23.08.2021 10:44:52Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:49:11В первую очередь КС и насосов сверхвысокого давления.
Боль от высокой температуры сгорания, и многоступенчатых насосов.
Жидкий водород отлично гасит любую температуру без особых минусов. Боль у лентяев, у творца - праздник.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 23.08.2021 10:47:30Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 17:52:19Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 15:57:54Цитата: Наперстянка от 22.08.2021 14:19:35особо это касается головки КС.
Не улавливаю.
Это понятно, что хорошие идеи не всегда даются публике.
Если говорить о высоком давлении/полной газификации топлива, то там головка КС как раз и испытывает большие нагрузки из-за того, что топливо начинает рано вступать в реакцию, и горит почти сразу, как вытечет из форсунки.
Это очень хорошо, что рано горит. Это лучше, чем позднее горение, при котором и взрываются КС, поэтому-то монометилгидразин и амил - почти идеальное топливо.
Цитата: opinion от 23.08.2021 07:05:37Цитата: Старый от 22.08.2021 18:07:38Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 22.08.2021 16:48:34Плотность таки роляет.
Но в обратную сторону. Чем выше плотность тем больше шансов на возникновение кавитации.
Но плотность там в первой степени, а скорость - во второй. А она обратно пропорциональна плотности.
А при чём тут скорость? Речь шла о влиянии плотности.
Так, я тут нашёл в одной советской книжке, что американцы применяли 30%ный р-р фтора в кислороде для питания РН Атлас.
Хтонично.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 24.08.2021 13:48:48Так, я тут нашёл в одной советской книжке, что американцы применяли 30%ный р-р фтора в кислороде для питания РН Атлас.
Хтонично
Это совко поклёп или ошибка?
Не применяли , а планировали изучить возможность применения.
Даже $2.3 млн. контракт на проработку идеи заключили в 1965 году.
А в чем "хтоничность"?
Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34Это совко поклёп или ошибка?
Не знаю.
P.S. Имелась ввиду добавка фтора в кислород для Центавра.
Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34А в чем "хтоничность"?
Фтор же!
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.08.2021 17:08:53Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34Это совко поклёп или ошибка?
Не знаю.
P.S. Имелась ввиду добавка фтора в кислород для Центавра.
Вряд ли.
В контракте 1965 года горючее керосин.
Флокс 30/70 имеет преимущества только для углеводородов в виду преобладания легких СО и FH при сгорании.
Очевидно в 1965 году получив $2.3 млн ужаснулись хлопотам по защите от фтора и забросили это направление.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 25.08.2021 17:08:53Цитата: azvoz от 25.08.2021 16:49:34А в чем "хтоничность"?
Фтор же!
путаетесь со "хтоничностью" - это не синоним "крутость + токсичность усилиями ботанов"
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 24.08.2021 13:48:48Так, я тут нашёл в одной советской книжке, что американцы применяли 30%ный р-р фтора в кислороде для питания РН Атлас.
Хтонично.
фтор+водород на модификации РЛ-10 точно жгли.
Уважаемый
C-300-2 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=profile;u=60819)
Напоминаю про ваше обещание (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Цитата: undefinedC-300-2 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=profile;u=60819)
Цитата: azvoz от 18.08.2021 18:29:07Цитата: C-300-2 от 18.08.2021 17:54:15Цитата: azvoz от 18.08.2021 17:31:17А насколько можно увеличить характеристики РД-108
при использовании электро ТНА?
Из преимуществ я вижу:
- отказ от перекиси и соответствующее упрощение системы подачи;
- обеспечение многократного запуска (необходимо внедрить систему химического зажигания, но это проверялось уже на огне);
- простая схема управления тягой путём изменения оборотов электродвигателя.
Я не призываю к этому (переходу на электро ТНА)- вопрос чисто теоретический.
Это то понятно по определению.
А я спрашивал вас как специалиста - насколько можно увеличить характеристики?
Получится ли увеличить Тягу, УИ и тому подобное.
Заработался, зарапортовался! :)
Я сейчас с телефона, завтра отвечу :)
дисклэймер - спрашивая это я уточнял:
Цитата: undefinedЯ не призываю к этому (переходу на электро ТНА)- вопрос чисто теоретический.
Особенно интересует возможность кратковременного (хотя бы на 10-30 секунд)
увеличение тяги , с последующим уменьшением благодаря гибкости электронасоса.
Ну и остальные возможности увеличения характеристик (УИ и тп)тоже.
При неизменности (или минимальном изменении) серийно выпускаемых КС, в частности рд-108-107
Цитата: azvoz от 25.08.2021 21:28:21Уважаемый C-300-2 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=profile;u=60819)
Напоминаю про ваше обещание (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
Азвоз, а вы меня извините - на работе завал :( Как смогу - изложу свои мысли.
Заодно ещё для размышления (к С-300-2)
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 26.08.2021 15:47:29Заодно ещё для размышления (к С-300-2)
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
В КС давление очевидно заметно выше, чем у наружного воздуха. Эжектировать логичнее в сопло для дожигания.
Цитата: Дмитрий В. от 26.08.2021 16:10:25Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 26.08.2021 15:47:29Заодно ещё для размышления (к С-300-2)
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
В КС давление очевидно заметно выше, чем у наружного воздуха. Эжектировать логичнее в сопло для дожигания.
Да, не так выразился.
Кстати, находил патент США для РН с атмосферными двигателями. Хитрая траектория, чтобы сочетать и многоразовость, и возвращение к точке старта.
Траектория такая: РН с очень высокой тяговооружённостью вертикально стартует вверх, потом после прохождения плотных слоёв атмосферы отрубает атмосферные двигатели.
Потом ближе к апогею первая ступень снова включается, дожигая 5% оставшегося для выведения на орбиту топлива (это не считая резерва на посадку). Дожигание уже на большой высоте, как у обычного ракетного двигателя.
Дальше происходит отсоединение второй ступени (ХС у неё порядка 7,5 км/с) и её выход на орбиту.
Первая ступень просто вертикально вниз падает к старту, входит в плотные слои атмосферы, где снова могут работать атмосферные движки, а на них уже осуществляется посадка.
Во какую шнягу нашёл:
https://space.geometrian.com/calcs/opt-multi-stage.php
В какую тему кидать надо?
До кучи вот:
https://web.archive.org/web/20160416230613/http://www.5596.org/cgi-bin/structure.php
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48501.png)
Какая интересная траектория...
Но вообще оно и нормальные траектории умеет.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48502.png)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 27.08.2021 10:43:05Цитата: Дмитрий В. от 26.08.2021 16:10:25Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 26.08.2021 15:47:29Заодно ещё для размышления (к С-300-2)
А почему не получило распространение эжектирование воздуха в КС? Это ведь УИ повысит.
В КС давление очевидно заметно выше, чем у наружного воздуха. Эжектировать логичнее в сопло для дожигания.
Да, не так выразился.
Кстати, находил патент США для РН с атмосферными двигателями. Хитрая траектория, чтобы сочетать и многоразовость, и возвращение к точке старта.
Траектория такая: РН с очень высокой тяговооружённостью вертикально стартует вверх, потом после прохождения плотных слоёв атмосферы отрубает атмосферные двигатели.
Потом ближе к апогею первая ступень снова включается, дожигая 5% оставшегося для выведения на орбиту топлива (это не считая резерва на посадку). Дожигание уже на большой высоте, как у обычного ракетного двигателя.
Дальше происходит отсоединение второй ступени (ХС у неё порядка 7,5 км/с) и её выход на орбиту.
Первая ступень просто вертикально вниз падает к старту, входит в плотные слои атмосферы, где снова могут работать атмосферные движки, а на них уже осуществляется посадка.
Кстати, интересно, есть ли плюс, если атмосферный ГТД будет работать и на эжектирование воздуха в сопло и как привод ТНА? Или уйдет в минус из-за массы конструкции?
Цитата: ratcustorb от 27.08.2021 12:15:50есть ли плюс, если атмосферный ГТД будет работать и на эжектирование воздуха в сопло и как привод ТНА? Или уйдет в минус из-за массы конструкции?
Думаю что зависит от времени работы ступени.
Если ступень с ТРД закончит работу по окончании атмосферного участка то плюс будет.
Если тащить её заметно дальше - будет минус.
Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то
для РН в целом заметного плюса не будет.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
==
Единственное применение такой стартовой атмосферной ступени
ПИАРНОЕ .
Низко-высотную мало-скоростную(до 2М) ступень проще сделать
многоразовой в истинном понимании этого слова - она сможет без месячной мутной переборки,
сразу взлетать после заправки(как привычные обывателям транспортные средства).
и можно будет творцов такой ступени
возвести на пиарный пьедестал, выпнув оттуда Маска с его позорной псевдо-многоразовой клоунадой.
Большой выбор из серийных проверенных ТРД позволит сделать ступень приемлемой по цене и гибкой по грузоподъемности.
Естественно всё это отвлеченные фантазии, но если найти для такой прыгающей ступени ещё какие либо применения (например военные) то реальный смысл может и появиться
Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
200т - это скорей с запасом топлива на посадку которая понятное дело в ПН не входит. Маск говорил что у одноразового варианта ПН будет 250 тонн, но там ещё минус ТЗП, крылышки и т.д.
Цитата: Дмитрий В. от 23.08.2021 10:36:14То, что водород на 2 порядка дороже жидкого метана - это факт, но насколько разница в 100 градусах хранения скажется на стоимости инфраструктуры - это пока вопрос: оба компонента криогенные и взрывоопасные, требуют мощной теплоизоляции и т.п.
Инфраструктура для жидкого метана сейчас ширпотреб, его танкерами возят. Т.е. дёшево и отработано. А для водорода - уникальная разработка и со всеми глюками.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то для РН в целом заметного плюса не будет.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
При условии многоразовости - 3 ступени ничуть не хуже двух. Тем более что 1я - это просто некий довесок ко 2й, отваливающийся на 10-15 км. И её кратность использования - многие тысячи запусков.
Цитата: C-300-2 от 27.07.2021 09:09:17Коллеги, объясните неспециалисту: в каких случаях на спутнике ставятся две панели солнечных батарей, а в каком - одна?.. Где-то слышал, что на спутниках, выведенных то ли на солнечно-синхронную, то ли на терминаторную орбиту, ставится всегда одна панель СБ...
Заранее спасибо за научение.
Спутник должен глядеть вниз, а СБ - на солнце, поэтому ими приходится крутить. И тут лучше иметь симметричные массы.
Но для низких орбит уже значима аэродинамика. И панель лучше ставить назад по направлению движения.
И как раз для ССО в районе терминатора панель можно поставить вообще неподвижно - солнце всегда стационарно сбоку.
Цитата: Дем от 28.08.2021 10:44:54Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
200т - это скорей с запасом топлива на посадку которая понятное дело в ПН не входит. Маск говорил что у одноразового варианта ПН будет 250 тонн, но там ещё минус ТЗП, крылышки и т.д.
Цитата: Дмитрий В. от 23.08.2021 10:36:14То, что водород на 2 порядка дороже жидкого метана - это факт, но насколько разница в 100 градусах хранения скажется на стоимости инфраструктуры - это пока вопрос: оба компонента криогенные и взрывоопасные, требуют мощной теплоизоляции и т.п.
Инфраструктура для жидкого метана сейчас ширпотреб, его танкерами возят. Т.е. дёшево и отработано. А для водорода - уникальная разработка и со всеми глюками.
Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Цитата: Дем от 28.08.2021 10:44:54Цитата: Дмитрий В. от 22.08.2021 13:20:47Нашлись людии, посчитали и с водородом. Правда, при тех же размере и массе, что у Старшипа сейчас ПГ назначили в 200 т, что пока как-то странно.
200т - это скорей с запасом топлива на посадку которая понятное дело в ПН не входит. Маск говорил что у одноразового варианта ПН будет 250 тонн, но там ещё минус ТЗП, крылышки и т.д.
Как бы между понятиями "масса топлива" и масса "ПН" есть понятная разница, и обычно их не путают. Тем паче массы топлива на посадку там выделены отдельно.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Принципиально - ничем. Но для ЖК и ЖМ все проектные работы уже сделаны, можно условно говоря пойти в магазин и купить.
Для водорода же - всё надо делать самому за свои деньги.
Т.е. разница как с покупкой куска мяса обычной свиньи в магазине и выращиванием какой-нибудь экзотической зверушки с нуля.
Цитата: Дем от 28.08.2021 11:20:59Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Принципиально - ничем. Но для ЖК и ЖМ все проектные работы уже сделаны, можно условно говоря пойти в магазин и купить.
Для водорода же - всё надо делать самому за свои деньги.
Т.е. разница как с покупкой куска мяса обычной свиньи в магазине и выращиванием какой-нибудь экзотической зверушки с нуля.
То есть если нет принципиального отличия, надо лишь тиражировать уже проверенные решения. И вся разница в стоимости будет обусловлена лишь разной толщиной теплоизоляции и различным объёмом резервуаров. То есть в реальной жизни никакой "огромной" разницы в инфраструктуре не будет.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55Думаю что зависит от времени работы ступени.
Если ступень с ТРД закончит работу по окончании атмосферного участка то плюс будет.
Если тащить её заметно дальше - будет минус.
Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то для РН в целом заметного плюса не будет.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
https://www.freepatentsonline.com/5568901.pdf
"
A method of launching a two stage vehicle and a trajectory for use with a two stage vehicle which allows recovery of both stages at the launch site. This is accomplished by launching the first stage completely vertically so that on burnout the first stage is positioned directly above the recovery site. In order to get maximum benefit from launching the stage vertically gravitational losses are minimized by a first stage thrust to weight ratio of 1.6. The high thrust to weight ratio results in burnout at approximately 100,000 feet altitude within the atmosphere. Therefore the vehicle employs engines which produce at altitude approximately 15 percent of the sea level thrust of the first stage and consume the last 5 percent of propellant over a time period of 40 seconds. Staging is accomplished at 200,000 feet altitude. The second stage employs uprated RL-10 engines and has a thrust to weight ration of 1.45 and can achieve orbit with a velocity change of approximately 24,500 feet per second. The first stage employs air breathing vertical lift engines for recovery. The second stage utilizes a parawing."
Вот патент. 95% топлива первой ступени сжигаются на высоте до 30км. Двух ступеней достаточно для выхода на орбиту.
Да, нужна большая тяговооружённость, но тем не менее.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55динственное применение такой стартовой атмосферной ступени ПИАРНОЕ .
Низко-высотную мало-скоростную(до 2М) ступень проще сделать многоразовой в истинном понимании этого слова - она сможет без месячной мутной переборки, сразу взлетать после заправки(как привычные обывателям транспортные средства).
и мож
Вот эжектирование воздуха в обычное сопло ЖРД позволит сделать более скоростную ступень.
Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55выпнув оттуда Маска с его позорной псевдо-многоразовой клоунадой.
Ну-ну. Как только кто-то ещё будет выводить сотни тонн спутников на орбиты, так пусть и кичится, что многоразовость не нужна.
Цитата: Дем от 28.08.2021 10:53:40Цитата: azvoz от 27.08.2021 13:22:55Но поскольку атмосферный участок ОЧЕНЬ короткий, то для РН в целом заметного плюса не будет.
Всё равно понадобятся 2 верхние ступени и получится 3х ступенчатая ракета.
При условии многоразовости - 3 ступени ничуть не хуже двух. Тем более что 1я - это просто некий довесок ко 2й, отваливающийся на 10-15 км. И её кратность использования - многие тысячи запусков.
Третья ступень - лишний головняк, и дополнительная линия для производства и обслуживания.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Разницей температур.
Метан охлаждается при тех же температурах, что и ЖК, им пойдёт хладагент одинаковой температуры, баки с одинаковой системой теплоизоляции, метан не такой взрывоопасный, под него тупо больше готовой инфраструктуры и он дешевле.
Ну и плотность и сжижаемость у водорода фигня.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 11:44:09Третья ступень - лишний головняк, и дополнительная линия для производства и обслуживания.
Головняк - да. А вот окупающийся или нет - большой вопрос, тут считать надо.
Я вижу например такое - что-то типа Протона, только не боковые баки а ВРД, вдувающие воздух в сопла движков находящихся под ними.
И на некой высоте они отваливаются и садятся. А ракета на тех же движках летит дальше.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 11:47:16Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Разницей температур.
Метан охлаждается при тех же температурах, что и ЖК, им пойдёт хладагент одинаковой температуры, баки с одинаковой системой теплоизоляции, метан не такой взрывоопасный, под него тупо больше готовой инфраструктуры и он дешевле.
Ну и плотность и сжижаемость у водорода фигня.
То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо. То есть разница в стоимости самого железа будет незначительной, поскольку материалы и схемные решения для криогенной техники одинаковы. И по сути, всё будет сводиться в основном к стоимости самого жжидкого водорода.
Цитата: Дем от 28.08.2021 12:17:21Я вижу например такое - что-то типа Протона, только не боковые баки а ВРД, вдувающие воздух в сопла движков находящихся под ними.
Они будут в тени высоких верхних ступеней.
Тут либо смещай все воздухозаборники вбок, либо на одну сторону, либо делай короткую РН.
Цитата: Дем от 28.08.2021 12:17:21Головняк - да. А вот окупающийся или нет - большой вопрос, тут считать надо.
Окупается он только при очень низком весовом совершенстве ступеней. Тем более если речь про запуск ПН на высокие орбиты с дозаправкой.
То есть вся разница - в толщине теплоизоляции.
Не только.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03Хранить надо в дьюарах
Специальных дьюарах. Которые хотя бы держат водородные температуры без сильного падения прочности.
Ещё надо делать шугу и правильным образом растворять её в жидкой фазе...
Потому что без шуги водород на раз два испаряется (в шугообразном сначала тает шуга, потом испаряется жидкая фаза).
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо.
Только СПГ не просачивается сквозь всё и вся и не растворяется в большинстве металлов. Проблема решаема, но небесплатно.
Ещё особенность водорода порождать невидимое пламя.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03и схемные решения для криогенной техники одинаковы.
Особенно перевод ортоводорода в параводород, прям везде применяется.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо. То есть разница в стоимости самого железа будет незначительной, поскольку материалы и схемные решения для криогенной техники одинаковы. И по сути, всё будет сводиться в основном к стоимости самого жжидкого водорода.
И амортизации инфраструктуры под него.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 14:01:04То есть вся разница - в толщине теплоизоляции.
Не только.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03Хранить надо в дьюарах
Специальных дьюарах. Которые хотя бы держат водородные температуры без сильного падения прочности.
Ещё надо делать шугу и правильным образом растворять её в жидкой фазе...
Потому что без шуги водород на раз два испаряется (в шугообразном сначала тает шуга, потом испаряется жидкая фаза).
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо.
Только СПГ не просачивается сквозь всё и вся и не растворяется в большинстве металлов. Проблема решаема, но небесплатно.
Ещё особенность водорода порождать невидимое пламя.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03и схемные решения для криогенной техники одинаковы.
Особенно перевод ортоводорода в параводород, прям везде применяется.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо. То есть разница в стоимости самого железа будет незначительной, поскольку материалы и схемные решения для криогенной техники одинаковы. И по сути, всё будет сводиться в основном к стоимости самого жжидкого водорода.
И амортизации инфраструктуры под него.
Вот Вы можете сказать, во сколько раз водородная инфраструктура для ракет одинаковой грузоподъёмности будет дороже, чем метановая? "В 2,67 раза" или "В 1,15 раза"?
ЗЫ. Сталь которая спокойно-держит водород - это AISI 301/304
из которой делают бааки для Старшипа ;) "Из одного металла льют дьюар для водорода и метана" ;D
Дмитрий В., при всем к Вам уважении как к практику, но после чтения мемуаров Губанова, где описаны все прелести водорода и мер по предотвращению пожаров и взрывов, мнится мне что метановая инфраструктура будет дешевле. Раза в 2 минимум. Ну и совмещенные днища тоже в пользу метана.
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 15:36:50Вот Вы можете сказать, во сколько раз водородная инфраструктура для ракет одинаковой грузоподъёмности будет дороже, чем метановая? "В 2,67 раза" или "В 1,15 раза"?
ИМХО там будут не разы а порядки...
Цитата: Дем от 29.08.2021 00:28:54Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 15:36:50Вот Вы можете сказать, во сколько раз водородная инфраструктура для ракет одинаковой грузоподъёмности будет дороже, чем метановая? "В 2,67 раза" или "В 1,15 раза"?
ИМХО там будут не разы а порядки...
То есть точных цифр ни у Вас ни у кого другого нет, и все разговоры о "дороговизне" водородной инфраструктуры - пустышки. Пока не будет конкретных цифр по заправочной инфраструктуре для каждого вида топлива, говорить не о чем.
Цитата: октоген2 от 28.08.2021 22:15:50Дмитрий В., при всем к Вам уважении как к практику, но после чтения мемуаров Губанова, где описаны все прелести водорода и мер по предотвращению пожаров и взрывов, мнится мне что метановая инфраструктура будет дешевле. Раза в 2 минимум. Ну и совмещенные днища тоже в пользу метана.
Совмещённые днища применяются при любых компонентах .как Вам известно.
То, что метановая инфраструктура дешевле - достаточно очевидно. Вопросы: насколько дешевле? как стоимость заправочной инфраструктуры влияет на стоимость пуска?
Цитата: октоген2 от 28.08.2021 22:15:50Дмитрий В., при всем к Вам уважении как к практику, но после чтения мемуаров Губанова, где описаны все прелести водорода и мер по предотвращению пожаров и взрывов, мнится мне что метановая инфраструктура будет дешевле. Раза в 2 минимум. Ну и совмещенные днища тоже в пользу метана.
Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ. Да, в закрытом пространстве утечка водорода в воздух значительно более опасна, чем бензина, но не намного опаснее утечки метана. Кроме того, это во времена Энергии-Бурана датчики ГАО-ГАВ стоили бешеных денег, сейчас приличный питерский датчик на водород, если память мне не изменяет, стоит порядка 2-3тр. Азот для продувки - вообще - копейки. В советское время крупные мет. заводы имели электролизные с выходов водорода под десятки кг в сутки. И не взрывались. Сейчас уже летают беспилотники с ТЭ на газообразном водороде, готовятся, с выходом в 22году - на жидком, там время полуразряда ТЭ за счет испарения исчисляется часами (это по поводу ТИ для ЖВ). Тут пару лет назад сам разрабатывал дожигатель водорода для одного тех. процесса, а там кубометры за цикл. А готовых, в продаже дожигателей и нейтрализаторов водорода - хоть ... Т.е. водородные технологии уже пошли в массы и будут дальше развиваться.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.08.2021 11:47:16Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 11:18:18Опишите, чем ПРИНЦИПИАЛЬНО инраструктура жидкого водорода отличается от инфраструктуры ЖК и ЖМ.
Разницей температур.
Метан охлаждается при тех же температурах, что и ЖК, им пойдёт хладагент одинаковой температуры, баки с одинаковой системой теплоизоляции, метан не такой взрывоопасный, под него тупо больше готовой инфраструктуры и он дешевле.
Ну и плотность и сжижаемость у водорода фигня.
Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана. Но, за счет большей плотности энерговыделение при взрыве метана будет в 3 раза больше, чем водорода такой же концентрации. И ситуацию не меняет даже большая бризантность смесей водорода.
Если говорить о принципиальном различии водородной и метановой инфраструктуры, то различие будет только одно: при одинаковом теплопритоке в дюары с компонентами мощность системы термостатирования водородного комплекса будет раз в 5-6 больше мощности метанового.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана. Но, за счет большей плотности энерговыделение при взрыве метана будет в 3 раза больше, чем водорода такой же концентрации.
Но взрыв одного кг водорода мощнее взрыва одного кг метана.
Удельная теплота сгорания для водорода и метана равны соответственно 141 и 50 мегаджоулей на килограмм.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Если говорить о принципиальном различии водородной и метановой инфраструктуры, то различие будет только одно: при одинаковом теплопритоке в дюары с компонентами мощность системы термостатирования водородного комплекса будет раз в 5-6 больше мощности метанового.
Ещё водород шугообразный, т.е. состоит из жидкой и твёрдой фаз, а ещё водород должен пройти специальную процедуру перевода ортоводорода в параводород, для чего нужны либо спец установки с катализаторами, либо долгое выдерживание.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.08.2021 10:05:13Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана. Но, за счет большей плотности энерговыделение при взрыве метана будет в 3 раза больше, чем водорода такой же концентрации.
Но взрыв одного кг водорода мощнее взрыва одного кг метана.
Удельная теплота сгорания для водорода и метана равны соответственно 141 и 50 мегаджоулей на килограмм.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Если говорить о принципиальном различии водородной и метановой инфраструктуры, то различие будет только одно: при одинаковом теплопритоке в дюары с компонентами мощность системы термостатирования водородного комплекса будет раз в 5-6 больше мощности метанового.
Ещё водород шугообразный, т.е. состоит из жидкой и твёрдой фаз, а ещё водород должен пройти специальную процедуру перевода ортоводорода в параводород, для чего нужны либо спец установки с катализаторами, либо долгое выдерживание.
Дело в том, что взрывоопасные концентрации определяются как объемные концентрации. Чтобы перевести в энерговыделение - нужно умножить на плотность и теплотворную способность.
Для водорода - 0.04*0.09*120e6=432000 Дж/м3 (141e6 - это высшая теплотворная способность - т.е. полученная вода конденсируется - что не наш случай).
Для метана - 0.05*0.72*50e6=1800000 Дж/м3.
Водород долговременно не хранят в шугообразном виде, разве что при перевозке. Для парирования теплопритока ставят азотный экран с рефрижераторами.
А пара-орто конверсию производят при ожижении водорода. Это энергетически выгоднее, чем вытягивать конверсионное тепло из ЖВ рефрижераторами при хранении. Т.е. если ЖВ на стартовую позицию привозят готовый, то системы ожижения не входят в инфраструктуру.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 11:08:00Водород долговременно не хранят в шугообразном виде, разве что при перевозке. Для парирования теплопритока ставят азотный экран с рефрижераторами.
А для ракет нужен шугообразный, у них нет места и резерва массы для парирования теплопритоков.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 11:08:00А пара-орто конверсию производят при ожижении водорода.
С помощью доп оборудования...
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 08:35:26Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ.
Не легкие углеводороды вообще, а конкретно жидкий метан, при проливе не образует взрывоопасной концентрации в воздухе.
А вот жидкий водород - образует.
Хотя водород как газ намного "легче" метана (соответственно быстрее покидает объем над местом пролива),
но зато имеет намного меньшую теплоту испарения. В результате действия этих механизмов, концентрация водорода в воздухе над местом пролива водорода взрывоопасная, а над метаном нет
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 09:06:54Взрывоопасные концентрации водорода и метана примерно одинаковы, начинаются от 4% для водорода и от 5% для метана.
Зато энергия искры для зажигания метана нужна в 20 раз больше чем для водорода.
Водород зажигается от любой малейшей искры (например от одежды),
а зажечь метановую смесь еще надо постараться:
Цитата: Дмитрий В. от 28.08.2021 12:48:03То есть вся разница - в толщине теплоизоляции. Хранить надо в дьюарах а меры пожаровзрывобезопасности и там и там принимать надо.
В учебниках по криогенике диапазоны температур как правило разделяют на три, с границами
в районе 70К и 1К, между которыми происходят качественные скачки как в оборудовании, так и в регламентах эксплуатации, так и в уровне подготовки персонала.
прим.: Граница 70К определяется как температура, ниже которой замерзают компоненты воздуха
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:26:18Цитата: AlexNB от 29.08.2021 08:35:26Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ.
Не легкие углеводороды вообще, а конкретно жидкий метан, при проливе не образует взрывоопасной концентрации в воздухе.
А вот жидкий водород - образует.
Хотя водород как газ намного "легче" метана (соответственно быстрее покидает объем над местом пролива),
но зато имеет намного меньшую теплоту испарения. В результате действия этих механизмов, концентрация водорода в воздухе над местом пролива водорода взрывоопасная, а над метаном нет
Я не знаю откуда Вы этого набрались, но в сети есть куча исследований процессов испарения и образования облаков метана при его проливе. Там как раз все с точностью до наоборот. Почитайте...
Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?
Вот единственное с чем можно согласиться, что водород быстрее покидает место пролива, чем метан.
.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?
Пересчитайте не в кг а в литрах ;)
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Почитайте...
Почитайте...что?
ЦитироватьЯ не знаю откуда Вы этого набрались, но в сети есть куча исследований процессов испарения и образования облаков метана при его проливе. Там как раз все с точностью до наоборот.
Вот найдите и почитайте:
"Оценка потенциальных угроз общественным интересам в связи
с планируемым размещением импортного терминала СПГ в
порту Лонг-Бич"
"Подготовил
Д-р Джерри Хэйвенс,
Президент
Havens Associated, Inc.
809 Lighton Trail
Fayetteville, AR 72701
14 сентября 2005 г.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Вот единственное с чем можно согласиться, что водород быстрее покидает место пролива, чем метан.
Даже если Вы вообще ни с чем не согласитесь, это не изменит законов физики
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 15:06:13Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Вот единственное с чем можно согласиться, что водород быстрее покидает место пролива, чем метан.
Даже если Вы вообще ни с чем не согласитесь, это не изменит законов физики
Согласен, на счет законов физики.
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:55:42Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?
Пересчитайте не в кг а в литрах ;)
Дело в том, что плотность водорода и метана при температурах их испарения будут примерно одинаковы 1.3-1.7 кг/м3 (как ни странно).
Так, что что в кг что в литрах количество тепла пошедшее на их испарение будет не сильно различаться (конечно при условии равенства конечных концентраций).
А вот если еще учесть их теплоемкости, то разница будет сильно не в пользу метана.
Опять же по поводу температур воспламенения
530-590 С для водорода и 650-690 для метана - разница не сильно...
Вот действительно чем плох водород, по сравнению с метаном - это энергия инициализации - у водорода в 10-14 раз меньше.
Кому интересно:
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 16:54:15Кому интересно:
В 4й строчке откровенная ложь.
По итогу:
сравнивание водорода с какими то неопределенно-абстрактными "углеводородами"
показывает. что автор скрин-странички либо неряшливый дурачок . либо тупой жулик
продвигающий водородную повесточку.
Кстати что это за опус и какое время написания?
Цитата: azvoz от 29.08.2021 17:57:31Кстати что это за опус и какое время написания?
Гамбург Д.Ю. Водород свойства, получение, хранение, транспортирование, применение
1989 год.
Позднесоветское собрание переводных цитат без критического рассмотрения.
Цитата: azvoz от 29.08.2021 17:57:31Цитата: AlexNB от 29.08.2021 16:54:15Кому интересно:
В 4й строчке откровенная ложь.
По итогу:
сравнивание водорода с какими то неопределенно-абстрактными "углеводородами"
показывает. что автор скрин-странички либо неряшливый дурачок . либо тупой жулик
продвигающий водородную повесточку.
Кстати что это за опус и какое время написания?
По поводу 4 строчки Вы не правы, лень искать в архиве, но есть много современных исследований, подтверждающих этот тезис.
Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много нового (правда хотел донести попроще, как апонент (Плейшнер)).
Суть дискуссии не в этом. Я не принижаю опасность водорода, но нужно понимать, что в силу особенностей испарения и теплообмена жидкого водорода, на него нельзя впрямую распространять данные, полученные на хорошо перемешанных воздушных смесях - на чем и строятся страшилки, а вот на метан можно. У него тоже есть особенности (типа аномального кипения), но только ухудшающие ситуацию.
Ну ладно, раз обо мне все выяснили, то можно закрыть дискуссию
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много нового
Вы Гамбург Д.Ю. ? :o
Цитата: azvoz от 29.08.2021 18:30:16Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много нового
Вы Гамбург Д.Ю. ? :o
Нет, но я ее сделал и привел, поэтому и воспринял высказывание на свой счет.
Кстати, в 89 году еще не нужно было продвигать водородную тематику, не в тему.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37По поводу 4 строчки Вы не правы, лень искать в архиве, но есть много современных исследований, подтверждающих этот тезис.
вы про бензин или про метан?
Я лишь пишу что только дурачок или жулик
может делать выводы по опасности
для всех углеводородов скопом.
В реале:
конкретно для бензина - одни выводы .
конкретно для метана - совершенно другие.
И это отражено в многочисленных стандартах классификации опасности веществ.
Подтвержденных жизнью в отличие от неряшливого перестроечного опуса Гамбург Д.Ю.
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:39:32Цитата: azvoz от 29.08.2021 18:30:16Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37Спасибо за мнение об авторе скрин-странички, узнаешь о себе много нового
Вы Гамбург Д.Ю. ? :o
Нет, но я ее сделал и привел, поэтому и воспринял высказывание на свой счет.
ну на мой взгляд очевидно, что речь шла про автора опуса "Гамбург Д.Ю. Водород свойства, получение, хранение, транспортирование, применение. 1989 год."
Но на всякий случай: извиняюсь, что не сделал это указание более однозначным.
Цитата: azvoz от 29.08.2021 18:42:00Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:28:37По поводу 4 строчки Вы не правы, лень искать в архиве, но есть много современных исследований, подтверждающих этот тезис.
вы про бензин или про метан?
Я лишь пишу что только дурачок или жулик
может делать выводы по опасности для всех углеводородов скопом.
В реале:
конкретно для бензина - одни выводы .
конкретно для метана - совершенно другие.
И это отражено в многочисленных стандартах классификации опасности веществ.
Подтвержденных жизнью в отличие от неряшливого перестроечного опуса Гамбург Д.Ю.
Современные материалы в основном по СПГ, по бензину уже давно все сказали.
Не хочется продолжать бессмысленную тему, но все таки интересно - стандартные классификации для каких условий - для газотранспортного оборудования, выбросов из трубопроводов, разливов ЖМ итд?
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:54:29Современные материалы в основном по СПГ, по бензину уже давно все сказали.
Современные материалы??
Это предложенная вами ,в качестве аргумента, страничка от неряшливого опуса 1989 года "Современные материалы" ? ? ?
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 18:54:29Не хочется продолжать бессмысленную тему
Она не бессмысленная.
Она
давно доказанная - из всех видов горючего:
-
наименее опасен метан.
-
водород же
один из самых опасных.
И мешать в кучу метан с другими углеводородами по этому вопросу
при сравнении со святым волшебным водородом
могут лишь неграмотные(типа бедняги Старого)
либо жулики(типа адептов зеленобесия с водородной повесточкой
или попильщиков А5В, КВТК и тп.)
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 15:39:54Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:55:42Цитата: AlexNB от 29.08.2021 14:50:50Теплота испарения - 454 кДж/кг против 510 - это намного меньше?
Пересчитайте не в кг а в литрах ;)
Дело в том, что плотность водорода и метана при температурах их испарения будут примерно одинаковы 1.3-1.7 кг/м3 (как ни странно).
Так, что что в кг что в литрах количество тепла пошедшее на их испарение будет не сильно различаться (конечно при условии равенства конечных концентраций).
А вот если еще учесть их теплоемкости, то разница будет сильно не в пользу метана.
Температуру, равную температуре испарения, газ будет иметь только в бесконечно-тонком слое.
А в "подготовленном" для взрыва объеме с 5% концентрацией, температура будет такая как при смешении 19 частей воздуха с 1 частью холодного газа, т.е. равна .. температуре воздуха.
А необходимое количество тепла в нулевом приближении можно посчитать на примере:
- из одной части ЖМ получается 600 частей метана газообразного
-из одной части ЖВ 850 частей газа.
-для создания 5%-ной концентрации скажем в 1000 куб.м воздуха, нужно создать 50 куб. м газа,
-следовательно, нужно испарить 69 л ЖВ или 83 л ЖМ
-69 л ЖВ весят 4,8 кг , а 83 л ЖМ весят 35 кг, т.е. в 7 раз больше
- а с учетом из разницы в удельной теплоте испарения, разница в 8 раз
-вывод: чтобы создать взрывоопасную концентрацию из ЖВ нужно затратить в 8 раз меньше теплоты в сравнении с жидким метаном
Цитата: AlexNB от 29.08.2021 15:39:54Опять же по поводу температур воспламенения
530-590 С для водорода и 650-690 для метана - разница не сильно...
Вот действительно чем плох водород, по сравнению с метаном - это энергия инициализации - у водорода в 10-14 раз меньше.
"Так пистолет, Шарапов, перевесит сто тысяч других улик"(С)
Именно поэтому ГОСТ разносит эти вещества практически на противоположные концы шкалы опасности.
Собственно опаснее водорода не так уж много найдется веществ
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.08.2021 10:05:13Ещё водород шугообразный, т.е. состоит из жидкой и твёрдой фаз, а ещё водород должен пройти специальную процедуру перевода ортоводорода в параводород, для чего нужны либо спец установки с катализаторами, либо долгое выдерживание.
Хотелось бы, чтобы он был шугообразный, но пока в ракетной технике не применяется.
Цитата: Плейшнер от 29.08.2021 14:26:18Цитата: AlexNB от 29.08.2021 08:35:26Опасность водорода слишком преувеличена. Есть куча исследований, наших и зарубежных, из которых следует, что в открытом пространстве разлив легких углеводородов по взрывоопасности опаснее, чем разлив такого же количества ЖВ.
Не легкие углеводороды вообще, а конкретно жидкий метан, при проливе не образует взрывоопасной концентрации в воздухе.
А вот жидкий водород - образует.
Хотя водород как газ намного "легче" метана (соответственно быстрее покидает объем над местом пролива),
но зато имеет намного меньшую теплоту испарения. В результате действия этих механизмов, концентрация водорода в воздухе над местом пролива водорода взрывоопасная, а над метаном нет
Если "место пролива" имеет такое большое значение, то в итоге получается лучший выбор - это керосин-октадекан? Как у Маска, что ли?
Цитата: Наперстянка от 03.09.2021 15:48:58Если "место пролива" имеет такое большое значение, то в итоге получается лучший выбор - это керосин-октадекан?
Нет - ибо почти вообще не испаряется. И если следуюший раз на это место прольют кислород - может неприятно получиться.
Цитата: Дем от 03.09.2021 20:37:17Цитата: Наперстянка от 03.09.2021 15:48:58Если "место пролива" имеет такое большое значение, то в итоге получается лучший выбор - это керосин-октадекан?
Нет - ибо почти вообще не испаряется. И если следуюший раз на это место прольют кислород - может неприятно получиться.
Пардон за назойливость, но если все-таки в этот же раз прольют жидкий кислород на это же место, то получается пара далекая по воспламенению от пары амил-диметилгидразин,- надо как-то добавить в это место горящий окурок, что ли (если прокурор позволит). А если ждать следующего раза, когда нечаянно зажгут это место электросваркой, то ведь дворник не будет ждать следующего пуска, а наверно заблаговременно тщательно уберет гадюшник под стартовым столом, продует щели сжатым воздухом, помоет все каким-нибудь скипидаром ... да и пойдет дальше пить горькую с топливозаправщиком Васей Раздолбайкиным. Так в какую щель прольют кислород-то, чтобы керосина хватило для фейерверка?
Пропан нельзя использовать в качестве ракетного топлива? От него тоже сажа?
Цитата: ratcustorb от 25.09.2021 13:07:28Пропан нельзя использовать в качестве ракетного топлива? От него тоже сажа?
И сажа и высокая пожаро- и взрыво- опасность.
Метан же наименее опасен из всех видов горючего.
Цитата: ratcustorb от 25.09.2021 13:07:28Пропан нельзя использовать в качестве ракетного топлива? От него тоже сажа?
Сажу можно получить от всего)
Что содержит углерод.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/74313.webp)
Я давно пытаюсь собраться и посмотреть/досмотреть это.
Просто промотал до этого кадра...
И офигел.
Как, как там могут быть 15 кВт?
Для такого размера вполне нормально)))
Всего около 15 Вт на кв. см.
header-tesla-675x380.png
Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 18:49:06Для такого размера вполне нормально)))
Всего около 15 Вт на кв. см.
header-tesla-675x380.png
Ну тогда норм.
А чё он большой такой?
Какой-то прорыв, или от безысходности?
Так, мне вот интересной тема стала.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
На первый взгляд самым крутым вариантом будет водородный топливный элемент, но там нюанс в очень низкой плотности и даже с дикими давлениями в несколько сотен атмосфер не выйдет упихаться в объём.
Аммиачные топливные элементы выглядят круче. Лёгкая сжижаемость (правда сжиженный аммиак дальше сжимать будет сложно), весьма высокая эффективность и сильно минимизированные проблемы с катализатором (обычно это щелочные ТЭ с никелем как катализатором и предварительным высокотемпературным крёкингом аммиака на водород и азот, где последний стравливается в атмосферу, предварительно пройдя специальные катализаторы для катализа разложения образовавшихся при крёкинге оксидов азота).
Твердооксидные топливные элементы на природном газе (метане) вообще выглядят здорово, из-за большей, чем у аммиака, удельной теплотворности по массе и большей, чем у водорода, плотности. Но малый срок службы таких ТЭ печалит.
Метанол крут, но он всё равно недостаточно плотный/энерготворный.
Гидриды металлов по удельной массе водорода уступают разве что аммиаку (лучший результат у лития, а гидрид бериллия и аммиак превосходит, но он дорогой, зараза), но при этом они твёрдые и плотные. Но их разложение отдельная морока, как и перезаправка всего этого дела. Тот же гидрид лития разлагается при 850 (атмосферное давление) - 450 (вакуум) градусах Цельсия. Впрочем, в пределах температурных режимов топливных элементов.
Пока самый крутой вариант это...
Гидразин!
Очень плотный.
Легко хранится.
Имеет весьма высокий удельный вес водорода.
В присутствии катализаторов легко и экзотермично разлагается на водород и азот.
Если гидразин как восстановитель, то кислород соответственно окислитель.
Кстати. гидразин-кислородные топливные элементы реально были, правда инфы по ним мало.
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 19:08:12Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 18:49:06Для такого размера вполне нормально)))
Всего около 15 Вт на кв. см.
header-tesla-675x380.png
Ну тогда норм.
А чё он большой такой?
Какой-то прорыв, или от безысходности?
Мне кажется, что все прорывы Маска состоят в том, что он смело берется за реализацию простых идей, витающих в воздухе, но за которые никто не берется.
"Давно не делали супертяжи. Давай сделаю!"
"Спорят о возвращаемых ракетах. Давай сделаю!"
"Родине срочно нужно космическое такси? Пожалуйста!"
"Появился прогресс в АБ. А поставлю-ка их на авто!"
"Есть процессоры. А сделаю-ка из них суперпроцессор!"
и т.д.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
На первый взгляд самым крутым вариантом будет водородный топливный элемент, но там нюанс в очень низкой плотности и даже с дикими давлениями в несколько сотен атмосфер не выйдет упихаться в объём.
Аммиачные топливные элементы выглядят круче. Лёгкая сжижаемость (правда сжиженный аммиак дальше сжимать будет сложно), весьма высокая эффективность и сильно минимизированные проблемы с катализатором (обычно это щелочные ТЭ с никелем как катализатором и предварительным высокотемпературным крёкингом аммиака на водород и азот, где последний стравливается в атмосферу, предварительно пройдя специальные катализаторы для катализа разложения образовавшихся при крёкинге оксидов азота).
Твердооксидные топливные элементы на природном газе (метане) вообще выглядят здорово, из-за большей, чем у аммиака, удельной теплотворности по массе и большей, чем у водорода, плотности. Но малый срок службы таких ТЭ печалит.
Метанол крут, но он всё равно недостаточно плотный/энерготворный.
Гидриды металлов по удельной массе водорода уступают разве что аммиаку (лучший результат у лития, а гидрид бериллия и аммиак превосходит, но он дорогой, зараза), но при этом они твёрдые и плотные. Но их разложение отдельная морока, как и перезаправка всего этого дела. Тот же гидрид лития разлагается при 850 (атмосферное давление) - 450 (вакуум) градусах Цельсия. Впрочем, в пределах температурных режимов топливных элементов.
Пока самый крутой вариант это...
Гидразин!
Очень плотный.
Легко хранится.
Имеет весьма высокий удельный вес водорода.
В присутствии катализаторов легко и экзотермично разлагается на водород и азот.
Если гидразин как восстановитель, то кислород соответственно окислитель.
Кстати. гидразин-кислородные топливные элементы реально были, правда инфы по ним мало.
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 22:35:51Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Ага, надёжно...
Очень опасно!!
https://bellona.ru/2005/04/02/radioizotopnye-termoelektricheskie-g/
Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 23:09:05Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 22:35:51Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Ага, надёжно...
Очень опасно!!
https://bellona.ru/2005/04/02/radioizotopnye-termoelektricheskie-g/
Ну, Вы еще Грету Тумберг поцитируйте!)
Цитата: Бертикъ от 30.09.2021 00:21:10Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 23:09:05Цитата: Бертикъ от 29.09.2021 22:35:51Для таких целей давно придуманы РИТЭГи.
Ваше ТЗ как раз их портрет)))
45 кг, 125 вт, 15++ лет
Никакой химии и надежно как АКМ)
Ага, надёжно...
Очень опасно!!
https://bellona.ru/2005/04/02/radioizotopnye-termoelektricheskie-g/
Ну, Вы еще Грету Тумберг поцитируйте!)
Это не только опасно, но и требует лицензии на работу с источниками ионизирующего излучения, обученного и аттестованного персонала и т.д., дешевле бензиновый генератор выйдет ))
ЕМНИП наземные РИТЕГи больше не выпускают.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Килоповер же.
https://ru.m.wikipedia.org/wiki/Kilopower
Цитата: ratcustorb от 30.09.2021 07:53:33Это не только опасно, но и требует лицензии на работу с источниками ионизирующего излучения, обученного и аттестованного персонала и т.д., дешевле бензиновый генератор выйдет ))
ЕМНИП наземные РИТЕГи больше не выпускают.
Вообще-то мы здесь говорим о космических энергоустановках...
Цитата: Бертикъ от 30.09.2021 12:04:36Цитата: ratcustorb от 30.09.2021 07:53:33Это не только опасно, но и требует лицензии на работу с источниками ионизирующего излучения, обученного и аттестованного персонала и т.д., дешевле бензиновый генератор выйдет ))
ЕМНИП наземные РИТЕГи больше не выпускают.
Вообще-то мы здесь говорим о космических энергоустановках...
Когда Верный союзник с Окинавы поднял эту тему - не говорилось, что космические установки.
Для РИТЭГ космических установок есть ещё резолюция 47/68 Генеральной Ассамблеи ООН от 14 декабря 1992 года (https://www.un.org/ru/documents/decl_conv/conventions/outerspace_nucpower.shtml):
Цитировать3. Радиоизотопные генераторы
а) Радиоизотопные генераторы могут использоваться для межпланетных полетов и других полетов за пределами гравитационного поля Земли. Они также могут использоваться на околоземной орбите, если после завершения рабочей части своего полета они хранятся на высокой орбите. В любом случае необходимо окончательное удаление.
b) Радиоизотопные генераторы защищаются системой защитной оболочки, спроектированной и сконструированной таким образом, чтобы выдерживать тепловые и аэродинамические нагрузки во время возвращения в верхние слои атмосферы в предвидимых орбитальных условиях, в том числе при входе с высокоэллиптических или гиперболических орбит, если это имеет место. При ударе о землю система защитной оболочки и физическая форма изотопов гарантируют отсутствие выброса радиоактивного материала в окружающую среду, с тем чтобы район падения можно было полностью дезактивировать путем проведения операции по эвакуации.
Цитата: AlexNB от 30.09.2021 08:17:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Вообще мне изначально пришла в голову идея о роботе-горничной/дворецком, для выполнения всех задач по дому, и не только в доме.
Я исходил из того, что механическая мощность у человека до 100 Ватт при не слишком напряжённой работе. Ну и типоразмеры тоже брал, чтобы в районе человеческих были. Потому что хуже, чем у человека делать нет смысла, проще сделать антропоморфное что-то. Ну а какая-нить каракатица или ещё какое достижения механики может быть и гораздо энергоэффективнее андроида.
Но да, осетра придётся урезать, приблизительно до 45-65 ватт.
При 45 ваттах и высоком КПД можно уместиться в год непрерывной работы при 96 кг гидразина, мб дольше, если что-то в гидразине растворить.
Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?
Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 18:23:55Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?
А где у спутника "дно" ;D ?
Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 19:55:28Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 18:23:55Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?
А где у спутника "дно" ;D ?
Та часть/сторона спутника, которая по умолчанию должна смотреть на Землю.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 17:44:03Цитата: AlexNB от 30.09.2021 08:17:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Вообще мне изначально пришла в голову идея о роботе-горничной/дворецком, для выполнения всех задач по дому, и не только в доме.
Я исходил из того, что механическая мощность у человека до 100 Ватт при не слишком напряжённой работе. Ну и типоразмеры тоже брал, чтобы в районе человеческих были. Потому что хуже, чем у человека делать нет смысла, проще сделать антропоморфное что-то. Ну а какая-нить каракатица или ещё какое достижения механики может быть и гораздо энергоэффективнее андроида.
Но да, осетра придётся урезать, приблизительно до 45-65 ватт.
При 45 ваттах и высоком КПД можно уместиться в год непрерывной работы при 96 кг гидразина, мб дольше, если что-то в гидразине растворить.
Ну если для домашнего использования, то дома и розетка есть. Пусть периодически кормится. ;)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 20:11:14Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 19:55:28Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 18:23:55Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Думаю он имел ввиду, спутник всегда будет смотреть дном на Землю, при условии, что он не корректирует себя двигателями?
А где у спутника "дно" ;D ?
Та часть/сторона спутника, которая по умолчанию должна смотреть на Землю.
Обычно это место называют «голова».
Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.
По-умолчанию вращение аппарата ни с чем не синхонизировано, и
по-умолчанию спутник будет крутится как попало.
Чтобы он был ориентрирован всё время на Землю, требуется СПЕЦИАЛЬНЫЕ и очень нихилые усилия. Например, установка двигателей, датчиков ориентации, баков с топливом и тд.
Были попытки ориентировать КА на Землю по принципу Луны. Тоже за счет специальных усилий, а никак не
по-умолчанию. На спутник ставили длинную-длинную штангу, и за счет разности грав. потенциала, эта штанга как и Луна ориентировалась к Земле одной стороной. Но работает это только на низких орбитах(т.к. шчем выше тем длиннее нужна штанга), и спутник всё равно вращался вокруг этой оси как волчёк, и всё равно нужны двигатели, чтобы гасить это вращение.
Цитата: Sellin от 01.10.2021 13:35:04и по-умолчанию спутник будет крутится как попало.
Ну почему же, градиент гравитационный аппараты удачных форм выставлять может в довольно стабильное состояние после смерти.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 10:42:06Обычно это место называют «голова».
Что вам аж "голова", то нам всего лишь "надирная панель"!
Цитата: PIN от 01.10.2021 13:46:57Цитата: thunder26 от 01.10.2021 10:42:06Обычно это место называют «голова».
Что вам аж "голова", то нам всего лишь "надирная панель"!
У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...
Upd: Вспомнил, как то смотрел документацию на SSL аппарат, там тоже «Земная панель».
Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.
По-умолчанию это далеко не для всех аппаратов. Но в целом, очень распространенный вид ориентации, когда оси аппарата направляют согласно с орбитальной системой КА в текущий момент времени. Удобно это по нескольким причинам:
1) обычно на КА есть целевая аппаратура (будь то оптическая камера или какая-то антенна) которая должна быть обращена в сторону Земли. Устанавливая это оборудование относительно направления в надир (собственно -Х орбитальной системы координат) определенным образом - можно это гарантировать на всех этапах полёта.
2) на аппарате обычно есть звездные датчики, которым смотреть в надир противопоказано. Ну зачем им смотреть в Землю? А вот направив их оптические оси под определенным углом от направления в зенит (под углом, потому что надо еще чтобы другие требования выполнялись) можно не переживать, что ими когда-то посмотрим в Землю, которая например на высоте функционирования аппарата 600 км занимает треть сферы.
3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
4) в орбитальной ориентации наблюдается равновесное состояние (если нет у КА центробежных моментов инерции), когда минимизируется гравитационный возмущающий момент. Если одна из осей КА, с которой совпадает один из главных центральных моментов инерции направлен в надир. Это особенно приятно для больших космических конструкций, таких как МКС.
В общем, причин позитивных довольно много :) Можно о них много рассуждать применительно к конкретному виду аппарата. Хотя напомню, не всегда такой вид ориентации является хорошим. Надо от целей и задач смотреть.
Цитировать3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
Орбитальная ориентация практически используется только на ГСО. На остальных орбитах либо земная (Гонец), либо солнечная (Молния), либо солнечно-земная (Глонасс)
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 13:57:16У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...
У них же в документациидля LEO аппаратов - nadir panel.
Цитата: PIN от 01.10.2021 14:41:30Цитата: thunder26 от 01.10.2021 13:57:16У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...
У них же в документациидля LEO аппаратов - nadir panel.
На работе есть по Глобалстару и ЁрфКеир документы, надо глянуть ради интереса.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 14:36:57Цитата: undefined3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
Орбитальная ориентация практически используется только на ГСО. На остальных орбитах либо земная (Гонец), либо солнечная (Молния), либо солнечно-земная (Глонасс)
У Гонца с пассивной системой управления видимо так только и можно. На орбите типа "Молния" все по-разному летают в зависимости от задач. Арктика-М от НПОЛ летает в орбиталке, например. У ГЛОНАССа тоже видимо есть причины не делать орбиталку, о них я не знаю, никогда не доводилось работать с такими орбитами как у него. Кроме ГЛОНАССа на 19 тыс никто и не летает. Почти все ДЗЗ летают в орбиталке - это и Канопусы, это всякие Аисты (если не ошибаюсь), Метеоры и проч...
ЦитироватьНа орбите типа "Молния" все по-разному летают в зависимости от задач.
Я про аппарат писал
ЦитироватьАрктика-М от НПОЛ летает в орбиталке, например.
Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод. По этой причине Глонасс и Меридиан летают в солнечно-земной ориентации.
PS СОС Гонца не пассивная, там есть активные исполнительные элементы
Цитата: AlexNB от 01.10.2021 09:35:59Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 30.09.2021 17:44:03Цитата: AlexNB от 30.09.2021 08:17:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 29.09.2021 20:43:34Так, мне вот интересной тема стала.
Создание (теоретическое) источника электрического тока, чтобы максимально лёгкий и компактный.
Для питания всяких маломощных, но очень автономных и комактных конструкций.
Масса в пределах 50-60 кг, объём топлива в пределах 50-70 литров, мощность 100 Вт и автономность порядка 1 год/несколько месяцев.
...
P.S. Мне интересно мнение людей по этому поводу, можно даже отдельную тему выделить.
100 Вт на год работы это под 200 кг керосина будет, а гидразина - раза в полтора больше.
70 л объема по водороду - порядка 45-50 дней потянет.
Так что определитесь по энергетике, тогда что то и сказать можно будет.
Вообще мне изначально пришла в голову идея о роботе-горничной/дворецком, для выполнения всех задач по дому, и не только в доме.
Я исходил из того, что механическая мощность у человека до 100 Ватт при не слишком напряжённой работе. Ну и типоразмеры тоже брал, чтобы в районе человеческих были. Потому что хуже, чем у человека делать нет смысла, проще сделать антропоморфное что-то. Ну а какая-нить каракатица или ещё какое достижения механики может быть и гораздо энергоэффективнее андроида.
Но да, осетра придётся урезать, приблизительно до 45-65 ватт.
При 45 ваттах и высоком КПД можно уместиться в год непрерывной работы при 96 кг гидразина, мб дольше, если что-то в гидразине растворить.
Ну если для домашнего использования, то дома и розетка есть. Пусть периодически кормится. ;)
Ну можно, но это слишком просто)
Гы, можно пентаборан взять. Он даёт около 64,2 МДж/кг энергии при сгорании. При стопроцентном КПД выходит порядка 49 кг топлива для работы на протяжении года и мощности в 100 Ватт.
А диборан и того круче - 72,85 МДж/кг энергии при сгорании. При стопроцентном КПД выйдет потребность в 43 кг топлива.
А это уже совсем серьёзно и круто, ИМХО.
Но что могло бы быть ещё круче?
Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 14:12:43Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.
По-умолчанию это далеко не для всех аппаратов. Но в целом, очень распространенный вид ориентации, когда оси аппарата направляют согласно с орбитальной системой КА в текущий момент времени. Удобно это по нескольким причинам:
1) обычно на КА есть целевая аппаратура (будь то оптическая камера или какая-то антенна) которая должна быть обращена в сторону Земли. Устанавливая это оборудование относительно направления в надир (собственно -Х орбитальной системы координат) определенным образом - можно это гарантировать на всех этапах полёта.
2) на аппарате обычно есть звездные датчики, которым смотреть в надир противопоказано. Ну зачем им смотреть в Землю? А вот направив их оптические оси под определенным углом от направления в зенит (под углом, потому что надо еще чтобы другие требования выполнялись) можно не переживать, что ими когда-то посмотрим в Землю, которая например на высоте функционирования аппарата 600 км занимает треть сферы.
3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
4) в орбитальной ориентации наблюдается равновесное состояние (если нет у КА центробежных моментов инерции), когда минимизируется гравитационный возмущающий момент. Если одна из осей КА, с которой совпадает один из главных центральных моментов инерции направлен в надир. Это особенно приятно для больших космических конструкций, таких как МКС.
В общем, причин позитивных довольно много :) Можно о них много рассуждать применительно к конкретному виду аппарата. Хотя напомню, не всегда такой вид ориентации является хорошим. Надо от целей и задач смотреть.
1,2) Причины для постоянной ориентации мне были и так очевидны, все же о технической реализации.
3) Для круговых можно было бы допустить, что космический аппарат изначально вращается синхронно с землей. Но тут сразу 3 но:
-Погрешность в скорости вращения пришлось бы компенсировать, особенно изначальная скорость вращения, которая вероятно давала бы сильное отклонение.
-Орбиты деградируют по высоте а значит и по времени оборота вокруг земли, а значит и это нужно компенсировать, слишком выглядит затратным особенно столь точное выставление значения вращения.
-Однако особенно любопытен вопрос об ориентации аппаратов с большим
эксцентриситетом. Либрация такого аппарата напрочь убила бы смысл его существования.
4)То есть мы все же говорим о гравитационном воздействии со стороны Земли? Для малых скоростей вращения аппарата это выглядит возможным. Это значит что космический аппарат не в любом положении будет стабильно ориентирован. Оси минимального - максимального момента вращения для сохранения равновесия должны быть сориентированы так, чтоб одна шла через надир-зенит а другая через астрономический горизонт по ходу или перпендикулярно направления движения. Вероятно стабильным является только случай, когда ось минимального - надир-зенит, а ось максимального горизонт перпендикулярно направлению движения, остальные это случаи нестабильного равновесия, хотя и они явно применимы, что видно по МКС.
Но это все размышления профана, хотелось бы услышать как оно есть на самом деле от профи.
Цитата: Blackhavvk от 01.10.2021 17:47:09Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 14:12:43Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 19:52:10Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2021 18:06:42Цитата: Blackhavvk от 30.09.2021 17:59:03Люди, у меня не технический вопрос, но по нему я понял, что в орбитальной механике я мягко говоря профан, ибо задался им только сегодня.
Все знают. что луна вращается вокруг своей оси синхронно со вращением вокруг земли, именно по этому она всегда повернута одной стороной, но что на счет космических аппаратов, почему они по умолчанию обращены одной стороной к поверхности Земли?
Ориентация выстраивается в соответствии с целевой задачей.
Как выше сказано, я имел ввиду почему по умолчанию вращение аппарата синхронизовано с вращением вокруг земли? Если бы он не вращался, то надир в противоположной части орбиты становился бы зенитом и наоборот.
По-умолчанию это далеко не для всех аппаратов. Но в целом, очень распространенный вид ориентации, когда оси аппарата направляют согласно с орбитальной системой КА в текущий момент времени. Удобно это по нескольким причинам:
1) обычно на КА есть целевая аппаратура (будь то оптическая камера или какая-то антенна) которая должна быть обращена в сторону Земли. Устанавливая это оборудование относительно направления в надир (собственно -Х орбитальной системы координат) определенным образом - можно это гарантировать на всех этапах полёта.
2) на аппарате обычно есть звездные датчики, которым смотреть в надир противопоказано. Ну зачем им смотреть в Землю? А вот направив их оптические оси под определенным углом от направления в зенит (под углом, потому что надо еще чтобы другие требования выполнялись) можно не переживать, что ими когда-то посмотрим в Землю, которая например на высоте функционирования аппарата 600 км занимает треть сферы.
3) поддержание орбитальной ориентации для круговых орбит - простая задача, по-сути задача стабилизации около постоянной скорости вращения. Учитывая что ГСО и ССО орбиты околокруговые, то это обстоятельство только в плюс
4) в орбитальной ориентации наблюдается равновесное состояние (если нет у КА центробежных моментов инерции), когда минимизируется гравитационный возмущающий момент. Если одна из осей КА, с которой совпадает один из главных центральных моментов инерции направлен в надир. Это особенно приятно для больших космических конструкций, таких как МКС.
В общем, причин позитивных довольно много :) Можно о них много рассуждать применительно к конкретному виду аппарата. Хотя напомню, не всегда такой вид ориентации является хорошим. Надо от целей и задач смотреть.
1,2) Причины для постоянной ориентации мне были и так очевидны, все же о технической реализации.
3) Для круговых можно было бы допустить, что космический аппарат изначально вращается синхронно с землей. Но тут сразу 3 но:
-Погрешность в скорости вращения пришлось бы компенсировать, особенно изначальная скорость вращения, которая вероятно давала бы сильное отклонение.
-Орбиты деградируют по высоте а значит и по времени оборота вокруг земли, а значит и это нужно компенсировать, слишком выглядит затратным особенно столь точное выставление значения вращения.
-Однако особенно любопытен вопрос об ориентации аппаратов с большим эксцентриситетом. Либрация такого аппарата напрочь убила бы смысл его существования.
4)То есть мы все же говорим о гравитационном воздействии со стороны Земли? Для малых скоростей вращения аппарата это выглядит возможным. Это значит что космический аппарат не в любом положении будет стабильно ориентирован. Оси минимального - максимального момента вращения для сохранения равновесия должны быть сориентированы так, чтоб одна шла через надир-зенит а другая через астрономический горизонт по ходу или перпендикулярно направления движения. Вероятно стабильным является только случай, когда ось минимального - надир-зенит, а ось максимального горизонт перпендикулярно направлению движения, остальные это случаи нестабильного равновесия, хотя и они явно применимы, что видно по МКС.
Но это все размышления профана, хотелось бы услышать как оно есть на самом деле от профи.
3) никаких там затрат нет, все хорошо. Ориентацию делают на двигателях-маховиках или гиродинах, которые работают на электроэнергии. Ничего никто не выставляет, задавая скорость, аппарат просто на борту интегрирует уравнения орбитального движения (или решает аналитические соотношения, если точности достаточно), начальные условия закладываются с Земли. Таким образом он всегда знает как надо направлять свои оси, чтоб быть ориентированым в надир. Никакая скорость не выставляется, счисляется требуемая ориентация (которая однозначно определяется фазовым вектором или элементами орбиты, которые расчитаны на борту) в текущий момент времени, вот и все. Если аппарат на низкой орбите, там вообще ЖПС или ГЛОНАСС, ничего и интегрировать не надо. Что касается ВЭО, все там нормально за исключением прохождения перицентра, где надо просто чуть больше ускорения.
4) достаточно просто просмотреть на формулу вычисления грав.момента, чтобы понять как относительно текущих моментов инерции надо ориентировать аппарат, чтоб возмущение минимальное было. Если интересно, не ленитесь
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.
Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой. Для большинства задач этого хватит. Но если хочется отказаться от привода, то конечно солнечная ориентация и шабаш
О работе СО Гонца https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2270886
и следующий за ним пост.
Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 20:58:21Ничего никто не выставляет, задавая скорость, аппарат просто на борту интегрирует уравнения орбитального движения (или решает аналитические соотношения, если точности достаточно), начальные условия закладываются с Земли. Таким образом он всегда знает как надо направлять свои оси, чтоб быть ориентированым в надир. Никакая скорость не выставляется, счисляется требуемая ориентация (которая однозначно определяется фазовым вектором или элементами орбиты, которые расчитаны на борту) в текущий момент времени, вот и все. Если аппарат на низкой орбите, там вообще ЖПС или ГЛОНАСС, ничего и интегрировать не надо.
А инфракрасного датчика вертикали (датчика горизонта) не достаточно, чтобы сориентироваться в надир? Можно еще добавить звездный датчик, чтобы исключить вращение вокруг вертикальной оси.
Цитата: Blackhavvk от 01.10.2021 17:47:094)То есть мы все же говорим о гравитационном воздействии со стороны Земли? Для малых скоростей вращения аппарата это выглядит возможным.
Опосредованно. "Верхняя" и "нижняя" части спутника движутся по разным орбитам - соответствнно возникает растягивающая сила.
Но одной силы мало - нужно ещё как-то сбросить энергию вращения. Вращение симметричного спутника вполне может затормозиться атмосферой.
Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 21:01:23Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.
Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой.
Если есть разворот вокруг Х, то это не орбитальная ориентация.
Цитата: thunder26 от 02.10.2021 03:53:15Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 21:01:23Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.
Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой.
Если есть разворот вокруг Х, то это не орбитальная ориентация.
Очень даже, просто ориентируем относительно орбитальной системы координат другие оси аппарата. Имеем же право? Имеем. Хотя, если это и называть орбитальной ориентацией, то конечно нужно оговориться :)
Цитата: cross-track от 01.10.2021 21:46:04Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 20:58:21Ничего никто не выставляет, задавая скорость, аппарат просто на борту интегрирует уравнения орбитального движения (или решает аналитические соотношения, если точности достаточно), начальные условия закладываются с Земли. Таким образом он всегда знает как надо направлять свои оси, чтоб быть ориентированым в надир. Никакая скорость не выставляется, счисляется требуемая ориентация (которая однозначно определяется фазовым вектором или элементами орбиты, которые расчитаны на борту) в текущий момент времени, вот и все. Если аппарат на низкой орбите, там вообще ЖПС или ГЛОНАСС, ничего и интегрировать не надо.
А инфракрасного датчика вертикали (датчика горизонта) не достаточно, чтобы сориентироваться в надир? Можно еще добавить звездный датчик, чтобы исключить вращение вокруг вертикальной оси.
Хватит и одного звездного датчика. Сейчас это универсальный прибор, а не то, что было в 80х. ИК-вертикаль можно использовать, но зачем, если есть звездные датчики? Сейчас подобного рода приборы используются крайне редко, поскольку есть более удобные. А счислять свою траекторию на борту при нынешних вычислительных возможностях - сущий пустяк.
Цитата: Наименьший квадрат от 02.10.2021 06:43:50Цитата: thunder26 от 02.10.2021 03:53:15Цитата: Наименьший квадрат от 01.10.2021 21:01:23Цитата: thunder26 от 01.10.2021 15:37:01Тогда для поддержания нормального направления БС на Солнце нужен двухстепенной привод.
Одностепенного хватит. Разворотом вокруг направления в надир можно сделать плоскость поворота СБ требуемой.
Если есть разворот вокруг Х, то это не орбитальная ориентация.
Очень даже, просто ориентируем относительно орбитальной системы координат другие оси аппарата. Имеем же право? Имеем. Хотя, если это и называть орбитальной ориентацией, то конечно нужно оговориться :)
Если оси аппарата меняют свое положение относительно орбитальной системы координат, то это уже не орбитальная ориентация.
Цитата: PIN от 01.10.2021 13:45:53Цитата: Sellin от 01.10.2021 13:35:04и по-умолчанию спутник будет крутится как попало.
Ну почему же, градиент гравитационный аппараты удачных форм выставлять может в довольно стабильное состояние после смерти.
Если честно, то сильно сомневаюсь. Если конечно речь не идёт про миллионы лет. Тогда да, выставит.
Цитата: Sellin от 02.10.2021 10:53:14Если честно, то сильно сомневаюсь. Если конечно речь не идёт про миллионы лет. Тогда да, выставит.
Торможение вращения естественно не гравитацией. А вот положение после него - уже да.
Цитата: thunder26 от 01.10.2021 14:47:53Цитата: PIN от 01.10.2021 14:41:30Цитата: thunder26 от 01.10.2021 13:57:16У TAS и AD&S "Earth panel". Но это официально. Я то про сленг...
У них же в документациидля LEO аппаратов - nadir panel.
На работе есть по Глобалстару и ЁрфКеир документы, надо глянуть ради интереса.
У EarthCARE zenit/nadir.
Терминологический дуализм в рамках одной организации имеет место быть
А откуда у вас по EC документация? Я не смотрел, правда, список подрядчиков, некогда. Если откроете Satellite Technical Description (XXXX.SY.00021) То в той части, которая относится к механической структуре аппарата, именно nadir panel (например ."..mounted on a support structure on nadir panel as can be seen in Figure..."), много раз
Цитата: PIN от 05.10.2021 10:23:28А откуда у вас по EC документация? Я не смотрел, правда, список подрядчиков, некогда. Если откроете Satellite Technical Description (XXXX.SY.00021) То в той части, которая относится к механической структуре аппарата, именно nadir panel (например ."..mounted on a support structure on nadir panel as can be seen in Figure..."), много раз
Документация - это очень громко сказано. Есть определенный набор документов. Откуда? Ну как бы работа такая - быть в курсе чего в мире делается.
Не уверен, что у меня есть тех.описание.
Понятно, тырите, значит, помаленьку :)
Вот, например, надирная панель КриоСата https://www.esa.int/ESA_Multimedia/Images/2004/05/Nadir_Panel_-_internal_view
Который летает именно в орбитальной ориентации с фиксированным небольшим тангажом и периодическими (в зависимости от аргумента широты) также незначительными колебаниями по рысканию. И "крыльями не машет" - у него подвижных СБ вообще нет, это аппарат конструктива "собачья будка", как и, например, Jason-CS
Не вопрос, а ответ "как Союз летает на МКС по быстрой схеме". Вопрос обсуждался в другой теме.
К сожалению, всё на английском. Часть видео, в котором говорится про столкновение Прогресса с Миром следует игнорировать. Остальное, вроде, всё по делу. В 60-е стыковались менее чем за час, но для этого специально запускали Аджену и Союзы на такие орбиты, которые проходили точно над местом запуска. Необходимость коррекции орбиты МКС для достижения тех же условий, дог-лег маневр верхней ступени модернизированной ракеты Союз для попадания в плоскость орбиты МКС (a.k.a. квазикампланарные орбиты) (к сожалению, вскользь). Дракон хоть и летит дольше, зато есть место для ног :)
https://youtu.be/bUi0yWc5Dnw
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/42818.jpg)
У него на поверхности сопла ЛЁД.
https://youtu.be/527fb3-UZGo
Там с корабля на старте какая-то белая фигня отваливается...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 03.11.2021 19:22:47Там с корабля на старте какая-то белая фигня отваливается...
Это возможно то чем носовые сопла до старта закрыты
Почему восстановление Н-11 на новых движках - РД-191 - плохая идея? Ракета вроде была дешёвой, испытанной, достаточно грузоподъёмной?..
Первый контраргумент, приходящий в голову - отсутствие технологических цепочек, то есть, учиться делать ракету промышленности придётся заново. Хмм...
Цитата: avmich от 27.12.2021 02:45:34Первый контраргумент, приходящий в голову - отсутствие технологических цепочек, то есть, учиться делать ракету промышленности придётся заново. Хмм...
Завод на космодроме? Что-то я таких мыслей даже для СТК не наблюдаю у ЛПР.
Цитата: ZOOR от 27.12.2021 15:51:23Цитата: avmich от 27.12.2021 02:45:34Первый контраргумент, приходящий в голову - отсутствие технологических цепочек, то есть, учиться делать ракету промышленности придётся заново. Хмм...
Завод на космодроме? Что-то я таких мыслей даже для СТК не наблюдаю у ЛПР.
Ну, не завод, а МИК, способный сваривать баки 1 ступени. А если вторая ступень (третья ступень Н-1) не влазит в ЖД габарит, то и её баки тоже. И навешивать двигатели.
Вроде бы сейчас такое попроще будет, чем в 1960-е. Двигатели хорошие, проект есть, даже испытанный. Когда изменения пойдут, конечно, надо будет снова испытывать - но всё же готовая система?
P.S. Посмотрел в https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9D-1 , вторая ступень Н-11 тоже не входит в ЖД габарит, тоже придётся делать баки у старта.
Цитата: avmich от 27.12.2021 02:45:34Почему восстановление Н-11 на новых движках - РД-191 - плохая идея? Ракета вроде была дешёвой, испытанной, достаточно грузоподъёмной?..
Цена - вопрос сложный. До испытаний дело не дошло.
Ну а движки РД-191 - дорогие и технически сложные (читай - высокий процент брака)
Вы учтите, что РД-191 обещают когда-нибудь штук 80 в год или что-то в таком духе.
Цитата: Просто Василий от 30.04.2021 17:59:34Хорошая работа! Launcher space нет, мне она нравится, вот статья с АЦ https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/ (https://thealphacentauri.net/83311-launcher-newspace/)
Прошло более полугода. Расширил и углУбил.
п. с. Что-то не прикрепляется. Позже попробую снова.
Всё, зафурычил интернет.
В таблице пока отсутствует Изар Аэроспэйс.
Как дойдут руки, хочу ещё внести строку "материал конструкции", т. к. у кого углепластик, у кого - люминь либо сталюга.
Ещё, м. б., появится строка "конструкция бака" - стрингерно-шпангоутная, выращенная ВААМом, фрезерованная (как у АБЛ-я).
Ну и на самом деле надо перепроверить строки с датами.
Цитата: C-300-2 от 19.01.2022 18:47:03Всё, зафурычил интернет.
В таблице пока отсутствует Изар Аэроспэйс.
Как дойдут руки, хочу ещё внести строку "материал конструкции", т. к. у кого углепластик, у кого - люминь либо сталюга.
Ещё, м. б., появится строка "конструкция бака" - стрингерно-шпангоутная, выращенная ВААМом, фрезерованная (как у АБЛ-я).
Ну и на самом деле надо перепроверить строки с датами.
Спасибо! Хотя список, конечно, далеко не полный.
Цитата: C-300-2 от 19.01.2022 18:47:03САТРАПЫ.pdf (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;topic=4151.0;attach=18045)
;D ;D ;D
Цитата: Дмитрий В. от 19.01.2022 19:14:57Спасибо! Хотя список, конечно, далеко не полный.
Разумеется, не полный!
Там есть элемент вкусовщины - многих я не включал как "неблагонадёжных" ;D Тех, кто планирует гиперзвуковые разгонщики, полностью многоразовые ракеты, ракеты с двигателями с внешним расширением...
Включил, в общем, тех, кто уверенно прёт вперёд и на кого можно ориентироваться.
А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
Цитата: Георгий от 13.05.2022 17:19:56А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
https://ru.wikipedia.org/wiki/TR-106
Гуглоперевод (https://aurorapt-fi.translate.goog/press-release/aurora-propulsion-technologies-announces-new-highly-compact-thruster-for-collision-avoidance/?_x_tr_sl=en&_x_tr_tl=ru&_x_tr_hl=ru&_x_tr_pto=sc)
ЦитироватьПресс-релиз от 9.02.2022
Aurora Propulsion Technologies объявляет о выпуске нового сверхкомпактного двигателя для предотвращения столкновений
В связи с растущим риском столкновения спутников с космическим мусором Aurora выпускает новый двигатель размером со спичечный коробок, получивший обозначение ARM-C.
Пало-Альто, Калифорния, США. 9 февраля 2022 г. — Aurora Propulsion Technologies, финская компания, занимающаяся устойчивым использованием космоса, объявила сегодня о новом подруливающем устройстве ARM-C. Один малогабаритный двигатель предназначен для маневров предотвращения столкновений космических аппаратов массой от 1 до 200 кг.
Новый модуль Aurora Resistojet или двигатель предотвращения столкновений ARM-C упаковывает полную систему двигателя в очень компактный корпус размером со спичечный коробок.
Модуль ARM-C для предотвращения столкновений представляет собой микромасштабную двигательную установку, использующую топливо на водной основе для обеспечения безопасности ваших спутников CubeSat и SmallSats. Это самый простой вариант семейства продуктов Aurora ARM. ARM-C генерирует тягу 1 мН по команде с помощью одного резитореактивного двигателя. Форм-фактор с одним подруливающим устройством предназначен для серийного производства, что делает систему доступной по цене и доступной для быстрой поставки со склада. ARM-C можно использовать в составе группы из 2-10 двигателей для повышенных требований к тяге в более крупных спутниках с одним двигателем, рассчитанным на спутник массой до 25 кг.
ARM-C будет доступен для заказа немедленно, поставки начнутся в четвертом квартале 2022 года. Продукт будет доступен в готовом виде с января 2023 года.
Генеральный директор Aurora Роопе Такала говорит: «Мы гордимся тем, что расширяем наше предложение в области экологически безопасных продуктов для космических операций, чтобы помочь нашим клиентам защитить себя от столкновений с космическим мусором. Чрезвычайно компактный размер и экономичная конструкция ARM-C устраняют все оправдания для производителей спутников, которые не включают в свои спутники возможность предотвращения столкновений».
Двигатель ARM-C для предотвращения столкновений укрепляет позиции Aurora Propulsion Technologies как лидера в области технологий для устойчивых космических операций. ARM-C дополняет портфолио компании по продуктам для спуска с орбиты, предназначенным для удаления устаревших космических аппаратов с орбиты и предотвращения дополнительного образования космического мусора. Двигатель предотвращения столкновений решает проблему защиты космического корабля от существующего космического мусора и риска столкновения и превращения в космический мусор.
Контакт:
Тимо Мустонен | +358 40 554 4410 | timo.mustonen@aurorapt.fi (timo.mustonen@aurorapt.fi?_x_tr_sl=en&_x_tr_tl=ru&_x_tr_hl=ru&_x_tr_pto=sc)
Изображения и видеоконтент:
https://aurorapt.fi/media/ (https://aurorapt-fi.translate.goog/media/?_x_tr_sl=en&_x_tr_tl=ru&_x_tr_hl=ru&_x_tr_pto=sc)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/127257.png)
Посетите нашу страницу продуктов, чтобы узнать больше о нашем семействе продуктов ARM и найти техническое описание ARM-C.
ЦитироватьПресс-релиз от 9.02.2022
Aurora Propulsion Technologies объявляет о выпуске нового сверхкомпактного двигателя для предотвращения столкновений
А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?
Цитата: Бертикъ от 14.05.2022 14:14:19А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?
Это было бы недопустимым решением. Никто ваш CubeSat к полёту не допустит, если там взрывчатые вещества (а твёрдое ракетное топливо к таковым относится) на борту.
Здесь же у нас резистор и вода (наверное в смеси с каким-нибудь там глицерином чтобы не замерзала) - полная безопасность. Такой спутник допустят к полёту просто по гарантийному письму, что ничего опасного на борту нет.
Цитата: SONY от 14.05.2022 16:18:21Цитата: Бертикъ от 14.05.2022 14:14:19А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?
Это было бы недопустимым решением. Никто ваш CubeSat к полёту не допустит, если там взрывчатые вещества (а твёрдое ракетное топливо к таковым относится) на борту.
Здесь же у нас резистор и вода (наверное в смеси с каким-нибудь там глицерином чтобы не замерзала) - полная безопасность. Такой спутник допустят к полёту просто по гарантийному письму, что ничего опасного на борту нет.
Ну, разве что по этой причине.
Цитата: Бертикъ от 14.05.2022 14:14:19Цитата: undefinedПресс-релиз от 9.02.2022
Aurora Propulsion Technologies объявляет о выпуске нового сверхкомпактного двигателя для предотвращения столкновений
А микроРДТТ для таких целей не более простое и надежное решение?
МикроРДТТ является устройством одноразового действия. А уклоняться от столкновения (предположительно) требуется многократно за САС.
Т.о. надо ставить N-ное количество микроРДТТ.
ЗЫ Кстати, они могут быть и не пиротехническими наверняка. МЛТ-0.125 спалить и импульс дыма через сопло Лаваля с УИ секунд 20 :)
Цитата: ZOOR от 14.05.2022 17:37:48МЛТ-0.125 спалить и импульс дыма через сопло Лаваля с УИ секунд 20
А в чём отличие от того, что делают они? В том, что не воду резистором кипятим, а краску?..
Они не одинокие стим-панки
https://spacefund.com/in-space-transportation/
Кстати, кто-нибудь в курсе, единственная российская компания в этом списке уже всё или надеется, что "Роскосмос поможет"?
Цитата: PIN от 15.05.2022 10:57:10Кстати, кто-нибудь в курсе, единственная российская компания в этом списке уже всё или надеется, что "Роскосмос поможет"?
А Starwell где-то когда-то заявляли, что рассчитывают на помощь Роскосмоса или ещё что такое?..
На что рассчитывала Харлан, лучше прочитать в ее интервью, там всё прозрачно
Цитата: PIN от 15.05.2022 16:37:46На что рассчитывала Харлан, лучше прочитать в ее интервью, там всё прозрачно
Я видел её интервью только времён Avant Space, на счёт Starwell ничего не встречал. Не дадите ссылку?
К слову, тогда речь шла вовсе не о Роскосмосе:
Цитироватьдля существования нам нужен заказчик, а в России у нас его нет. Мы посещаем международные конференции, налаживаем контакты со стартапами, которые разрабатывают аппараты. Плюс, у нас развивается направление разработки подсистем. Европейцы начали приглашать нас на испытания систем управления в своих лабораториях. Также мы налаживаем торговые отношения с Китаем.
Цитата: SONY от 15.05.2022 16:56:55Я видел её интервью только времён Avant Space, на счёт Starwell ничего не встречал. Не дадите ссылку?
Стартап можно назвать как угодно, можно запустить десяток (у Яны их сейчас 3) - Роскосмос один. И если раньше была хоть какая надежда найти жизнь за "пределами периметра". то теперь она похоронена на десятилетие в лучшем случае.
https://habr.com/ru/post/484364/
Цитата: PIN от 15.05.2022 17:54:43https://habr.com/ru/post/484364/
Это всё устарело.
Цитата: PIN от 15.05.2022 17:54:43Стартап можно назвать как угодно, можно запустить десяток (у Яны их сейчас 3)
Только вот из Avant Space Яну
уволили ещё в августе 2020-го... Отсюда делаем вывод насколько сильно она там что-то определяла.
А вот Starwell - это именно её проект, так что там всё может быть совсем иначе.
Цитата: PIN от 15.05.2022 17:54:43Роскосмос один. И если раньше была хоть какая надежда найти жизнь за "пределами периметра". то теперь она похоронена на десятилетие в лучшем случае.
Роскосмос-то, может, и один, только вот им одним всё не ограничивается.
Внутри России двигатели нужны Спутниксу, например. Под их новую Палладу двигатели SWEP_UNI вполне подходят.
А "пределы периметра" не ограничиваются США и Европой. Ещё Avant Space планировал продавать свою продукцию в Китай. А уж сейчас с Китаем связи налаживать "сам бог велел". Индия тоже нуждается в двигателя для комических аппаратов. Да и вообще BRICS в целом - вполне себе рынок.
Цитата: SONY от 15.05.2022 18:15:17Внутри России двигатели нужны Спутниксу, например. Под их новую Палладу двигатели SWEP_UNI вполне подходят.
А "пределы периметра" не ограничиваются США и Европой. Ещё Avant Space планировал продавать свою продукцию в Китай. А уж сейчас с Китаем связи налаживать "сам бог велел". Индия тоже нуждается в двигателя для комических аппаратов. Да и вообще BRICS в целом - вполне себе рынок
Всё бы ничего, но вот только эти двигатели
токсичные...
Цитата: pro-jectt от 15.05.2022 23:19:59Всё бы ничего, но вот только эти двигатели токсичные...
У них двигатель на иоде. Это не совсем уж инертный ксенон, конечно, но всё-таки токсичным его назвать никак не получится. Даже вообще-то полезен.
Цитата: SONY от 16.05.2022 01:04:01Цитата: pro-jectt от 15.05.2022 23:19:59Всё бы ничего, но вот только эти двигатели токсичные...
У них двигатель на иоде. Это не совсем уж инертный ксенон, конечно, но всё-таки токсичным его назвать никак не получится. Даже вообще-то полезен.
Они политически токсичные.
Цитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.
Китаю на это немножко наплевать.
Цитата: SONY от 15.05.2022 18:15:17А "пределы периметра" не ограничиваются США и Европой. Ещё Avant Space планировал продавать свою продукцию в Китай. А уж сейчас с Китаем связи налаживать "сам бог велел". Индия тоже нуждается в двигателя для комических аппаратов. Да и вообще BRICS в целом - вполне себе рынок.
Когда инженеры пишут такое, это нормально. Наив, идеализм и т.п.
Когда инвесторам "грузят лапшу" такого рода - это проблема инвесторов.
А, вот, когда подобное вещают государственные деятели уже лет 7 как - это, как минимум, экономическое преступление, а, по сути, что-то из главы 29 УК РФ.
Цитата: SONY от 16.05.2022 01:13:10Цитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.
Китаю на это немножко наплевать.
Китаю, может, и наплевать, а вот китайским компаниям, которые могут попасть под санкции, - не наплевать.
Цитата: pro-jectt от 16.05.2022 08:47:37Цитата: SONY от 16.05.2022 01:13:10Цитата: Владимир Шпирько от 16.05.2022 01:11:07Они политически токсичные.
Китаю на это немножко наплевать.
Китаю, может, и наплевать, а вот китайским компаниям, которые могут попасть под санкции, - не наплевать.
Для решения данного вопроса давно существует система фирм прокладок,"однодневок,фирм с "дутой историей. ;D
Коллеги, а у кого есть модель расчёта стоимости РН "NASA/Air Force Cost Model"? :)
Интерес возник в связи с этой презентацией: https://www.nasa.gov/pdf/586023main_8-3-11_NAFCOM.pdf
Цитата: Дмитрий В. от 13.05.2022 17:45:27Цитата: Георгий от 13.05.2022 17:19:56А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
https://ru.wikipedia.org/wiki/TR-106
Спасибо. Но имелось в виду именно керосинки открытого цикла.
Tr-107 закрытого
Подскажите пожалуйста была ли такая идея
поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.
Т.е. бак с керосином, расположенный выше бака окислителя (проще высококипящие, чтобы избежать сложностей термоизоляцией баков) - перекись и т.д. ) через направляющую передает давление на поршень в баке окислителя.
Проблемы - с неравномерностью давления.
Для топливного бака можно вытеснительную систему подачи делать, чтобы везде без насосов обойтись.
Также газ-вытеснитель использовать для добавления давления
Цитата: Георгий от 19.07.2022 12:20:55Подскажите пожалуйста была ли такая идея
поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.
Т.е. бак с керосином, расположенный выше бака окислителя (проще высококипящие, чтобы избежать сложностей термоизоляцией баков) - перекись и т.д. ) через направляющую передает давление на поршень в баке окислителя.
Проблемы - с неравномерностью давления.
Для топливного бака можно вытеснительную систему подачи делать, чтобы везде без насосов обойтись.
Также газ-вытеснитель использовать для добавления давления
А в чём резон? Схема не отменяет недостатков вытеснительной подачи топлива, но при этом ещё более сложная.
Цитата: Георгий от 19.07.2022 12:20:55поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.
Однако! :o
Два вопроса уточняющих:
Бак окислителя изнутри должен быть совершенно пуст, а стенки - лысы?
Бак горючего будет опускаться и общая длинна ракеты уменьшаться? Что будет с несущей способностью корпуса?
Цитата: Георгий от 25.05.2022 15:29:16Цитата: Дмитрий В. от 13.05.2022 17:45:27Цитата: Георгий от 13.05.2022 17:19:56А применима ли Штифтовая форсунка на таких больших двигателях как F-1?
Если да, это ж сколько проблем сразу бы решило.
И теоретически позвило бы поднять давление до 90 атм с ростом уи
https://ru.wikipedia.org/wiki/TR-106
Спасибо. Но имелось в виду именно керосинки открытого цикла.
Tr-107 закрытого
Откуда инфа?
Странно, ведь пинтл-форсунки как раз хорошо работают с жидкостями.
И насколько знаю, в TR-106 в камеру подавались оба компонента в жидком виде
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.07.2022 16:31:06не отменяет недостатков вытеснительной подачи топлива, но при этом ещё более сложная.
Использует бесплатную гравитацию.
Сложность только в прохождении штанги в нижний бак.
И в регулировании напора/давления.
Цитата: Штуцер от 20.07.2022 16:36:20Бак окислителя изнутри должен быть совершенно пуст, а стенки - лысы?
Да, получается гладкий цилиндр изнутри. Без перегородок для гашения колебаний.
Цитата: Штуцер от 20.07.2022 16:36:20Бак горючего будет опускаться и общая длинна ракеты уменьшаться?
очевидно надо бак горючего делать не несущим, а двигающимся по каким-то направляющим внутри несущего корпуса - соответственно корпус не укорачивается.
Цитата: Штуцер от 20.07.2022 16:36:20Что будет с несущей способностью корпуса?
придется усилить корпус
Цитата: Плейшнер от 21.07.2022 09:55:56Откуда инфа?
https://web.archive.org/web/20030316232147/http://www1.msfc.nasa.gov/NEWSROOM/background/facts/sli-mainengine.pdf
TR107 Prototype Engine The kerosene-fueled TR107 is a reusable,
staged combustion engine
Цитата: Георгий от 21.07.2022 22:29:28Цитата: Плейшнер от 21.07.2022 09:55:56Откуда инфа?
https://web.archive.org/web/20030316232147/http://www1.msfc.nasa.gov/NEWSROOM/background/facts/sli-mainengine.pdf
TR107 Prototype Engine The kerosene-fueled TR107 is a reusable, staged combustion engine
Да, интересно, они пинтл-форсунку применили в газогенераторе,
а в камере уже наверное "классическая" форсуночная головка.
http://www.rocket-propulsion.info/resources/articles/TRW_PINTLE_ENGINE.pdf
Интересующимся пинтл-форсунками статья (на англ)
Были ли ракетные двигатели с твердым окислителем и жидким горючим?
Цитата: Георгий от 19.07.2022 12:20:55Подскажите пожалуйста была ли такая идея
поршневое вытеснение окислителя под весом бака горючего, расположенного выше.
Т.е. бак с керосином, расположенный выше бака окислителя (проще высококипящие, чтобы избежать сложностей термоизоляцией баков) - перекись и т.д. ) через направляющую передает давление на поршень в баке окислителя.
Проблемы - с неравномерностью давления.
Для топливного бака можно вытеснительную систему подачи делать, чтобы везде без насосов обойтись.
Также газ-вытеснитель использовать для добавления давления
- Трубопровод подачи керосина будет телескопическим?
- В самом конце активного участка керосина будет мало и его веса будет не хватать
Если доводить идею до логического завершения, то и керосин, и окислитель можно выдавливать весом второй ступени.
1)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
Спасибо!
Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
Говорят,что перекись немцы поставляют?Правда?
Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
С учётом. Удельный импульс камеры сгорания выше.
Цитата: azvoz от 27.08.2022 22:05:42Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
Спасибо!
Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
Выхлопные патрубки турбогаза с одного двигателя создают тягу 7 кН, что составляет менее 1% от тяги двигателя. Так что не уверен, что это на что-то сильно влияет.
Цитата: algol5720 от 27.08.2022 22:07:05Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
Говорят,что перекись немцы поставляют?Правда?
Если даже и так, то исключительно из-за нашей ленности искать отечественного поставщика. Учитывая то, что перекись там с 1957 года, ее производство у нас - не проблема.
Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 22:42:37Цитата: algol5720 от 27.08.2022 22:07:05Цитата: Бертикъ от 27.08.2022 21:48:05Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
По 2) нашел у себя цифру 7,5 т на весь семерочный пакет.
Говорят,что перекись немцы поставляют?Правда?
Если даже и так, то исключительно из-за нашей ленности искать отечественного поставщика. Учитывая то, что перекись там с 1957 года, ее производство у нас - не проблема.
Согласен,но к хорошему привыкаешь...
Цитата: azvoz от 27.08.2022 22:05:42Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
УИ однозначно считается с учетом расхода перекиси.
Цитата: fagot от 28.08.2022 06:36:33Цитата: azvoz от 27.08.2022 22:05:42Поскольку ЦБ работает более чем в 2 раза больше боковушек(320 против 140), то и перекиси там более чем в 2 раза больше.
Получается грубо 1,2 тонны перекиси в боковушке и 2,6 тонны в ЦБ?
Судя по этим огромным количествам, скорее всего УИ считается без учета расхода перекиси.
Читерство тогда какое-то.
УИ однозначно считается с учетом расхода перекиси.
Сильно подозрительно.
Как при низкой энергетике перекиси и давлении в 60 атм. ,
РД-107 умудряется заметно бить Мерлин(100 атм.) по вакуумному УИ = 320 против 311 ?
Одной степенью расширения сопла ( 19 против 16) это не объяснить.
Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки. А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Но всё равно больше, чем у Мерлина.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Но всё равно больше, чем у Мерлина.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Чего удивляться? У Мерлина открытая схема.
Цитата: mihalchuk от 28.08.2022 09:58:42Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Но всё равно больше, чем у Мерлина.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Чего удивляться? У Мерлина открытая схема.
Я бы и не удивлялся, если бы расход перекиси не учитывался при расчете заявленного УИ.
Но уважаемый Фагот уверяет, что расход перекиси учитывается.
Вот именно это мне кажется неверным.
По сути у РД-107 трех-компонентное топливо(кстати, еще один довод, что семерка сложна)
И 3й компонент(перекись) должен учитываться при подсчете УИ.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Но всё равно больше, чем у Мерлина.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Глушко всегда умел в полноту сгорания.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 10:17:31Цитата: mihalchuk от 28.08.2022 09:58:42Цитата: azvoz от 28.08.2022 09:09:18Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.
А до появления РД-107А УИ был на 5 секунд меньше.
Но всё равно больше, чем у Мерлина.
Причем, у старого РД-107 УИ больше, чем у самого современного Мерлина-1Д.
И гораздо больше чем у старого Мерлина-1С(УИ=305).
Подозрения только усиливаются.
Чего удивляться? У Мерлина открытая схема.
Я бы и не удивлялся, если бы расход перекиси не учитывался при расчете заявленного УИ.
Но уважаемый Фагот уверяет, что расход перекиси учитывается.
Вот именно это мне кажется неверным.
По сути у РД-107 трех-компонентное топливо(кстати, еще один довод, что семерка сложна)
И 3й компонент(перекись) должен учитываться при подсчете УИ.
С чего вдруг трехкомпонентное? Перекись не проходит через камеры сгорания. Это обычное вспомогательное рабочее тело.
Цитата: Бертикъ от 28.08.2022 10:30:20С чего вдруг трехкомпонентное? Перекись не проходит через камеры сгорания. Это обычное вспомогательное рабочее тело.
Тогда чисто перекисные движки (как у КК Союз) вообще ноль-компонентные по такой логике.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 10:46:24Цитата: Бертикъ от 28.08.2022 10:30:20С чего вдруг трехкомпонентное? Перекись не проходит через камеры сгорания. Это обычное вспомогательное рабочее тело.
Тогда чисто перекисные движки (как у КК Союз) вообще ноль-компонентные по такой логике.
Отнюдь. Там это основное рабочее тело, назначение которого - создавать тягу. Здесь перекись - вспомогательное рабочее тело, главное назначение которого - крутить ТНА, а не создавать тягу.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 08:25:19Как при низкой энергетике перекиси и давлении в 60 атм. ,
РД-107 умудряется заметно бить Мерлин(100 атм.) по вакуумному УИ = 320 против 311 ?
В любом случае энергетика перекиси выше чем энергетика горючего выбрасываемого через турбину для охлаждения генераторного газа.
Цитата: fagot от 28.08.2022 08:55:43Не нужно подозревать, надо просто посчитать. Помимо степени расширения еще и большая полнота сгорания за счет более совершенной, но и более сложной форсуночной головки.
Нет. БОльшая полнота сгорания за счёт того что горючее не используется для балластировки генератрного газа.
Цитата: azvoz от 28.08.2022 10:17:31Я бы и не удивлялся, если бы расход перекиси не учитывался при расчете заявленного УИ.
Но уважаемый Фагот уверяет, что расход перекиси учитывается.
Вот именно это мне кажется неверным.
Расход перекиси учитывается обязательно. Удельный импульс камеры сгорания РД-107 существенно выше чем удельный импульс всего двигателя.
И расход воды в Викингах от Арианы-4 тоже учитывается.
Цитата: Старый от 28.08.2022 13:46:36Нет. БОльшая полнота сгорания за счёт того что горючее не используется для балластировки генератрного газа.
Вам лучше строить теории про марсианский океан или на худой конец про динозавров.
Цитата: fagot от 28.08.2022 17:42:11Цитата: Старый от 28.08.2022 13:46:36Нет. БОльшая полнота сгорания за счёт того что горючее не используется для балластировки генератрного газа.
Вам лучше строить теории про марсианский океан или на худой конец про динозавров.
Не. Про ЖРД у меня лучше получается. :P
То что в открытой схеме баластировать турбинный газ высококипящим горючим это деньги на ветер известно всем. До такой степени что французы баластировали водой.
Сажа на боках Флакона при посадке это удельный импульс который иза пребывания в твёрдом виде не смог даже расшириться в выхлопном патрубке турбины.
Цитата: Старый от 28.08.2022 17:47:04Не. Про ЖРД у меня лучше получается. :P
То что в открытой схеме баластировать турбинный газ высококипящим горючим это деньги на ветер известно всем. До такой степени что французы баластировали водой.
У вас хорошо получается в местах, где мало фактических данных, там наукообразные гипотенузы выглядят правдоподобно, ЖРД слишком хорошо изучены, чтобы строить на них подобные теории. Так вот всем известно, что энергетика турбогаза на основном компоненте типа керосина и уж тем более НДМГ выше, чем у газа из 82 % перекиси водорода, поэтому расход его на единицу мощности ТНА получается меньше, а УИ двигателя открытой схемы выше. Другое дело, что давление в Мерлине существенно больше, чем в РД-107, соответственно относительный расход топлива на привод ТНА больше, несмотря на его лучшую энергетику, а при меньшей степени расширения сопла это естественно снижает вакуумный УИ двигателя. Ну и полнота сгорания в основной камере даже при равной степени расширения у Мерлина так же хуже.
А водой балластируют только ламеры типа французов 70-х годов.
Цитата: fagot от 28.08.2022 18:57:24Так вот всем известно, что энергетика турбогаза на основном компоненте типа керосина и уж тем более НДМГ выше, чем у газа из 82 % перекиси водорода, поэтому расход его на единицу мощности ТНА получается меньше,
Есть разница - расход керосина или перекиси? Если бы керосин не вылетел в трубу то он дал бы бОльший УИ.
Цитата: azvoz от 27.08.2022 21:31:141)УИ у РД-107/108 указывается с учетом расхода перекиси водорода или без?
2)Какова масса перекиси в РБ на РД-107/108?
1) Учитывается в УИ двигателя
2) В боковушке заправка пероксида 1172 кг, в ЦБ 2625 кг (с учётом гарзапасов и остатков незабора)
Цитата: Старый от 28.08.2022 19:00:51Есть разница - расход керосина или перекиси? Если бы керосин не вылетел в трубу то он дал бы бОльший УИ.
Конечно есть - керосина при равной мощности ТНА расходуется меньше, чем перекиси, и УИ двигателя открытой схемы с ГГ на керосине при одинаковых КС будет выше, чем с ГГ на 82 % перекиси.
Цитата: fagot от 29.08.2022 05:47:04Конечно есть - керосина при равной мощности ТНА расходуется меньше, чем перекиси,
Интересно, сколько в цифрах? Керосин то расходуется не только на горение но и на охлаждение газа. И часть его превращается в высокомолекулярные соединения вплоть до сажи у которых работоспособность ниже чем у кислорода и водяного пара.
Цитата: Старый от 29.08.2022 06:16:42Интересно, сколько в цифрах? Керосин то расходуется не только на горение но и на охлаждение газа. И часть его превращается в высокомолекулярные соединения вплоть до сажи у которых работоспособность ниже чем у кислорода и водяного пара.
На примере РД-107 и РД-111 удельный расход керосинового турбогаза на единицу мощности ТНА меньше примерно на 15 % http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf (http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf). Сажа вообще говоря низкомолекулярная, просто расширяться не может, и по массе ее немного.
Цитата: fagot от 29.08.2022 13:34:13Сажа вообще говоря низкомолекулярная, просто расширяться не может,
Это её не спасает. :)
Вопрос: почему РД 107/108 не охлаждают жидким азотом?
Уменьшится расход на завесу. Теплоемкость выше. Не расходуется компонент РГ.
Логика запуска РД. Запуск ТНА. Наддув через испаритель. Запуск РД. Наддув через рубашку РД. Перекрытие клапана испарителя.
Или такое предлогалось.
Обращаюсь к спецам ;) дано:
УРМ:
-крт - метан+кислород;
-РЗТ блока=260 т;
-тяга земная/пустотная -2х250/2х270=500/540 тс;
-уд. имп. земной/пустотный -326/352 сек.
блок Ц:
-крт - метан+кислород
-РЗТ=920 т;
-тяга земная/пустотная - 250х5/270х5=1250/1350 тс;
-уд. имп. земной/пустотный -326/352 сек
Рассчитать конечные массы ракетных блоков по элементно, включая сухие массы топливных отсеков и двигателей, невыработанные остатки и гарантийные запасы топлива, массы двигателей, массы заливаемого топлива в двигатели.
Не достаточно данных. Задача не корректна.
Цитата: Лог от 14.09.2022 21:10:44Не достаточно данных. Задача не корректна.
Но решаема. Хотя и имеет бесконечное множество правильных решений, лежащих в диапазоне "от и до" с каким-то законом распределения.
Цитата: Дмитрий В. от 14.09.2022 22:30:03Цитата: Лог от 14.09.2022 21:10:44Не достаточно данных. Задача не корректна.
Но решаема. Хотя и имеет бесконечное множество правильных решений, лежащих в диапазоне "от и до" с каким-то законом распределения.
Квантовая неопределенность?
Цитата: Лог от 15.09.2022 13:51:15Цитата: Дмитрий В. от 14.09.2022 22:30:03Цитата: Лог от 14.09.2022 21:10:44Не достаточно данных. Задача не корректна.
Но решаема. Хотя и имеет бесконечное множество правильных решений, лежащих в диапазоне "от и до" с каким-то законом распределения.
Квантовая неопределенность?
На том этапе, для которого поставил задачу большой, масса отсеков, остатков незабора и т.п - могут быть определены с какими-то матожиданиями и дисперсиями. На этапе предварительного проектирования они определяются с точностью плюс-минус 10%, на этапе выпуска КД - плюс-минус 3% или около того.
Вы хотите сказать, что по этим вводным данным можно плюс минус 10%. Рассчитать блок?
Но ведь габариты должны быть в условии.
И конкретный ЖРД?
Цитата: Лог от 15.09.2022 15:56:33Но ведь габариты должны быть в условии.
При такой размерности габариты сравнительно слабо влияют на относительные массы отсеков.
Цитата: Дмитрий В. от 15.09.2022 21:00:45Цитата: Лог от 15.09.2022 15:56:33Но ведь габариты должны быть в условии.
При такой размерности габариты сравнительно слабо влияют на относительные массы отсеков.
Я правильно понял? Это "Энергия" на метановых ускорителях?
Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.
Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.
Вроде уж точно не японский.
Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.
Ответа не знаю.
Но в связи с этим вопрос по Луне.
Возможен ИСЛ с круговой орбитой 1000 м?
Вроде возможен. А меньше?
Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.
Круговую менее 100 миль, держали неделю.
А если менее 100 км то только если какая-нибудь ВЭО должна была быть
https://dailytechinfo.org/space/10773-yaponcy-ustanovili-rekord-po-minimalnoy-vysote-orbity-iskusstvennogo-sputnika.html
Вот кстати.
А если бы Луна была шаром, мог ли спутник Луны иметь орбиту высотой , скажем, метр?
Цитата: Штуцер от 17.09.2022 08:35:26Вот кстати.
А если бы Луна была шаром, мог ли спутник Луны иметь орбиту высотой , скажем, метр?
При текущей разнородной плотности Луны - точно нет.
При однородной плотности - мог бы.
Но не особо долго - все таки атмосфера Луны не абсолютно нулевая.
Цитата: Старый от 16.09.2022 18:39:24Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.
Вроде уж точно не японский.
Напряги свою могучую память!
Цитата: Дмитрий В. от 17.09.2022 15:03:57Цитата: Старый от 16.09.2022 18:39:24Цитата: Дмитрий В. от 16.09.2022 14:38:04Коллеги, напомните, плиз, у какого ИСЗ был самый низкий перигей на более-менее устойчивой орбите. Что-то в голове крутится какой-то японский спутник с перигеем менее 100 км.
Вроде уж точно не японский.
Напряги свою могучую память!
Уже вспормнил... :) Но чтото мне подсказывает что ещё были американские Эксплореры серии ADE и ещё чтото там.
Цитата: Штуцер от 17.09.2022 00:01:10Но в связи с этим вопрос по Луне.
Возможен ИСЛ с круговой орбитой 1000 м?
Вроде возможен. А меньше?
Нет, невозможен.
Во-первых, на Луне есть горы высотой до 5500 м.
Во-вторых, неоднородности гравитационного поля Луны создают проблемы и для спутников на орбитах в 100 000 м: требуется регулярная коррекция двигателями.
Цитата: SONY от 17.09.2022 23:17:32Цитата: Штуцер от 17.09.2022 00:01:10Но в связи с этим вопрос по Луне.
Возможен ИСЛ с круговой орбитой 1000 м?
Вроде возможен. А меньше?
Нет, невозможен.
Во-первых, на Луне есть горы высотой до 5500 м.
Во-вторых, неоднородности гравитационного поля Луны создают проблемы и для спутников на орбитах в 100 000 м: требуется регулярная коррекция двигателями.
Во-первых , если не круговая , а с перицентром в 1000м (да хоть метр)- то
да , возможна такая орбита . Во-вторых -
не возможна , так как Луна всё-таки вращается (хоть и
низенько медленно ) , и спутник "все горы соберёт в итоге". В-третьих - и
да и
нет , смотря на какое время рассматривать (кроме вращения(в первую очередь) + либрация (Земля , да и Солнце , да и "ветер" заодно) + неоднородность плотности + "атмосфера" ).
А если бы не было атмосферы и гор? )
Цитата: Iv-v от 18.09.2022 07:34:28А если бы не было атмосферы и гор?
А Земля рядышком , будет всё раскачивать - плоскость орбиты ведь будет поворачиваться относительно Её (лунный месяц). А это потеря кинетической энергии в итоге . (периодические возмущающие силы). (хотя , хмм ...возможно и не прав - некуда энергии теряться . Это Луна , например в приливы теряет , а спутнику вроде и некуда , в ощутимых количествах (хотя теоретически и да )).
Цитата: OlegN от 18.09.2022 07:30:50Во-первых. Во-вторых. В-третьих.
Прям-таки царь Соломон: все правы. Или эффективный манагер: да и нет не говорите. :P
Цитата: Владимир Юрченко от 18.09.2022 19:38:06Цитата: OlegN от 18.09.2022 07:30:50Во-первых. Во-вторых. В-третьих.
Прям-таки царь Соломон: все правы. Или эффективный манагер: да и нет не говорите. :P
Да не ... Просто нет однозначного ответа . Всего лишь ... Вы этого не понимаете ? Эффективный manager ? Ну да ... Вскрылся ( Знавали таких )...
Цитата: azvoz от 17.09.2022 12:11:44Цитата: Штуцер от 17.09.2022 08:35:26Вот кстати.
А если бы Луна была шаром, мог ли спутник Луны иметь орбиту высотой , скажем, метр?
При текущей разнородной плотности Луны - точно нет.
При однородной плотности - мог бы.
Но не особо долго - все таки атмосфера Луны не абсолютно нулевая.
Не абсолютно. Но какой высоте земной она соответствует?
Имхо, в общем и целом с кучей оговорок как-то сравнимо с тем, что на высоте 200-300 км.
NASA заявляет (https://nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/factsheet/moonfact.html), что "Surface pressure (night): 3 x 10-15 bar (2 x 10-12 torr)".
NOAA заявляет (https://www.ngdc.noaa.gov/stp/space-weather/online-publications/miscellaneous/us-standard-atmosphere-1976/us-standard-atmosphere_st76-1562_noaa.pdf), что даже на высоте 1 000 000 м (т.е. 1000 км) давление на порядок выше (страница 73 по нумерации страниц, 88 по нумерации PDF).
Где то я читал, что на куб см ночью на луне 100 000 молекул, днем около 10 000
Цитата: SONY от 20.09.2022 20:42:00NASA заявляет (https://nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/factsheet/moonfact.html), что "Surface pressure (night): 3 x 10-15 bar (2 x 10-12 torr)".
NOAA заявляет (https://www.ngdc.noaa.gov/stp/space-weather/online-publications/miscellaneous/us-standard-atmosphere-1976/us-standard-atmosphere_st76-1562_noaa.pdf), что даже на высоте 1 000 000 м (т.е. 1000 км) давление на порядок выше (страница 73 по нумерации страниц, 88 по нумерации PDF).
Таким образом, если Луна - идеальный шар, то спутник мог летать сотни лет на высоте пару метров? Про приливные силы пока забудем. ))
Цитата: Штуцер от 21.09.2022 15:16:54Таким образом, если Луна - идеальный шар, то спутник мог летать сотни лет на высоте пару метров? Про приливные силы пока забудем. ))
Если бы Луна была по форме идеальным шаром с идеальным сферически-симметричным распределением массы внутри и находилась в межзвёздном пространстве, вдали от любых других массивных тел, то сферический конь в вакууме мог бы неограниченно долго летать по орбите вокруг неё на высоте одного метра.
Цитата: SONY от 21.09.2022 16:09:29Цитата: Штуцер от 21.09.2022 15:16:54Таким образом, если Луна - идеальный шар, то спутник мог летать сотни лет на высоте пару метров? Про приливные силы пока забудем. ))
Если бы Луна была по форме идеальным шаром с идеальным сферически-симметричным распределением массы внутри и находилась в межзвёздном пространстве, вдали от любых других массивных тел, то сферический конь в вакууме мог бы неограниченно долго летать по орбите вокруг неё на высоте одного метра.
Так.
Теперь вносим селеноид Луны, влияние Земли, горы и впадины. Какова минимальная высота?
Возможно ли криогенное твёрдое топливо? Например, кислородный снег (тертый кислородный лёд) в замороженном керосине или типа того.
Вопрос к знатокам. Если на завесное охлаждение РД 107 подавать сжиженный азот? Будет положительный эффект?
У него же больше атомная масса, чем даже у чистого углерода, не говоря про керосин, где разбавлено водородом.
У продуктов разложения керосина молекулярная масса будет выше, однако расход на завесу это единицы процентов и усложнение двигателя подводом дополнительного компонента к камере не оправдано.
Цитата: Feol от 30.09.2022 11:55:13У него же больше атомная масса, чем даже у чистого углерода, не говоря про керосин, где разбавлено водородом.
Компактнее хранение. Выше конструкционное совершенство.
Цитата: fagot от 30.09.2022 13:54:12У продуктов разложения керосина молекулярная масса будет выше, однако расход на завесу это единицы процентов и усложнение двигателя подводом дополнительного компонента к камере не оправдано.
Криогенный компонент, выше теплоёмкость.
Цитата: Лог от 01.10.2022 09:57:43Компактнее хранение. Выше конструкционное совершенство.
Отдельная ёмкость и система подачи охладителя добавляет компактности и конструктивного совершенства? Это гениально. Надо патентовать.
Цитата: Лог от 01.10.2022 09:57:43Выше конструкционное совершенство.
Даже с конструктивным совершенством не все просто:
отдельные баки, насосы, регулирующая аппаратура.
А с производственно-технологическим совершенством
и с эксплуатационным совершенством так вообще полный швах.
Гениальность в простоте, а не в изобретении машин Голдберга 8)
Цитата: Плейшнер от 01.10.2022 10:25:05Цитата: Лог от 01.10.2022 09:57:43Выше конструкционное совершенство.
Даже с конструктивным совершенством не все просто:
отдельные баки, насосы, регулирующая аппаратура.
А с производственно-технологическим совершенством
и с эксплуатационным совершенством так вообще полный швах.
Гениальность в простоте, а не в изобретении машин Голдберга 8)
Спасибо уважаемый Плейшнер. А, что за машина Голдберга?
Цитата: Лог от 01.10.2022 10:29:13А, что за машина Голдберга?
Немного странно, что Вам
лень искать. :)
http://www.lki.ru/text.php?id=5410
Цитата: Лог от 01.10.2022 10:29:13А, что за машина Голдберга?
Применительно к ракетостроению - РН Ангара. ;D
Цитата: fagot от 30.09.2022 13:54:12У продуктов разложения керосина молекулярная масса будет выше, однако расход на завесу это единицы процентов и усложнение двигателя подводом дополнительного компонента к камере не оправдано.
На Р7 есть жидкий азот. Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.
Цитата: mihalchuk от 01.10.2022 23:56:08На Р7 есть жидкий азот. Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.
Азот есть, а подвода его к камере нет.
Цитата: mihalchuk от 01.10.2022 23:56:08Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.
Думается уже изучили, для НДМГ+АТ
Цитата: Плейшнер от 02.10.2022 06:36:57Цитата: mihalchuk от 01.10.2022 23:56:08Тут проблема в том, что азот при высоких температурах не инертен и будет реагировать с металлом, и этот процесс в КС нужно изучить.
Думается уже изучили, для НДМГ+АТ
Возможно. Только я подзабыл, чем там делается завеса - амилом или гептилом?
НДМГ естественно.
Цитата: fagot от 02.10.2022 11:34:32НДМГ естественно.
Ну да. Только азот в продуктах разложения НДМГ и просто азот будут значительно отличаться по воздействию. В том смысле, что в первом случае будут идти химические реакции, нейтрализующие азотирование металла. Возможно, ничего страшного не будет, но исследование требуется. Хотя посмотрел в справочники, медь слабо взаимодействует с азотом до 1000 к (характерная температура на стенке).
Азот на завесу это бред независимо от его взаимодействия со стенкой.
Опускал я как то руку в жидкий азот. Ощущение приятное. Но в охлаждающих свойствах азота с тех пор сильно сомневаюсь... ;D
Завеса из керосина помимо всего прочего чёрная и поэтому не пропускает излучение.
Почему же. Азот эффективно защитил стенки сосуда от нагрева вашей рукой ;)
Цитата: Старый от 02.10.2022 21:18:25Завеса из керосина помимо всего прочего чёрная и поэтому не пропускает излучение.
При давлении в камере ниже 70 атм. керосин образует сажу на внутренней стороне камеры. Этот слой уменьшает тепловой поток в стенку примерно вдвое.
Цитата: Старый от 01.10.2022 11:47:51Цитата: Лог от 01.10.2022 10:29:13А, что за машина Голдберга?
Применительно к ракетостроению - РН Ангара. ;D
Применительно к Старому это нагромождение пустых сообщений ;D
Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?
Случайно нет.
Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?
Обычное, с фрезерованными каналами.
Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Обычное, с фрезерованными каналами.
Кстати, еще вопрос.
1 ступень у Энергии 6СЛ на какой высоте и дальности отделялось?
Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?
Обычное, с фрезерованными каналами.
Посмотрел в Калуге. На сопле изнутри и снаружи подозрительные продольные углубления и снаружи сопло охвачено бандажами.
Цитата: Штуцер от 04.10.2022 19:29:57Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Обычное, с фрезерованными каналами.
Кстати, еще вопрос.
1 ступень у Энергии 6СЛ на какой высоте и дальности отделялось?
Высота около 51 км, дальность не помню
Спасибо.
Ночь была ясная, го разделение не запомнил. ((
Цитата: Старый от 04.10.2022 19:46:18Цитата: Дмитрий В. от 04.10.2022 19:23:43Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?
Обычное, с фрезерованными каналами.
Посмотрел в Калуге. На сопле изнутри и снаружи подозрительные продольные углубления и снаружи сопло охвачено бандажами.
Бандажи потому что высотное сопло работает от земли, нагрузки большие.
Цитата: mihalchuk от 05.10.2022 00:04:36Бандажи потому что высотное сопло работает от земли, нагрузки большие.
С чего бы это они больше?
А продольные выемки?
.РД-0120
Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.
Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Цитата: Александр Геннадьевич Шлядинский от 05.10.2022 11:41:31Цитата: Лог от 05.10.2022 11:34:36Цитата: Штуцер от 05.10.2022 10:32:16.
Разъясните пожалуйста, функцию агрегата слева, на снимке.
Табуретка.
типа того. )))
Стартовый стол для МБР наземного старта Десна-Н
Десна-НЕе же приспосабливали для испытаний САС.
Как королеских, так и челомеевских.
ЗЫ Снимок кликабельный, табличка читается.
Цитата: Старый от 05.10.2022 06:29:15Цитата: mihalchuk от 05.10.2022 00:04:36Бандажи потому что высотное сопло работает от земли, нагрузки большие.
С чего бы это они больше?
А продольные выемки?
На режиме перерасширения давление снаружи сопла больше, чем внутри. Выемки не такие, как на 0110?
Так и думал, что рёбра жёсткости. Чтобы не схлопнулось. Тоже казалось, когда первый раз увидел фото, что на 110 трубчатое сопло. Но у нас трубчатые, вроде, вообще никогда не делали?
Цитата: Feol от 05.10.2022 15:22:58Так и думал, что рёбра жёсткости. Чтобы не схлопнулось. Тоже казалось, когда первый раз увидел фото, что на 110 трубчатое сопло. Но у нас трубчатые, вроде, вообще никогда не делали?
В России нет, а в СССР, вроде, КБЮ сделало какой-то движок с трубчатой камерой. По слухам, абсолютно не проверенным, с трубчатыми камерами экспериментировал завод Металлист-Самара в стародавние времена.
Цитата: Старый от 04.10.2022 15:48:19Вот какой меня вопросик посетил: А у русского SSME, то есть у РД нашего 0120 (11Д122) сопло случайно не трубчатой конструкции?
Обычное, паяное.
Во дворе универа стояло сопло от него, мог в этом убедиться сам.
Цитата: Дмитрий В. от 05.10.2022 15:32:19В России нет, а в СССР, вроде, КБЮ сделало какой-то движок с трубчатой камерой.
Двигун 8Д612 орбитальной ступени от 8К69.
Насколько помню, там трубчатыми были цилиндр, дозвук и начало сверхзвука. Остальной сверхзвук уже был традиционным паяно-сварным.
Цитата: fagot от 05.10.2022 14:24:45Выемки не такие, как на 0110?
Нет. И главное - с обоих сторон.
Цитата: fagot от 05.10.2022 14:24:45На режиме перерасширения давление снаружи сопла больше, чем внутри.
И на сколько больше и на каком участке?
Цитата: Feol от 05.10.2022 15:22:58Тоже казалось, когда первый раз увидел фото, что на 110 трубчатое сопло.
На 110-м открытые гофры.
Цитата: Старый от 05.10.2022 16:23:15Нет. И главное - с обоих сторон.
Скорее всего, проступили рёбра. такое бывает.
Цитата: Старый от 05.10.2022 16:24:55И на сколько больше
По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.
Цитата: Старый от 05.10.2022 16:24:55на каком участке?
Можно посчитать в программе термодинамического расчёта в каком сечении давление газов опускается до 1 атм. (всё, что ниже по потоку - давление меньше), но в 12-м часу ночи откровенно лень. :)
Вот например у 11Д33 видно, как проступили рёбра после пайки. (Там паяют в печи, причём под избыточным давлением - снаружи повышают давление, а сборку вакуумируют - дабы обеспечить плотное прилегание оболочек.)
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35Скорее всего, проступили рёбра. такое бывает.
В обе стороны? ??? ::)
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.
Настолько приличное что рубашку внутри которой давление в сотни атмосфер нужно укреплять? ??? ::) :-[ :-\
У SSME, кстати, сопло трубчатое. Камера и начальный участок сопла фрезерованые, о основная часть сопла трубчатая.
Цитата: Старый от 05.10.2022 22:01:09В обе стороны? ??? ::)
На 14Д14М - да. Лично осматривал в цехе.
Цитата: Старый от 05.10.2022 22:04:10Настолько приличное что рубашку внутри которой давление в сотни атмосфер нужно укреплять? ??? ::) :-[ :-\
Видимо, да.
Меня всегда прикалывало, как сопло SSME при запуске "колышется". Не знаю, какое слово подобрать. "Колеблется". Так что не смотря на, сопло не абсолютно жёсткое. :)
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.
Опять же 0.4 атм это на самом срезе. Уже на небольшом расстоянии от него давление больше, а ещё дальше к критическому сечение сильно больше чем 1 атм. Ладно бы бандажом был укреплён срез, но мы видим бандажи по всему соплу.
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 22:27:47Видимо, да.
Меня всегда прикалывало, как сопло SSME при запуске "колышется". Не знаю, какое слово подобрать. "Колеблется". Так что не смотря на, сопло не абсолютно жёсткое. :)
Так может это срабатывает система качания двигателя?
И "не жёсткое" и "будет смято атмосферным давлением" - не одно и то же.
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 22:27:47Не знаю, какое слово подобрать.
Дышит.
Цитата: Штуцер от 05.10.2022 22:33:22Дышит.
О, спасибо))
Вот здесь где-то на 4:25 видно, как оно дышит.
https://www.youtube.com/watch?v=wlz5u1OBe_c
Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 22:41:39Вот здесь где-то на 4:25 видно, как оно дышит.
Ага, вижу.
Описание КС 11Д122 из книги "Прочность и ресурс ЖРД".
У РД0122 давление на стенки у среза примерно такое же, как у американского аналога - 0,18 атм., так что у земли атмосфера снаружи его хорошо сдавливаетю
У РД-0120 степень расширения больше, чем у ССМЕ, так что давление на срезе еще пониже будет.
Цитата: Старый от 05.10.2022 22:04:10Цитата: C-300-2 от 05.10.2022 21:50:35По памяти на срезе у 11Д122 давление 0,4 атм. Так что там разница 0,6 атм, а это весьма приличное давление.
Настолько приличное что рубашку внутри которой давление в сотни атмосфер нужно укреплять? ??? ::) :-[ :-\
Рубашка работает на растяжение, а сопло в целом - на устойчивость оболочки.
Цитата: fagot от 06.10.2022 03:27:27У РД-0120 степень расширения больше, чем у ССМЕ, так что давление на срезе еще пониже будет.
Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.
Цитата: fagot от 06.10.2022 03:29:49Рубашка работает на растяжение, а сопло в целом - на устойчивость оболочки
Это характерно какраз для трубчатого сопла когда внутренним давлением нагружена каждая отдельная трубка, а все вместе они нуждаются в укреплении чтобы трубки не оторвало одну от другой.
Цитата: C-300-2 от 06.10.2022 01:18:37Описание КС 11Д122 из книги "Прочность и ресурс ЖРД".
Спасибо, прийму к сведению. Но всё рано на вид выглядит странно. :)
Блин!кто-нибудь,что нибудь знает?Там из-за пониженного давления происходит нарушение истекания газо и сильная дополнительная вибрация.Попадалась картинка.Вроде-как даже сопло оторвать может.Потому и дополнительная жёсткость требуется.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:35:54Спасибо, прийму к сведению. Но всё рано на вид выглядит странно. :)
А то! Конечно, странно. Точнее, необычно. Много ты знаешь ЖРД, работающих от земли с давлением на срезе 0,18 атм., как указывает ув. тов. Михальчук?
Цитата: Юрий Темников от 06.10.2022 07:40:50Блин!кто-нибудь,что нибудь знает?Там из-за пониженного давления происходит нарушение истекания газо и сильная дополнительная вибрация.Попадалась картинка.Вроде-как даже сопло оторвать может.Потому и дополнительная жёсткость требуется.
При определённых условиях (порядка 0,2...0,3 МПа - по памяти; в зависимости ещё от ряда факторов, включая число Маха на срезе) в сопло может войти скачок уплотнения. В этой области у стенки газ затормозится, температура резко повысится, тепловой поток будет весьма значителен. И это приведёт к прогару стенки.
Например, высотный 11Д55 испытывают на наземном стенде, но с организацией душирования - в сопло вводят коллектор, который подаёт воду на стенку и не даёт образоваться прогару.
Цитата: Юрий Темников от 06.10.2022 07:40:50Вроде-как даже сопло оторвать может.Потому и дополнительная жёсткость требуется.
Это если скачок не войдёт. Тогда сопло может смять "розочкой". Я не видел, мой коллега из КБХМ говорил, что видел своими глазами.
Вот чтобы не смяло, то и увеличивают жёсткость.
Если посмотрите видео работы ССМЕ выше, то увидите те самые "колыхания" сопла. Мысленно усильте их - и вот схлопывание сопла.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.
Щяс, пожру и прикину, в каком сечении давление становится 1 атм.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:34:50Это характерно какраз для трубчатого сопла когда внутренним давлением нагружена каждая отдельная трубка, а все вместе они нуждаются в укреплении чтобы трубки не оторвало одну от другой.
А уще про характерные размеры трубок вспомни, по сравнению с гофрами. Никто и никогда не делал трубчатое сопло с такими мелкими трубками.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.
Не-а.Цитироватьне может быть больше 1 атмосферы.
Конгениально. Хотя при старте с Венеры - может. ;DОдна атмосфера для больших площадей и диаметров - это очень много. 100 кг на дециметр квадратный.
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.
Отрицательный перепад начинается как раз примерно с места установки верхнего бандажа и его может быть вполне достаточно для деформации сопла.
Цитата: fagot от 06.10.2022 11:30:14его может быть вполне достаточно для деформации сопла.
Тем более в условиях вибрации и различных колебаний.
Интересно, динамические деформации сопла при запуске шаттловских водородников на SLS устранили? Или так же забили на это. Ничего хорошего, имхо, в этом явлении нет, рано или поздно что-нибудь случится.
Друзья, у кого-нибудь есть данные по районам падения ОЧ РН при стартах из Восточного (имеющихся данных недостаточно). Нужны:
- дальность от Восточного до центра района
- размеры полуосей эллипса рассеивания.
Можно в личку.
Есть такая карта
... но это еще Свободный (
Цитата: Штуцер от 06.10.2022 18:53:47Есть такая карта
Спасибо!..
А есть в разрешении получше (да, я зажрался; ну, а вдруг?)? :)
Старый, ты про это?.. Тут как раз отлично отпечатались каналы в сопле. (Это как раз 11Д122.)
Цитата: C-300-2 от 06.10.2022 19:10:03а вдруг?)?
Увы. ((
Максимум то , что дается в "открыть в новом окне".
Цитата: Штуцер от 06.10.2022 20:29:27Увы. ((
Максимум то , что дается в "открыть в новом окне".
Всё равно спасибо! :D
Цитата: Старый от 06.10.2022 06:31:04Всё равно отрицаельный перепад может быть только вблизи среза сопла и не может быть больше 1 атмосферы.
Одна атмосфера - это ого-го при сжатии.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/333225.jpg)
Собственно, подобных двигателей немного: РД-0120, SSME и Vulcan. Последний менее выражен, у поздней модификации геометрическая степень расширения 60, а у SSME - 77.
У Вулкана и давление в камере гораздо ниже, так что давление на срезе может быть сравнимо. Еще забыли LE-7 и YF-77.
Ладно, на срезе. Но почему бандажи чуть ли не до самого критического сечения?
Цитата: C-300-2 от 06.10.2022 20:01:07Старый, ты про это?.. Тут как раз отлично отпечатались каналы в сопле. (Это как раз 11Д122.)
Не могу сказать. Я обратил внимание что рёбра какраз в концевой части сопла. Я поводил пальцем и они были ясно ощутимы. И главное что меня смутило - они видны и ясно ощутимы и на внешней стенке. Внутренняя ладно, медный слав, мягкий, при огневом испытании от давления и нагрева могла деформироваться. Но внешняя то стенка прочная, стальная. Как сквозь неё то рёбра пропечатались?
Может, при пайке вакуумируют внутренность каналов, а давление (атмосферное или искусственное избыточное) с обеих сторон (внешней и огневой стенки) сдавливает их. По идее, именно так пайка должна максимально скрепить внешнюю силовую оболочку с огневой стенкой.
Цитата: Feol от 09.10.2022 19:22:48Может, при пайке вакуумируют внутренность каналов, а давление (атмосферное или искусственное избыточное) с обеих сторон (внешней и огневой стенки) сдавливает их. По идее, именно так пайка должна максимально скрепить внешнюю силовую оболочку с огневой стенкой.
Если конструкция рассчитана на внутреннее давление в сотни атмосфер то как её может деформировать внешним давлением в 1 атм? К тому же на мой кривой глаз выдавило наружу плоские участки между рёбрами превратив каналы в некое подобие круглых трубок. Вобщем каналы раздуты внутренним давлением а не обжаты внешним, как мне кажется.
Цитата: Feol от 09.10.2022 19:22:48Может, при пайке вакуумируют внутренность каналов, а давление (атмосферное или искусственное избыточное) с обеих сторон (внешней и огневой стенки) сдавливает их. По идее, именно так пайка должна максимально скрепить внешнюю силовую оболочку с огневой стенкой.
Так и делают.
Цитата: Старый от 09.10.2022 18:30:22Внутренняя ладно, медный слав, мягкий, при огневом испытании от давления и нагрева могла деформироваться. Но внешняя то стенка прочная, стальная. Как сквозь неё то рёбра пропечатались?
В районе сверхзвука у 11Д122 и рубашка, и огневая стенка стальные.
п. С. досчитать - досчитал, всё выложить результаты расчёта забываю.
Цитата: C-300-2 от 09.10.2022 20:58:00Цитата: Старый от 09.10.2022 18:30:22Внутренняя ладно, медный слав, мягкий, при огневом испытании от давления и нагрева могла деформироваться. Но внешняя то стенка прочная, стальная. Как сквозь неё то рёбра пропечатались?
В районе сверхзвука у 11Д122 и рубашка, и огневая стенка стальные.
п. С. досчитать - досчитал, всё выложить результаты расчёта забываю.
Внутренняя стенка из соображений теплопроводности должна быть тонкая, допускаю что она могла деформироваться. Но внешняя то как?
Цитата: Старый от 09.10.2022 21:13:54Внутренняя стенка из соображений теплопроводности должна быть тонкая, допускаю что она могла деформироваться. Но внешняя то как?
А внешняя ближе к срезу тоже тонкая. Там главное - удержать давление от жидкости в каналах, а составляющая усилий от тяги уже незначительна. И так как материал внутренней стенки имеет прочность меньше, чем наружной из-за нагрева, то выходит, что там наружная и внутренняя стенки могут быть одной толщины.
Глянул для примера как у РД-119. Там на значительной длине сверхзвукового сопла толщина огневой стенки равна толщине рубашки.
Цитата: C-300-2 от 09.10.2022 23:23:24А внешняя ближе к срезу тоже тонкая. Там главное - удержать давление от жидкости в каналах, а составляющая усилий от тяги уже незначительна.
Так давление в каналах по моему и создаёт основную нагрузку на оболочку.
Цитата: Старый от 09.10.2022 20:54:40К тому же на мой кривой глаз выдавило наружу плоские участки между рёбрами превратив каналы в некое подобие круглых трубок. Вобщем каналы раздуты внутренним давлением а не обжаты внешним, как мне кажется.
Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь. В итоге те места, где находятся рёбра, деформировались минимально и кажутся выпуклыми.
Цитата: Старый от 09.10.2022 18:23:43Ладно, на срезе. Но почему бандажи чуть ли не до самого критического сечения?
Отрицательный перепад начинается примерно с верхнего бандажа.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 01:37:58Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь.
??? ::) :-[ :-\ Какое давление внутри каналов?
Господа, вы подбираетесь к сведениям, за которые в нонешние времена могут и посадить! ;D
Цитата: Старый от 10.10.2022 07:01:41Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 01:37:58Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь.
??? ::) :-[ :-\ Какое давление внутри каналов?
Не давление, а разница давлений. При пайке снаружи камеры, в печи, давление избыточное, а внутренность сборки вакуумирована. Вот эта разница давлений и прогибает стенки каналов вовнутрь.
Цитата: mihalchuk от 10.10.2022 07:40:08Господа, вы подбираетесь к сведениям, за которые в нонешние времена могут и посадить! ;D
Шутки-шутками, а многие вещи я тут не пишу, ибо...
Цитата: Старый от 10.10.2022 07:01:41Какое давление внутри каналов?
Какое бы ни было.
Каналы по наружным стенкам вдавлены вовнутрь.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 11:50:25При пайке снаружи камеры, в печи, давление избыточное,
ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Да, вы правы. Поэтому выше я и писал, что определяющим является именно перепад давлений. :) Короче, говорим об одном несколько разными словами.
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 13:11:27Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Да, вы правы. Поэтому выше я и писал, что определяющим является именно перепад давлений. :) Короче, говорим об одном несколько разными словами.
Старому приходится объяснять разными способами.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:04:43Цитата: Старый от 10.10.2022 07:01:41Какое давление внутри каналов?
Какое бы ни было.
Каналы по наружным стенкам вдавлены вовнутрь.
Это уже чтото с отменой законов физики.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 13:13:26Старому приходится объяснять разными способами.
Тебе надо разобраться что и под каким давлением находится внутри каналов.
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:24:12Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
И? :D
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:25:00Цитата: Штуцер от 10.10.2022 13:13:26Старому приходится объяснять разными способами.
Тебе надо разобраться что и под каким давлением находится внутри каналов.
Обязательно.
А тебе - разобраться с сопроматом.
Ты как не знал его, так и не знаешь очень и очень досконально. ;D
Цитата: C-300-2 от 10.10.2022 01:37:58Цитата: Старый от 09.10.2022 20:54:40К тому же на мой кривой глаз выдавило наружу плоские участки между рёбрами превратив каналы в некое подобие круглых трубок. Вобщем каналы раздуты внутренним давлением а не обжаты внешним, как мне кажется.
Скорее, так: разницей давлений каналы вогнуло вовнутрь. В итоге те места, где находятся рёбра, деформировались минимально и кажутся выпуклыми.
Совершенно точно.
Вот сопло в разборе. Предположительно 11Д43
Каналы продавились и снаружи и внутри. В этой конструкции каналы фрезерованные.
img065.jpg
Кликабельно
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:39:45Совершенно точно.
Вот сопло в разборе. Предположительно 11Д43
Вот здесь на 11Д43 чуть видна та ребристость. Причём она проявляется именно на четырёхсотой секции (вторая сверхзвуковая секция, последняя) - там, где металл уже тонкий. На первой секции (где цилиндр-дозвук-только-только начало сверхзвука), с самой толстой рубашкой (силовой стенкой) ребристости нет. На следующей секции (первая секция сверхзвука) она уже чуть проявляется на рубашке.
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:30:05Цитата: Старый от 10.10.2022 14:24:12Цитата: Штуцер от 10.10.2022 12:45:29ИМХО, именно избыточное давление определяет геометрию. Одна атмосфера или ноль внутри каналов - стенку это не изогнет.
Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
И? :D
И как же их может плющить внутрь?
Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:39:45Каналы продавились и снаружи и внутри. В этой конструкции каналы фрезерованные.
Так в какую сторону их деформировало? Наружу или внутрь?
Цитата: Старый от 10.10.2022 21:23:44Так в какую сторону их деформировало? Наружу или внутрь?
Внутрь.
Цитата: Старый от 10.10.2022 21:21:45И как же их может плющить внутрь?
Я это тут уже раза два или три объяснил.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 09:26:30Цитата: Старый от 10.10.2022 21:21:45И как же их может плющить внутрь?
Я это тут уже раза два или три объяснил.
В процессе пайки, чтоли?
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 09:48:40Цитата: Старый от 11.10.2022 09:34:37В процессе пайки, чтоли?
Ага.
Перепадом в 1 атмосферу? А потом перепадом в 200 атмосфер не раздуло обратно?
Цитата: Старый от 10.10.2022 21:23:44Цитата: Штуцер от 10.10.2022 19:39:45Каналы продавились и снаружи и внутри. В этой конструкции каналы фрезерованные.
Так в какую сторону их деформировало? Наружу или внутрь?
Внутрь конструкции. Независимо, фрезерованные или гофрированные.
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 09:57:57Внутрь конструкции. Независимо, фрезерованные или гофрированные.
Так как же перепадом в 1 атм деформировало каналы рассчитанные на перепад 200 атм, и почему при огневом испытании их не деформировало в обратную сторону?
Старый понял о чем речь. )))
Он сначала полагал, что каналы, как вены, вздуваются от рабочего давления 200 атмосфер компонента.
При КТИ, надо полагать.
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:24:12Внутри каналов находится водород под давлением превышающим давление в камере сгорания. В данном случае 200 атмосфер, да?
Цитата: Старый от 10.10.2022 14:25:00Тебе надо разобраться что и под каким давлением находится внутри каналов.
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 10:29:20Он сначала полагал, что каналы, как вены, вздуваются от рабочего давления 200 атмосфер компонента.
Весь фикус в том, что после пайки узел (а КС состоит из нескольких узлов, обычно, двух-трёх) проходит гидроиспытание на прочность давлением 1,2...1,5 рабочего. И после этого каналы остаются вогнутыми. Так что давление охлаждающей жидкости в процессе КТИ уж тем более не сможет выдавить их наружу.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 10:58:12Весь фикус в том, что после пайки узел (а КС состоит из нескольких узлов, обычно, двух-трёх) проходит гидроиспытание на прочность давлением 1,2...1,5 рабочего. И после этого каналы остаются вогнутыми. Так что давление охлаждающей жидкости в процессе КТИ уж тем более не сможет выдавить их наружу.
Давлением в обратном направлении по сравнению с рабочим? ??? ::) Не на разрыв пайки а на прижатие? :-[ :-\
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 10:58:12Весь фикус в том, что после пайки узел (а КС состоит из нескольких узлов, обычно, двух-трёх) проходит гидроиспытание на прочность давлением 1,2...1,5 рабочего. И после этого каналы остаются вогнутыми.
Так это напрямую следует из сопромата, в котором Старый слаб.
Да, а про опрессовку я и забыл. )
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 11:19:17Так это напрямую следует из сопромата, в котором Старый слаб.
Да, а про опрессовку я и забыл. )
Я, как заводчанин, рассуждаю больше практическими категориями. :) Можно узел и не пытать, а собрать сразу в КС и гидровать уже там. Но в таком случае, если узел бракованный, в бадью уйдёт вся КС разом. Поэтому пытают сначала узел, а потом уже и всю КС в сборе.
Так, тут надо поймать ту тонкую грань, после которой точно не стОит давать комментарии...
Сейчас скину фотки стенки сопла с гофрой. Там хорошо видно, что внутренняя стенка вдавлена внутрь, а наружная - гладкая. Тоже с быстрой разборки. ))
Тут локация такая что это скорее всего УР-200, но может быть и УР-100.
...
наружная силовая оболочка ровная
Вот это место интересное. Стык листов гофр. Получается, каналы внутри не сходятся:
Цитата: Старый от 11.10.2022 11:04:33Давлением в обратном направлении по сравнению с рабочим? ??? ::) Не на разрыв пайки а на прижатие? :-[ :-\
Разумеется, в том же.
В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
Цитата: Старый от 11.10.2022 11:04:33Давлением в обратном направлении по сравнению с рабочим?
При опрессовке - естественно в том же направлении, как и при работе.
Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм.
Под трубчатыми понимаются камеры типа F-1 ?
Цитата: Штуцер от 11.10.2022 13:03:53Вот это место интересное. Стык листов гофр. Получается, каналы внутри не сходятся:
Это гофрированная проставка. А в ней всё не пойми как.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Спасибо за ответ.
Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналам интуитивное представляется очень неочевидным и, вероятно, трудоемким процессом. Можно ли где то об этом почитать?
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.
Фрезерованные каналы тоже трудоемкий процесс.
Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналам
Пайка идёт по вершинам рёбер огневой стенки к рубашке.
На рубашке не делают каналов, так как тогда зона пайки будет максимально близка к горячей огневой стенке, что ослабит прочность паяного соединения.
Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Можно ли где то об этом почитать?
Технология выполнения паяных соединений. Ч. 2. Пайка камер сгорания и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей https://m.vk.com/wall-168889474_351
Мне кажется, что из-за колоссальной температуры при пайке металл размягчается и по этому каналы прогибаются под внешним давлением. А при штатной работе камеры+сопла эффективное охлаждение жидкостью компонента не допускает сильно высокой температуры и каналы обратно уже не деформируются.
Цитата: Feol от 11.10.2022 17:36:03Мне кажется, что из-за колоссальной температуры при пайке металл размягчается и по этому каналы прогибаются под внешним давлением. А при штатной работе камеры+сопла эффективное охлаждение жидкостью компонента не допускает сильно высокой температуры и каналы обратно уже не деформируются.
А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналам интуитивное представляется очень неочевидным и, вероятно, трудоемким процессом. Можно ли где то об этом почитать?
Тут вопрос не трудоёмкости, а уровня технологий. Это более технологически тонкое и продвинутое производство, чем собирание сопла из трубок.
Цитата: mihalchuk от 11.10.2022 18:10:20Тут вопрос не трудоёмкости, а уровня технологий. Это более технологически тонкое и продвинутое производство, чем собирание сопла из трубок.
Это ещё не известно. Главная проблема трубчатых сопел - они не держат высоких температур и давлений. Поэтому у SSME сопло трубчатое а камера и начальный участок сопла - фрезерованые.
Цитата: mihalchuk от 11.10.2022 18:10:20Цитата: blik от 11.10.2022 14:46:16Сварка/пайка внутренней стенки к фрезерованным каналам интуитивное представляется очень неочевидным и, вероятно, трудоемким процессом. Можно ли где то об этом почитать?
Тут вопрос не трудоёмкости, а уровня технологий. Это более технологически тонкое и продвинутое производство, чем собирание сопла из трубок.
Погодите. Есть три технологии:
1. Трубки.
2. Промежуточная гофра между огневой и силовой стенкой.
3. Фрезерованые каналы в огневой стенке
Цитата: Старый от 11.10.2022 14:48:58Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.
А каналы фрезерует автомат с несколькими фрезами.
Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 18:39:29Цитата: Старый от 11.10.2022 14:48:58Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.
А каналы фрезерует автомат с несколькими фрезами.
Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные. Да и изготовление внешней стенки путём вытяжки та ещё проблема. Трубчатая камера гораздо проще и технологичней.
По-моему, беда с обеспечением точной глубины каналов (толщины остаточной огневой стенки) может быть.
Цитата: Feol от 11.10.2022 19:07:45По-моему, беда с обеспечением точной глубины каналов (толщины остаточной огневой стенки) может быть.
Сколько я работал, с этим ни разу проблем не было :) Проблемы были в других областях. :)
Рассказывали байку в институте, что на Красмаше в какие-то там времена была проблема с фрезеровкой чего-то. Постоянно на какие-то датчики в оборудовании попадала стружка, из-за чего 80% шло в брак. Впрочем, допустимый коэффициент использования металла был такой, что и ладно бы. Но нашелся кто-то, кто устранил проблему, да так, что брак исчез вообще. Предвкушая премию за рац. предложение, уже присмотрел себе прицеп для легковушки. Приближались девяностые, вещь представлялась необходимейшей, притом, ещё очень дефицитной и надо было переплачивать. В итоге по всем правилам рассчитали и выписали премию каких-то несколько рублей, по ценам того времени ну буквально на бутылку водки. Человек и весь знакомый с этим вопросом народ были, как сейчас говорят, "немного" демонтированы.
Цитата: Feol от 11.10.2022 19:52:05Рассказывали байку в институте, что на Красмаше в какие-то там времена была проблема с фрезеровкой чего-то. Постоянно на какие-то датчики в оборудовании попадала стружка, из-за чего 80% шло в брак. Впрочем, допустимый коэффициент использования металла был такой, что и ладно бы. Но нашелся кто-то, кто устранил проблему, да так, что брак исчез вообще.
Наверное, речь всё же не о фрезеровке каналов, а о нанесении вафельного фона на баки - там объём снимаемого металла весьма и весьма. :) Красмаш, как-никак.
Совершенно точно, что не двигатель. Именно что-то про саму конструкцию ракеты. Кажется, про баки речь и шла.
Цитата: Старый от 11.10.2022 18:44:58Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные.
Отнюдь. Штамповка требует весьма дорогостоящих штампов - раз. Два - штамповка является весьма капризной технологией, доведение определённых сложных деталей (а в ЖРД таких масса) до требований КД находится на грани между искусством и алхимией. И если по первому пункту я был только (к счастью!..) свидетелем, то по второму пришлось весьма активно поучаствовать в соответствующих работах.
Как раз с обработкой резанием на заводе не было проблем. По крайней мере, сходу не припомню.
Цитата: Старый от 11.10.2022 18:44:58Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные.
Возможно, это так для массового производства.Когда работал на Бирюсе в студенчестве, на прессах "горшков" и крышек компрессоров холодильников в 55 цехе никто на вид особо ничем не парился. Еще штамповка была там какая-то рядом. Тоже самое. Только масло у них какое-то свое, реально скользкое, если сильно прижать палец и запах... невозможно объяснить, но что-то тошнотворное.
Цитата: C-300-2 от 11.10.2022 23:38:21Отнюдь. Штамповка требует весьма дорогостоящих штампов - раз. Два - штамповка является весьма капризной технологией, доведение определённых сложных деталей (а в ЖРД таких масса) до требований КД находится на грани между искусством и алхимией. И если по первому пункту я был только (к счастью!..) свидетелем, то по второму пришлось весьма активно поучаствовать в соответствующих работах.
Как раз с обработкой резанием на заводе не было проблем. По крайней мере, сходу не припомню.
Отец рассказывал по первому пункту :) Атом, где-то под Красноярском тоже ;) При комбинате был целый РМЗ - ремонтно-механический завод. Но, в основном, обработка металла резанием, комбинат же не производил реакторы, а эксплуатировал. Хватало. И вдруг случилась какая-то потребность в штамповке. Времена глубоко советские, атом не мирный, приоритет высокий. Стали обращаться на заводы и везде ответ один - сделаем с удовольствием, просто пришлите штампы............. А не то, что сделать, даже, как грамотно выступить заказчиком никто не знает, как............
Цитата: Старый от 11.10.2022 18:44:58Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 18:39:29Цитата: Старый от 11.10.2022 14:48:58Цитата: Дмитрий В. от 11.10.2022 14:04:06Цитата: blik от 11.10.2022 13:33:59В чем преимущества и недостаки в сравнении трубчатых и гофро-паянных рубашек? Заранее спасибо.
"Трубки" легче: обычно стальные или из никелевого сплава с толщиной порядка 0,3 мм. Но они более трудоёмкие (трубки надо профилировать + ручная сборка). Паяно-сварные с бронзовой внутренней стенкой с фрезерованными каналами более прочные и тяжёлые, зато обработка каналов легче поддаётся механизации и автоматизации. Бронза имеет более высокую теплопроводность, чем сталь или никель.
Трубки профилирует специальный трубкоплющильный автомат.
А каналы фрезерует автомат с несколькими фрезами.
Металлорежущие технологии всегда сложнее и дороже чем прессовочно/штамповочные. Да и изготовление внешней стенки путём вытяжки та ещё проблема. Трубчатая камера гораздо проще и технологичней.
Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам, либо к 3Д-печати. А ротационная вытяжка - вообще высокопроизводительная операция.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 11:57:53Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам, либо к 3Д-печати. А ротационная вытяжка - вообще высокопроизводительная операция.
У Мерлина то камера какой конструкции? А как делается? Неужели 3Д-печатью?
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 11:57:53Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам
Дык повышается энергонапряжённость их двигателей. :) У никелевых трубок уже не хватает теплопроводности, приходится применять бронзовую стенку.
Цитата: Старый от 12.10.2022 12:00:09У Мерлина то камера какой конструкции? А как делается?
Да, и какой же?
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:08:32Да, и какой же?
А я не знаю. :( Поначалу вообще вроде было абляционное... ??? ::)
Цитата: Старый от 12.10.2022 13:09:49А я не знаю. :(
А вопрос-то ведь интересный.
Цитата: Старый от 12.10.2022 13:09:49Поначалу вообще вроде было абляционное... ??? ::)
Это да. :)
ЦитироватьMerlin 1D development was well underway by the time of the April 2011 announcement. Its explosively formed chamber dispensed with the tube-wall chamber construction of the Merlin 1C
https://sma.nasa.gov/LaunchVehicle/assets/space-launch-report-falcon-9-data-sheet.pdf
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:16:30А вопрос-то ведь интересный.
Ато! По внешнему виду вроде не трубчатая.
Вообще, каких только нет технологий изготовления трактов охлаждения КС ЖРД. Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми. Вот где полёт инженерной конструкторской мысли.
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:16:30Merlin 1D development was well underway by the time of the April 2011 announcement. Its explosively formed chamber dispensed with the tube-wall chamber construction of the Merlin 1C
Так какая стала то? Вообще неохлаждаемая, чтоли? ??? ::)
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:27:04Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми.
Ой. Как это? ??? ::) :-[ :-\
Цитата: Старый от 12.10.2022 12:00:09Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 11:57:53Ага, только почему-то на западе всё чаще от трубок уходят либо к паяно-сварным камерам, либо к 3Д-печати. А ротационная вытяжка - вообще высокопроизводительная операция.
У Мерлина то камера какой конструкции? А как делается? Неужели 3Д-печатью?
Паяно-сварная там камера. А от 3Д-печати Маск избавляется.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:35:39А от 3Д-печати Маск избавляется.
Как же так? :o
:) ;D
Merlin 1D+
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:35:39А от 3Д-печати Маск избавляется.
А она там была?..
3Д печатью хорошо делать форсуночные головки с их кучей форсунок. Плюс растёт повторяемость конструкции и исключается вариативность ориентации конусов распыла форсунок (а это даёт при определённых сочетаниях возбуждение ВЧК; собственно, поэтому в ЖРД обычна ситуация, когда на нескольких процентах КС появляются ВЧК, а в остальных случаях - нет).
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:39:14Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:35:39А от 3Д-печати Маск избавляется.
А она там была?..
Он вообще избавляется, в теме про Суперхэви кто-то цитировал его пост на эту тему с месяц назад.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляется
Чтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляется,
Как же так? Что за ретроградство? >:(
;D ;D ;D
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:41:35Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляется
Чтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Он где-то в Рапторе применял, вроде бы
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:42:25Он где-то в Рапторе применял, вроде бы
А, понял.
Вообще, похоже, лучше сюда переместиться: https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=19143.60
Цитата: Старый от 11.10.2022, 19:41:18Цитата:
А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Однако именно при пайке и формируется такая структура с вогнутыми каналами вследствие пластической деформации стенок.
Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 14:24:08Однако именно при пайке и формируется такая структура с вогнутыми каналами вследствие пластической деформации стенок.
Не верю. :(
Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
На внешней стенке температуры при пайке гораздо выше, чем при работе двигателя, да и на внутренней выше.
Цитата: fagot от 12.10.2022 14:38:35Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
На внешней стенке температуры при пайке гораздо выше, чем при работе двигателя, да и на внутренней выше.
А разве температуры на внутренней стенке при работе двигателя не близки к предельным?
Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:42:25Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:41:35Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляется
Чтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Он где-то в Рапторе применял, вроде бы
ФГ SuperDraco похожа на напечатанную
Цитата: Formatik от 12.10.2022 19:10:56Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:42:25Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:41:35Цитата: Дмитрий В. от 12.10.2022 13:40:28Он вообще избавляется
Чтобы от чего-то избавиться, нужно, чтобы это что-то вообще у тебя было. Чтобы было от чего избавляться.
Он где-то в Рапторе применял, вроде бы
ФГ SuperDraco похожа на напечатанную
Так у суперДрако и камера целиком, емнип, печатная.
Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Цитата: Штуцер от 12.10.2022 19:28:21Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Это ты нить потерял. С чего бы оно распаялось? Припаяно то к наружной стенке а не к внутренней.
Цитата: Старый от 12.10.2022 19:38:36Цитата: Штуцер от 12.10.2022 19:28:21Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Это ты нить потерял. С чего бы оно распаялось? Припаяно то к наружной стенке а не к внутренней.
"На всякого мудреца довольно простоты!Главное не то куда и как припаяны трубки или запаяны каналы.Главное,что они охлаждают Обе стенки;сохраняя прочность наружной и предохраняя внутреннюю от расплавления,заодно не давая расплавиться припою.
Цитата: Старый от 12.10.2022 19:38:36Цитата: Штуцер от 12.10.2022 19:28:21Цитата: Старый от 11.10.2022 17:41:18А мне кажется что при пайке нет колоссальных давлений и температур и они уж точно меньше чем при работе двигателя.
Чой то ты совсем нить потерял. ;D
Если при пайке температура паяного соединения точно меньше чем при работе двигателя, то при работе всё распаяется.
Это ты нить потерял. С чего бы оно распаялось? Припаяно то к наружной стенке а не к внутренней.
Да хоть к заднице. Ты тогда укажи, о каких именно температурах говоришь? В какой точке?
Цитата: Штуцер от 12.10.2022 21:43:23Да хоть к заднице. Ты тогда укажи, о каких именно температурах говоришь? В какой точке?
Во всех точках. И где пайка и огневой стенки. Если огневая стенка при работающем двигателе и давлении в канале в пару сотен атмосфер не прогибается то чего бы ей при пайке прогнуться?
Цитата: Старый от 12.10.2022 22:29:39Цитата: Штуцер от 12.10.2022 21:43:23Да хоть к заднице. Ты тогда укажи, о каких именно температурах говоришь? В какой точке?
Во всех точках. И где пайка и огневой стенки. Если огневая стенка при работающем двигателе и давлении в канале в пару сотен атмосфер не прогибается то чего бы ей при пайке прогнуться?
При пайке температура выше. Во всех точках. При работе конструкция охлаждается.
Цитата: Штуцер от 13.10.2022 05:00:28При пайке температура выше. Во всех точках. При работе конструкция охлаждается.
При работе температура огневой стенки близка к предельной.
Цитата: Старый от 12.10.2022 22:29:39Во всех точках. И где пайка и огневой стенки. Если огневая стенка при работающем двигателе и давлении в канале в пару сотен атмосфер не прогибается то чего бы ей при пайке прогнуться?
Потому, что совокупность условий при пайке - давление и температура - приводят к пластической деформации обеих стенок. По-моему, я это уже несколько раз объяснял.
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 13:51:45Потому, что совокупность условий при пайке - давление и температура - приводят к пластической деформации обеих стенок. По-моему, я это уже несколько раз объяснял.
Вот это я както не заметил: почему огневая стенка деформируется при пайке но не деформируется при работе двигателя?
Потому что при работе температура огневой стенки существенно ниже.
Цитата: Штуцер от 13.10.2022 21:40:46Потому что при работе температура огневой стенки существенно ниже.
А уж силовой - подавно.
Цитата: Штуцер от 13.10.2022 21:40:46Потому что при работе температура огневой стенки существенно ниже.
Не может такого быть. При работе её температура близка к предельной.
А если она существенно ниже чем при пайке то нафига такой тугоплавкий припой?
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 21:45:59А уж силовой - подавно.
Силовой - ладно. Но силовая стенка на то и силовая чтобы не деформироваться от незначительных перепадов давления.
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:53:58Силовой - ладно. Но силовая стенка на то и силовая чтобы не деформироваться от незначительных перепадов давления.
Температура силовой стенки при пайке - исключительно горячая, при работе на жидком водороде - тут всё понятно.
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55Не может такого быть.
А оно есть. :)
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55При работе её температура близка к предельной.
Отнюдь. На участке сверхзвукового сопла, где и проявляются деформации, она далека от предельной.
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55А если она существенно ниже чем при пайке то нафига такой тугоплавкий припой?
Тот же, что и на участках, где требуется тугоплавкий. ::)
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 22:27:58Отнюдь. На участке сверхзвукового сопла, где и проявляются деформации, она далека от предельной.
Вот же, блин, так и норовит поймать! ;D
Ну а почему ж тогда на начальном участке сопла деформация не проявляется? Паяют же при одинковой температуре всю камеру?
Цитата: C-300-2 от 13.10.2022 22:27:58Тот же, что и на участках, где требуется тугоплавкий. ::)
А почему там деформация не проявляется?
Цитата: Старый от 13.10.2022 21:52:55А если она существенно ниже чем при пайке то нафига такой тугоплавкий припой?
Тугоплавкий припой - он не только тугоплавкий, но и прочный. Олово со свинцом, знаете ли, не самые прочные металлы...
Да и прочность теряется гораздо раньше, чем достигается температура плавления.
Цитата: SONY от 13.10.2022 23:33:50Тугоплавкий припой - он не только тугоплавкий, но и прочный. Олово со свинцом, знаете ли, не самые прочные металлы...
Цитата: fagot от 14.10.2022 03:29:52Да и прочность теряется гораздо раньше, чем достигается температура плавления.
Всё это очень хорошо, но каким же образом каналы которые при пайке деформируются внутрь потом при работе двигателя не деформируются наружу?
Цитата: Старый от 13.10.2022 22:46:17Ну а почему ж тогда на начальном участке сопла деформация не проявляется? Паяют же при одинковой температуре всю камеру?
Конечно, при одинаковой. Там нагрев специально плавный.
На начальном участке (цилиндр, докритика, начало закритики) силовая стенка (рубашка) толстая, поэтому она толстая, жёсткая, не прогинается. :)
Цитата: Старый от 13.10.2022 22:46:17Вот же, блин, так и норовит поймать! ;D
Да почему поймать? Особенностей везде много, в ЖРД - тоже. Поэтому уточняю по возможности, что имею в виду.
Цитата: Старый от 14.10.2022 04:51:15Всё это очень хорошо, но каким же образом каналы которые при пайке деформируются внутрь потом при работе двигателя не деформируются наружу?
Боюсь, что тут нет простого ответа. Ответом может быть расчёт напряжённо-деформированного состояния: при пайке и при работе на огне.
Не думаю, что здесь дойдёт до количественных оценок. Накал спора не тот ;D чтоб участники ринулись и начали в Маткаде считать ;D
А так, качественно - ну сравнить температуры пайки, огневой стенки со стороны огня и предельной температуры огневой стенки, допускаемой конструктором. И будет видно, что температура при пайке самая высокая. Вот отсюда и деформации. Там, где толсто (силовая стенка на цилиндре, дозвуке, начале сверхзвука) - не деформируется. Там, где тонко - деформируется. Вот и вся недолга.
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 11:09:20Боюсь, что тут нет простого ответа. Ответом может быть расчёт напряжённо-деформированного состояния: при пайке и при работе на огне.
Можно ответить проще. Через инженерную прикидку.
Медная трубка диаметром 3 мм и толщиной стенки 0.7 мм держит рабочее давление ....
Старый, как думаешь, сколько? :)
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:01:07Можно ответить проще. Через инженерную прикидку.
Медная трубка диаметром 3 мм и толщиной стенки 0.7 мм держит рабочее давление ....
Старый, как думаешь, сколько? :)
Да тут же ещё температура важна...
Кстати, насколько я помню, американцы трубки из бронзы не делали. Сталь, инконель. Вроде ещё из алюминия были. но это не точно.
Можно, конечно. посчитать, какие напряжения будут в стенке при известном перепаде давления и температуре. Написать такую не шибко сложную модель и посчитать на два расчётных случая - пайка и работа на режиме. Но это за 15 минут не сделаешь. :) Один поиск исходных данных займёт несколько часов. (Скажем. свойства сплавов при температурах в сотни град. Ц - попробуй поищи.)
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 12:10:24Можно, конечно. посчитать, какие напряжения будут в стенке при известном перепаде давления и температуре.
Бессмысленно тратить время. Практика показывает, что каналы не раздувает.
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 12:10:24Да тут же ещё температура важна...
Да... помнится были лабораторки по этому вопросу... Думается, температура близка к температуре прокачиваемой жидкости. Не в два раза отличается.
Цитата: Старый от 14.10.2022 04:51:15каким же образом каналы которые при пайке деформируются внутрь потом при работе двигателя не деформируются наружу?
;D Деформируясь вовнутрь каналы образуют арочную конструкцию, которая хорошо противостоит внутреннему давлению при работе.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:15:12Бессмысленно тратить время. Практика показывает, что каналы не раздувает.
Я не к этому. Расчётом можно показать, что при работе на режиме напряжения не приводят к пластическим деформациям (поэтому их и не раздувает), а при пайке - таки приводят.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:15:12Да... помнится были лабораторки по этому вопросу... Думается, температура близка к температуре прокачиваемой жидкости. Не в два раза отличается.
Смотря чего. Я тут везде уточняю, о какой конкретно стенке говорю. Скажем, температура силовой стенки (рубашки) да, с хорошей точностью равна температуре охлаждающей жидкости.
Кстати, на установление такого равновесия (прогрев) нужно некоторое время. По памяти - единицы секунд, порядка пяти, что ли. Хотя, конечно, для каждого двигателя это будет индивидуально.
В огневой стенке градиент температуры должен быть колоссальный при работе, хоть и тонкая.
Цитата: Feol от 14.10.2022 17:29:56В огневой стенке градиент температуры должен быть колоссальный при работе, хоть и тонкая.
И есть даже значения :) Температура огневой стенки со стороны потока газов, температура огневой стенки со стороны потока жидкости, температура силовой стенки (будем считать, температура на вершине ребра).
Если интересно, могу посмотреть значения. Ну или если у вас есть Атлас конструкций ЖРД, часть 1, там посмотрите :)
Нет, нету. К сожалению, двигателям даже не был обучен. То был другой факультет :) Весьма интересно, если это открытая информация для хоть каких-нибудь ЖРД.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 12:01:07Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 11:09:20Боюсь, что тут нет простого ответа. Ответом может быть расчёт напряжённо-деформированного состояния: при пайке и при работе на огне.
Можно ответить проще. Через инженерную прикидку.
Медная трубка диаметром 3 мм и толщиной стенки 0.7 мм держит рабочее давление ....
Старый, как думаешь, сколько? :)
Думаю что очень много. Примерно как труба диаметром метр и толщиной стенок 25 см. Орудийный ствол линкора.
Цитата: Feol от 14.10.2022 17:29:56В огневой стенке градиент температуры должен быть колоссальный при работе, хоть и тонкая.
Нет там колоссального градиента. Есть пограничный слой и градиент в газе.
Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Нет там колоссального градиента.
"колоссальный" - не инженерное понятие. Это не упрёк ни вам, ни Феолу, просто замечание.
Вообще, процессы, протекающие в ЖРД, очень трудно осознаются. В том числе да, и те самые градиенты (нарастания тяги, спада давления при выключении, градиент температуры в огневой рубашке и прочее).
Тем более удивительно то, что всё это познаваемо. Лично меня это всегда удивляло. :) Вроде вот держишь в цехе в руках клапан - а он на ОСИ или в полёте срабатывает за сотые доли секунд.
Ну, да ладно, это лирика уже.
"колоссальный градиент" - не мой термин. ))
Клапанчуки - да - есть очень быстрые. И не только с пневмоуправлением, как в движках, но и электрические.
Поэтому в пнеуправлении двигателя предпочтительней гелий.
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 21:01:34"колоссальный градиент" - не мой термин. ))
Поэтому я особо оговорил: "это не упрёк ни вам ни Феолу". :)
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 21:01:34Клапанчуки - да - есть очень быстрые. И не только с пневмоуправлением, как в движках, но и электрические.
Ох, чего там только не бывает (а бывает, поверьте, весьма многое!). Вообще, клапаны это, пожалуй, вторые по сложности в части
механики изделия в области ЖРД.
Эт мы знаем ))
Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.
Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 20:46:15"колоссальный" - не инженерное понятие.
Это любимое слово Рогозина. 8)
Экстремальная теплотехника...
Цитата: C-300-2 от 14.10.2022 21:08:10Ох, чего там только не бывает (а бывает, поверьте, весьма многое!). Вообще, клапаны это, пожалуй, вторые по сложности в части механики изделия в области ЖРД.
А первые по сложности - ТНА?
Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
В погранслое с конвекцией хреново.
Цитата: fagot от 15.10.2022 05:33:48Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
В погранслое с конвекцией хреново.
Нормально там с конвекцией. А с излучением что?
Цитата: Старый от 15.10.2022 07:56:45Нормально там с конвекцией. А с излучением что?
Тепловой поток от излучения на порядок меньше.
Цитата: fagot от 15.10.2022 12:07:10Цитата: Старый от 15.10.2022 07:56:45Нормально там с конвекцией. А с излучением что?
Тепловой поток от излучения на порядок меньше.
И что у нас в сумме по теплопроводности, конвекции и излучению?
Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Цитата: Старый от 12.10.2022 13:29:28Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:27:04Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми.
Ой. Как это? ??? ::) :-[ :-\
Потому что эта часть была в форме гиперболоида :-) Как башня Шухова.
Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:03:36Цитата: Старый от 12.10.2022 13:29:28Цитата: C-300-2 от 12.10.2022 13:27:04Я тут узнал ещё об одной, которая меня восхитила полётом инженерной мысли. Оказывается, на ЛР81 (это ЖРД разгонного блока "Аджена") каналы охлаждения сверлились!.. И не только в цилиндре, но и в сопле Лаваля - которое сначала сужается, а затем расширяется. И они там были прямыми.
Ой. Как это? ??? ::) :-[ :-\
Потому что эта часть была в форме гиперболоида :-) Как башня Шухова.
Аааазвереть! Что только враги не придумают... :(
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:09:45Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
Так температура охладителя и температура огневой стенки это же вроде не одно и то же? ??? :-[ :-\
Цитата: Старый от 15.10.2022 17:27:24Так температура охладителя и температура огневой стенки это же вроде не одно и то же? ??? :-[ :-\
Не одно и то же, но связано друг с другом. Поэтому предельная температура огневой стенки может определяться ограничениями по допустимой температуре охладителя, а не огнестойкостью или жаропрочностью самой стенки.
Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Даже если и близка, все равно она ниже температуры пайки, особенно температура стенки со стороны жидкости.
Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.
Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
А что с ламинарностью и турбулентностью?
Цитата: Штуцер от 15.10.2022 18:30:10Цитата: Старый от 14.10.2022 23:18:27Цитата: Штуцер от 14.10.2022 19:37:19Газ имеет теплопроводность и теплоемкость не несколько порядков меньшую, чем медь или бронза, а жидкость дает огромный теплосьем.
Теплопроводность это прекрасно, но что с конвекцией?
А что с ламинарностью и турбулентностью?
С ламинарностью вообще ничего. Одна турбулентность.
Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Если она будет близка предельной, при любых случайных или преднамеренных изменениях рабочих параметров стенка будет прогорать. Со всеми вытекающими.
Цитата: Штуцер от 15.10.2022 18:34:14Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Если она будет близка предельной, при любых случайных или преднамеренных изменениях рабочих параметров стенка будет прогорать. Со всеми вытекающими.
Близка к предельной но не предельная. Отличается от предельной какраз на величину случайных или преднамеренных вариаций. :P
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 18:08:06Цитата: Старый от 15.10.2022 17:27:24Так температура охладителя и температура огневой стенки это же вроде не одно и то же? ??? :-[ :-\
Не одно и то же, но связано друг с другом. Поэтому предельная температура огневой стенки может определяться ограничениями по допустимой температуре охладителя, а не огнестойкостью или жаропрочностью самой стенки.
Тогда для стенки возьмут более простой и дешовый материал.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:09:45Цитата: Старый от 15.10.2022 12:41:06Я просто так думаю что температура огневой стенки должна быть близка к предельной по определению. Иначе получится что ресурсы напрасно тратятся на ненужное охлаждение.
Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
ЖРД с фазовым переходом. Насколько , я понимаю , там охладитель кипит!
Завеза тоже охлаждение. И в некоторых ДУ оно коксуется.
Правильно я понимаю? На завесное охлаждение максимальная теплоёмкость и газовая фаза, без коксования. На рубашку максимальная теплоёмкость без перехода в газовую фазу?
Цитата: Лог от 15.10.2022 18:47:08Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 16:09:45Она и есть близка к предельной (с учётом запаса). Только пределы определяются не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя - например, он не должен коксоваться и кипеть.
ЖРД с фазовым переходом. Насколько , я понимаю , там охладитель кипит!
В ЖРД - не кипит. А если используется охладитель в сверхкритическом состоянии (например, водород), то он не кипит, а переходит в газообразное состояние без кипения.
Но это ничего не меняет в случае использования многих других охладителей, обычно - высококипящих: они не должны кипеть, разлагаться или коксоваться, и это часто является пределом для допустимой температуры стенки.
А вот вопрос по ЖРД с расширительным циклом (фазовым переходом), например, на ЖК-метане: можно ли в рубашке охлаждения найти место с подходящим давлением и температурой, откуда можно брать метан на наддув своего бака. Чтобы не использовать специальный теплобменник-испаритель.
Цитата: Дмитрий В. от 15.10.2022 19:08:19А вот вопрос по ЖРД с расширительным циклом (фазовым переходом), например, на ЖК-метане: можно ли в рубашке охлаждения найти место с подходящим давлением и температурой, откуда можно брать метан на наддув своего бака. Чтобы не использовать специальный теплобменник-испаритель.
Существуют редукторы.
Цитата: Дмитрий В. от 15.10.2022 19:08:19А вот вопрос по ЖРД с расширительным циклом (фазовым переходом), например, на ЖК-метане: можно ли в рубашке охлаждения найти место с подходящим давлением и температурой, откуда можно брать метан на наддув своего бака. Чтобы не использовать специальный теплобменник-испаритель.
Можно просто отбирать часть газа после турбины. Хотя технически и до турбины тоже можно.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 19:16:04Хотя технически и до турбины тоже можно.
Перед тем как умереть в баке газ должен отработать на турбине!
Цитата: Старый от 15.10.2022 19:42:19Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 19:16:04Хотя технически и до турбины тоже можно.
Перед тем как умереть в баке газ должен отработать на турбине!
И это должен быть гелий
А, что если чередовать каналы в рубашке охлаждения, в критических участках. Каналы РГ, через стенку канал криогенного азота.
На завесу тяжёлый, криогенный азот.
Цитата: Лог от 15.10.2022 20:08:50через стенку канал криогенного азота.
Гелия!
Цитата: Лог от 15.10.2022 20:08:50А, что если чередовать каналы в рубашке охлаждения, в критических участках. Каналы РГ, через стенку канал криогенного азота.
Можно повысить теплосъёмность.
Цитата: Старый от 15.10.2022 18:39:00Тогда для стенки возьмут более простой и дешовый материал.
Так и делают обычно. Например, бронза БрХ0.8 - достаточно проста и дешева. Хотя кто-то может предпочесть более "крутой" NARloy-Z :-)
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 20:58:20Цитата: Старый от 15.10.2022 18:39:00Тогда для стенки возьмут более простой и дешовый материал.
Так и делают обычно. Например, бронза БрХ0.8 - достаточно проста и дешева. Хотя кто-то может предпочесть более "крутой" NARloy-Z :-)
Поставили бы
железяку сталь.
Цитата: Старый от 15.10.2022 21:00:20Поставили бы железяку сталь.
И сталь тоже ставят :-)
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 21:29:10Цитата: Старый от 15.10.2022 21:00:20Поставили бы железяку сталь.
И сталь тоже ставят :-)
И тоже гнётся при пайке? :-[ :-\
Осоюливо при пайке стали к люминию
Цитата: Лог от 15.10.2022 22:12:18Осоюливо при пайке стали к люминию
Негодяи из Красмаша умеют паять сталь к люминю. Или варить...
Цитата: Старый от 15.10.2022 21:36:27И тоже гнётся при пайке? :-[ :-\
Что значит "тоже"? Допускается "оребрение" при пайке внешней силовой оболочки, которая обычно как раз стальная, но не из жаропрочной стали - её рабочие температуры намного ниже температуры в печи. "Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Может, в Калуге оно некондиционное ::) ? Надо бы съездить посмотреть музей. Давно хочу.
Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2448714
Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Это значит, отклонение от теоретической поверхности более 0.1 мм.
;D
Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Это значит, что на практике допуски отличны от нуля :-)
Цитата: Гость 22 от 16.10.2022 11:22:06Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Это значит, что на практике допуски отличны от нуля :-)
Видать сильно отличны. Мне даже померещилось что это трубчатое сопло. :-[ :-\
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/333603.jpg)
Цитата: Гость 22 от 16.10.2022 11:22:06Цитата: Старый от 15.10.2022 22:52:32Цитата: Гость 22 от 15.10.2022 22:50:51"Оребрение" внутренней оболочки не допускается.
А если на двигателе 11Д122 в Калуге видно (и ощутимо на ощупи) "оребрение" на внутренней оболочке то что это значит?
Это значит, что на практике допуски отличны от нуля :-)
Именно так. Но допуск на то и допуск, чтобы допускать. ))
Цитата: Гость 22 от 16.10.2022 11:55:31(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/333603.jpg)
Както подозрительно что этот текст акцентируется на гофрированных проставках и не упоминает фрезерованых стенок. Уж не является ли здесь наружная стенка чисто элементом гермоконтура а не силовой стенкой?
Цитата: Старый от 16.10.2022 12:08:08Както подозрительно что этот текст акцентируется на гофрированных проставках и не упоминает фрезерованых стенок. Уж не является ли здесь наружная стенка чисто элементом гермоконтура а не силовой стенкой?
Без разницы, какая она - силовая или нет, для наружной стенки оребрение при пайке допускается. Во всяком случае - допуск на прогиб наружной стенки больше допуска на прогиб огневой стенки :-)
Но в любом случае предельная температура огневой стенки определяется не только свойствами материала стенки, но и свойствами охладителя. Это справедливо и для бронзы, и для стали. Собственно, я об этом здесь и хотел сказать.
Уважаемые коллеги. А вот такой вопрос - на наших ракетах-носителях когда-либо устанавливались системы аварийного подрыва? Или мы ограничивались системой АВД? Вопрос именно про РН, а не про КА.
Цитата: Бертикъ от 16.10.2022 21:39:21Уважаемые коллеги. А вот такой вопрос - на наших ракетах-носителях когда-либо устанавливались системы аварийного подрыва? Или мы ограничивались системой АВД? Вопрос именно про РН, а не про КА.
Насколько я в курсе не устанавливалась.
Цитата: Бертикъ от 16.10.2022 21:39:21Уважаемые коллеги. А вот такой вопрос - на наших ракетах-носителях когда-либо устанавливались системы аварийного подрыва? Или мы ограничивались системой АВД? Вопрос именно про РН, а не про КА.
Не устанавливались. Места пустынные, зачем добивать матчасть?
Тут другой вопрос. Допустим на 30 секунде проходит АВД.
На машине полно пиросредств, ПРД разделения.
Так и падает все?
Цитата: Штуцер от 16.10.2022 22:03:01Не устанавливались. Места пустынные, зачем добивать матчасть?
Более весомый аргумент: если у нас поставить такую систему то она будет постоянно не срабатывать когда надо и срабатывать когда не надо.
Если без шуток то у нас не было контроля в реальном времени параметров полёта ракеты. Что там было можно было узнать только потом проявив плёнки самописцев. Поэтому операторы в реальном времени не имели информации для принятия решения об аварийном подрыве.
Цитата: Штуцер от 16.10.2022 22:16:58Тут другой вопрос. Допустим на 30 секунде проходит АВД.
На машине полно пиросредств, ПРД разделения.
Так и падает все?
Пиросредства фигня, вот топливо... Лучше чтоб это всё вместе с пиросредствами взорвалось и сгорело гдето в воздухе не долетая до земли.
Опять же если по уцелевшим фрагментам можно определить причину аварии то лучше чтобы эти фрагменты падали на землю сами по себе а не попадали вместе с топливом в эпицентр взрыва.
ИМХО, система подрыва сама по себе их гарантированно не уничтожит. Или надо городить подрыв/штатное инициирование каждого пиросредства при аварии, или разбираться на земле. Мне кажется, в таком случае пусть уж лучше падает максимально кучно. По АВД без всякого подрыва. Заодно, чем меньше взрывчатки на борту, тем спокойнее.
Причем тут АПО?
По АВД можно выдать общую команду на всё.
То место падения Протона, которое видел я, было разделено по ступеням. 3 отдельные воронки.
Пиросредств было полно, но не поймешь, сработанные или нет. ПРД лежал в километре и был внутри выгоревшим.
Вован - спец по обломкам, может он знает.
А причём тут АПО, ведь речь последствиях об АВД? Без малейшего сарказма - прошу уточнить, не понял.
Так Вы пишете про систему подрыва. Это и есть АПО.
Цитата: Штуцер от 16.10.2022 23:19:11Так Вы пишете про систему подрыва. Это и есть АПО.
Термин АПО - то да.
И я согласен с её отсутствием и обосную это:
Цитата: Feol от 16.10.2022 22:58:22ИМХО, система подрыва сама по себе их гарантированно не уничтожит. Или надо городить подрыв/штатное инициирование каждого пиросредства при аварии, или разбираться на земле. Мне кажется, в таком случае пусть уж лучше падает максимально кучно. По АВД без всякого подрыва. Заодно, чем меньше взрывчатки на борту, тем спокойнее.
То есть, имхо, АПО - это лишняя взрывчатка на борту + радио-электронные системы. Само по себе небезопасное сочетание. И оно нисколько не упростит задачу деактивации пиросредств на земле, а, наоборот - увеличит радиус поиска из-за увеличения радиуса разлёта обломков.
Таким образом, АВД при отсутствии АПО на наших ракетах считаю правильным решением.
В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?
Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?
Сама по себе полнота сгорания ценности не имеет. Газ-газ обеспечивает максимальный УИ при сравнительно невысоких температурах в газогенераторах
А за счёт чего так получается? Что изменяется в процессах в основной камере?
Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?
Повышение мощности ТНА и соответственно давления в камере сгорания. Одновременно меньше температуры и давления на турбине с окислительным газом.
Цитата: Feol от 18.10.2022 19:07:20А за счёт чего так получается? Что изменяется в процессах в основной камере?
При чём тут камера? В газогенераторах меньше температура и давление так как в турбинах работают оба компонента.
Цитата: Дмитрий В. от 18.10.2022 19:04:51Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?
Сама по себе полнота сгорания ценности не имеет. Газ-газ обеспечивает максимальный УИ при сравнительно невысоких температурах в газогенераторах
Цитата: Дмитрий В. от 18.10.2022 19:04:51Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?
Сама по себе полнота сгорания ценности не имеет. Газ-газ обеспечивает максимальный УИ при сравнительно невысоких температурах в газогенераторах
Это-что, чисто технический показатель?
Цитата: Старый от 18.10.2022 19:21:43Цитата: Feol от 18.10.2022 18:57:14В чём польза от схемы газ + газ? Улучшение полноты сгорания?
Повышение мощности ТНА и соответственно давления в камере сгорания. Одновременно меньше температуры и давления на турбине с окислительным газом.
А если, газификация компонента без срабатывания,на турбине?
Цитата: Лог от 18.10.2022 19:29:01Это-что, чисто технический показатель?
Температура в газогенераторах? Да.
Цитата: Лог от 18.10.2022 20:11:05А если, газификация компонента без срабатывания,на турбине?
То это напрасное и пустое.
Цитата: Старый от 18.10.2022 19:22:54Цитата: Feol от 18.10.2022 19:07:20А за счёт чего так получается? Что изменяется в процессах в основной камере?
При чём тут камера? В газогенераторах меньше температура и давление так как в турбинах работают оба компонента.
То есть, боремся не за газификацию обоих компонентов, а используем газификацию обоих компонентов, борясь за ТНА? Ну, может быть. Если так.
Цитата: Feol от 18.10.2022 22:34:22То есть, боремся не за газификацию обоих компонентов, а используем газификацию обоих компонентов, борясь за ТНА?
Не совсем. Поднимаем давление в КС одновременно не доводя ТНА до греха.
Нет... всё равно не понимаю :-\ Даже, если так. Двигателям не обучен :(
А что, если преподаватель на экзамене (ну, допустим ;) ) спросит - что тогда мешает поставить вместо одного перегруженного 2 одинаковых газогенератора и ТНА - на одном и том же компоненте? Ведь повышение давления в камере сгорания потребует в любом случае повышать давление после турбины, иначе газ в камеру не пойдёт. От повышения вероятности возгорания из-за давления не избавляемся, а производительность набираем тем же самым удвоением ТНА, как и газ+газ. Что я отвечу ;)?
В РД-170 вроде 2 газогенератора, кстати.
Цитата: Feol от 18.10.2022 23:22:11А что, если преподаватель на экзамене (ну, допустим ;) ) спросит - что тогда мешает поставить вместо одного перегруженного 2 одинаковых газогенератора и ТНА - на одном и том же компоненте?
Мощность турбины определяется не только перепадом но и объёмом газа. Прямо пропорциональна объёму газа. Поэтому деля поток газа между несколькими ТНА ты ничего не меняешь.
Цитата: Feol от 18.10.2022 23:22:11Ведь повышение давления в камере сгорания потребует в любом случае повышать давление после турбины, иначе газ в камеру не пойдёт. От повышения вероятности возгорания из-за давления не избавляемся, а производительность набираем тем же самым удвоением ТНА, как и газ+газ. Что я отвечу ;)?
Уменьшаешь перепад давления на турбине. И соответственно давление перед турбиной.
Цитата: Feol от 18.10.2022 23:22:11Нет... всё равно не понимаю :-\ Даже, если так. Двигателям не обучен :(
А что, если преподаватель на экзамене (ну, допустим ;) ) спросит - что тогда мешает поставить вместо одного перегруженного 2 одинаковых газогенератора и ТНА - на одном и том же компоненте? Ведь повышение давления в камере сгорания потребует в любом случае повышать давление после турбины, иначе газ в камеру не пойдёт. От повышения вероятности возгорания из-за давления не избавляемся, а производительность набираем тем же самым удвоением ТНА, как и газ+газ. Что я отвечу ;)?
В РД-170 вроде 2 газогенератора, кстати.
Мощность ТНА пропорциональна расходу газа через турбину, соответственно газифицируя оба компонента, мы получаем максимально возможную мощность ТНА, которую можно использовать для повышения давления в КС, если же этого не требуется, можно снизить температуру газа.
Что мешает нам увеличить мощность ТНА, увеличив расход газа на турбину путём добавления бОльшего количества, например, горючего в окислитель, если мы, например, газифицируем окислитель в газогенераторе? Газа тогда должно стать больше. Будет просто (проблемный) рост температуры окислительно газа?
Цитата: Feol от 19.10.2022 04:16:29Что мешает нам увеличить мощность ТНА, увеличив расход газа на турбину путём добавления бОльшего количества, например, горючего в окислитель, если мы, например, газифицируем окислитель в газогенераторе? Газа тогда должно стать больше. Будет просто (проблемный) рост температуры окислительно газа?
Да.
Понял. Всем спасибо! В очередной области познания порядка в голове стало чуть больше ;)
Цитата: Старый от 15.10.2022 17:25:44Аааазвереть! Что только враги не придумают... :(
Собственно, вот так оно выглядит.
Ещё восхищает то, что сопло - алюминиевое. Наверное, довольно лёгким получалось. А выбор материала, скорее всего, обусловлен его мягкостью, чтоб длинным сверлом хорошо сверлилось. (Правда, почему не бронза?.. Из-за тяжести, что ли?..)
По-моему, это технологический кошмар :o
Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :o
Не думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :o
А они считали что технологический кошмар это фрезеровать и паять или плющить трубки и опять паять. :)
Какой будет на земле размер пятна от лазера, если им подсвечивать цель со спутника на орбите высотой километров четыреста? ::) :)
Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :o
Не думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Ну в принципе, под эту загогулину, действительно можно сделать хитрую планшайбу, и сверлить на токарном станке по принципу как сверлят стволы(хотя их больше куют сразу с каналом). Т.е. Вращать саму деталь. Тогда сверло самоцентрируется по оси вращения детали, и можно легко сверлить отверстия очень большой глубины.
Кстати очень лёгкий вариант с точки зрения технологии. Предложите Лину)
Цитата: Sellin от 16.11.2022 11:30:26Ну в принципе, под эту загогулину, действительно можно сделать хитрую планшайбу, и сверлить на токарном станке по принципу как сверлят стволы(хотя их больше куют сразу с каналом). Т.е. Вращать саму деталь. Тогда сверло самоцентрируется по оси вращения детали, и можно легко сверлить отверстия очень большой глубины.
В реальности всё немного сложнее...
ЦитироватьСуществует теоретическая дискуссия относительно того, как нужно правильно сверлить: вращать заготовку и подавать сверло без вращения; вращать сверло и осуществлять контрвращение заготовки; либо не вращать заготовку совсем; либо всё-таки вращать, но с малыми скоростями. Как точить сверло: делать «спиральный» угол, или точить гранями, или использовать так называемую алмазную заточку. Какое масло лучше, в каком диапазоне температур масла допустимо сверление, какая должна быть чистота очистки масла и так далее. Каждый производитель будет иметь собственное мнение, которое он подкрепляет собственным опытом и доводами. Лично я получал отличные результаты при сверлении с контрвращением заготовки, при этом сверло вращается значительно быстрее заготовки; и предпочитаю «алмазную» заточку сверла.
Обычно после глубокого сверления производят токарную обработку – задают внешний контур будущего ствола, беря за базу обработки просверлённое отверстие. Дело в том, что при глубоком сверлении есть так называемый межцентровой увод: выходное отверстие имеет отклонение от геометрического центра заготовки (стандартные допуски примерно 0,3 мм на 1 м), отверстие при этом совершенно прямое и ровное. Поэтому при оконтуривании ствол устанавливают в центрах и, поддерживая его люнетами, производят внешнюю токарную обработку.
https://huntportal.ru/hunting/oruzhie-i-boepripasy/nareznoe-ognestrelnoe-oruzhie/proizvodstvo-nareznyix-stvolov
Цитата: SONY от 16.11.2022 22:30:26Цитата: Sellin от 16.11.2022 11:30:26Ну в принципе, под эту загогулину, действительно можно сделать хитрую планшайбу, и сверлить на токарном станке по принципу как сверлят стволы(хотя их больше куют сразу с каналом). Т.е. Вращать саму деталь. Тогда сверло самоцентрируется по оси вращения детали, и можно легко сверлить отверстия очень большой глубины.
В реальности всё немного сложнее...
В реальности большинство стволов куют. Читайте вашу ссылку до конца. Сверлят только высокоточку.
Если же речь про увод на 0.3мм на метр, то Лину для сопла этого более чем хватит.
Цитата: Sellin от 16.11.2022 23:44:46В реальности большинство стволов куют. Читайте вашу ссылку до конца. Сверлят только высокоточку.
Сверлят всё. Первая операция при ковке - отрезать заготовку, вторая - просверлить. Лишь затем в неё сквозь просверленное отверстие вставляют оправку и вокруг неё куют.
Цитата: Sellin от 16.11.2022 23:44:46Если же речь про увод на 0.3мм на метр, то Лину для сопла этого более чем хватит.
0,3 мм - это на специализированных станках для глубокого сверления со специализированными свёрлами и т.д.
Вы же предлагаете сверлить на обычном токарном станке... А там биения сверла не редко просто глазом видны.
Цитата: SONY от 17.11.2022 01:30:27Вы же предлагаете сверлить на обычном токарном станке...А там биения сверла не редко просто глазом видны.
Мда.... При сверлении на токарном - сверло ВООБЩЕ не вращается. Биение у него глазом видно.
Вобщем ваш уровень понятен, аминь.
Цитата: Sellin от 17.11.2022 02:48:23Мда.... При сверлении на токарном - сверло ВООБЩЕ не вращается. Биение у него глазом видно.
Вобщем ваш уровень понятен, аминь.
То, что сверло не вращается, никак не мешает ему уходить в сторону и сверлить не по центру, что со стороны видно как биение (именно потому, что вращается заготовка, а не сверло). Причём из-за того, что сверло не вращается, за него можно взяться во время сверления рукой и ощутить биения даже тогда, когда глазом их не видно.
Вот тут наглядно, как сверло может бить:
Да, автор делится "лайфхаком", как этого избежать, но он поможет избавится лишь от такого адового треша, какой нам в начале показывают, а от более мелких проблем - увы. Центровочные свёрла, если что, тоже далеко не всегда точно по центру сверлят.
Не от нечего делать изобрели специальные станки для глубокого сверления, где ОДНОВРЕМЕННО вращают и сверло, и заготовку, и не от нечего делать разработали специализированные свёрла для глубокого сверления, имеющие совершенно непохожую на обычные свёрла форму:
I3SDs0005dd.jpg
Цитата: SONY от 17.11.2022 03:57:45Вот тут наглядно, как сверло может бить
Рукалицо. Гуглите, что такое биение, не позорьтесь.
Рукалицо пять раз - глубокое сверление на школьном токарном(Тв4) без зацентровки, спиральным тупым сверлом. Ещё бы нашёл как пакистанцы сверлят на кортах на токарнике с ручным приводом, сверлом выкованным в соседней кузне из рамы велосипеда.
Вобщем, я уже сказал: уровень понятен. Достаточно.
Цитата: SONY от 17.11.2022 03:57:45Цитата: Sellin от 17.11.2022 02:48:23Мда.... При сверлении на токарном - сверло ВООБЩЕ не вращается. Биение у него глазом видно.
Вобщем ваш уровень понятен, аминь.
То, что сверло не вращается, никак не мешает ему уходить в сторону и сверлить не по центру, что со стороны видно как биение (именно потому, что вращается заготовка, а не сверло). Причём из-за того, что сверло не вращается, за него можно взяться во время сверления рукой и ощутить биения даже тогда, когда глазом их не видно.
Вот тут наглядно, как сверло может бить:
Да, автор делится "лайфхаком", как этого избежать, но он поможет избавится лишь от такого адового треша, какой нам в начале показывают, а от более мелких проблем - увы. Центровочные свёрла, если что, тоже далеко не всегда точно по центру сверлят.
Не от нечего делать изобрели специальные станки для глубокого сверления, где ОДНОВРЕМЕННО вращают и сверло, и заготовку, и не от нечего делать разработали специализированные свёрла для глубокого сверления, имеющие совершенно непохожую на обычные свёрла форму:
Если станок не убит, то центровочное сверло по высоте точно соответствует центру патрона, в пределах допуска изготовителя конечно. По горизонтали же его можно сместить тонким поперечным перемещением задней бабки. Далее, микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон, в зависимости от требуемой точности. Посколько центровочное сверло жесткое, и фактически фреза, любые несоответствия выливаются в увеличение диаметра, не в уходе оси отверстия А за видео спасибо, такой фокус иногда полезен при большом количестве деталей, чтобы не дергать туда-сюда бабку и патрон в ней.
Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :o
Не думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Посложнее, сверло нужно кривое, по образующей сопла. Я думаю тут электроэрозионная обработка. Рабочий стержень можно изогнуть как угодно.
Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:17:13Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :o
Не думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Посложнее, сверло нужно кривое, по образующей сопла. Я думаю тут электроэрозионная обработка. Рабочий стержень можно изогнуть как угодно.
Образующая там - это прямая линия, как у любого гиперболоида.
Цитата: Дмитрий В. от 18.11.2022 08:20:04Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:17:13Цитата: Дмитрий В. от 04.11.2022 13:20:20Цитата: Feol от 04.11.2022 13:13:28По-моему, это технологический кошмар :o
Не думаю. Стволы массово сверлят, здесь задача не сложнее.
Посложнее, сверло нужно кривое, по образующей сопла. Я думаю тут электроэрозионная обработка. Рабочий стержень можно изогнуть как угодно.
Образующая там - это прямая линия, как у любого гиперболоида.
Пригляделся - там нижняя часть напаяна, а наверху действительно гиперболоид, вы правы. Значит можно сверлить.
Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:07:57Если станок не убит, то центровочное сверло по высоте точно соответствует центру патрона, в пределах допуска изготовителя конечно. По горизонтали же его можно сместить тонким поперечным перемещением задней бабки. Далее, микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон, в зависимости от требуемой точности.
Это всё работает если у вас свой станок и свой толковый токарь.
А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделали:
07.jpg
ибо именно такие "были выполнены на одном из предприятий космической отрасли"...
И
ЦитироватьОсобенно много усилий пришлось потратить на центробежные форсунки для распыления горючего в камере.
...
В результате испытаний из многих десятков форсунок были выбраны семь.
...
Шнековый завихритель имеет много мелких деталей, и от того, насколько точно удается выдержать их размеры, зависит ширина зазоров, через которые будет течь и распыляться в камеру керосин. Диапазон возможных исходов — от «через форсунку жидкость вообще не течет» до «распыляется равномерно во все стороны». Идеальный исход — керосин распыляется тонким конусом вниз.
...
Поэтому получение идеальной форсунки зависит не только от мастерства и добросовестности изготовителя, но и от используемого оборудования и, наконец, мелкой моторики специалиста.
https://users.livejournal.com/---lin---/390684.html
Т.е. на тех производствах, где им детали делали, ни о каком "микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон" речи явно не шло: как получилось - так получилось, а вы уж надейтесь, что хоть что-то случайно получилось нужного размера.
Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30Т.е. на тех производствах, где им детали делали, ни о каком "микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон" речи явно не шло: как получилось - так получилось, а вы уж надейтесь, что хоть что-то случайно получилось нужного размера
Вот именно это всегда и везде является самым сложным. Даже Маск об этом говорил своим "Не сложно сконструировать двигатель - производство вот что сложно". Поэтому когда я слышу нытье по этому поводу, то мысль только одна - люди занимаются не своим делом. Возможно они талантливые конструктора, но производство двигателей или ракет они сделать не смогут, т.к. явно не понимают как это работает.
Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30Цитата: nonconvex от 18.11.2022 06:07:57Если станок не убит, то центровочное сверло по высоте точно соответствует центру патрона, в пределах допуска изготовителя конечно. По горизонтали же его можно сместить тонким поперечным перемещением задней бабки. Далее, микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон, в зависимости от требуемой точности.
Это всё работает если у вас свой станок и свой толковый токарь.
А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделали:
Не вижу связи между токарным станком и сварными швами. Если швы герметичные и геометрия в пределах допуска, то нет проблем. На вышеупомянутой фотографии вроде все в порядке. Форсунку можете показать?
Цитата: Sellin от 18.11.2022 10:22:49Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30Т.е. на тех производствах, где им детали делали, ни о каком "микрометром можно вывести вертикаль в пределах 1-10 микрон" речи явно не шло: как получилось - так получилось, а вы уж надейтесь, что хоть что-то случайно получилось нужного размера
Вот именно это всегда и везде является самым сложным.
Конкретная операция центровки - элементарная, известная любому токарю. Обычный цифровой или аналоговый микрометр, и через пару минут ваши оси совмещены. Зависит от станка конечно. На некоторых предел возможного - 1 - 5 сотых миллиметра.
Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделали
Тут ещё нужно посмотреть, как были разделаны кромки, имелись ли канавки или буртики вокруг патрубков. Может, лучше и невозможно было сварить.
Цитата: opinion от 18.11.2022 18:57:31Цитата: SONY от 18.11.2022 10:12:30А Лин, напоминаю, вот с такими сварными швами двигатель сделали
Тут ещё нужно посмотреть, как были разделаны кромки, имелись ли канавки или буртики вокруг патрубков. Может, лучше и невозможно было сварить.
Кроме того варили вручную, не на орбиталке. Так что если опрессовку выдержала, то для макета и нормально будет.
Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
20221202_211745.jpg
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы. Например, если обычная шпилька с треугольной резьбой, использовалась как ходовой винт в каком-то механизме, вместо специального винта с трапецивидной резьбой или ШВП.
Ну а так-то на шпильку с накатанной резьбой тоже похоже, у них она достаточно пахабная, но чтоб настолько... Хотя если взять шпильку с накатанной резьбой и юзать её как ходовой винт то такое может получиться... Это у вас там там что, ЧПУ станки на таких ходовых винтах? )))
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
На старых комбайнах типа СКПР в соломосборнике. Но там диаметр сантиметров 30.
Цитата: Владимир Юрченко от 02.12.2022 21:53:29Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
На старых комбайнах типа СКПР в соломосборнике. Но там диаметр сантиметров 30.
Там шнек.
А это именно резьба, шпильки по 360 мм.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
20221202_211745.jpg
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Как зуборез-фрезеровщик четвертого разряда (свидетельство получал вместе с аттестатом после 11 класса) полагаю, что не только. Но нужна специальная фреза.
Блин. Выглядит как шнек. Может это какой-нибудь специфический шнек с гайкой?
Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы.
Это новые шпильки, куплены недавно вместе с душевым поддоном.
Являются опорами.
Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Это у вас там там что, ЧПУ станки на таких ходовых винтах?
))) ЧПУ на ШВП по вертикали, по Х,У косозубые рейки.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 23:04:37Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы.
Это новые шпильки, куплены недавно вместе с душевым поддоном.
Являются опорами.
Ту так-то если погуглить, то можно найти фото похожей гадости на сыромятых катанных шпильках из Леруа, например.
Но это явно не то к чему надо стремиться.
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 23:04:37Цитата: Sellin от 02.12.2022 21:44:49Скорее всего, это не специиально изготовленная резьба, а результат износа обычной треугольной резьбы.
Это новые шпильки, куплены недавно вместе с душевым поддоном.
Являются опорами.
И большая высота нарезов сделана чтобы служить опорой? ??? ::) :-[ :-\
Уменьшение угла резьбы со стандартных 60 гр. до 30 гр. снижает ее стоимость почти в два раза, но и во столько же уменьшает предельно допустимую нагрузку.
Цитата: Бертикъ от 03.12.2022 01:04:13Уменьшение угла резьбы со стандартных 60 гр. до 30 гр. снижает ее стоимость почти в два раза, но и во столько же уменьшает предельно допустимую нагрузку.
Насчёт предельной нагрузки.
Тут вообще витки выглядят плоской спиралью.
Как известно, работают первые 3 витка резьбы.
Может, в данном случаеза счёт упругости "зубьев" нагрузка распределяется более равномерно.
Гайки то обычные. Причём гайка опоры высокая, пластиковая.
И еще: шпильки работают на устойчивость, а в такой резьбе меньше концентраторы напряжений, чем в треугольной.
В любом случае вижу такую резьбу впервые.
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 02:06:23Как известно, работают первые 3 витка резьбы.
Нет, вовсе не только первые три.
vitki.png
Первые три витка берут на себя более 70% нагрузки, но это далеко не 100%.
Такой винт, как на фото - это просто мусор.
Я же говорю: это говношпильки самые дешманские. Не надо в них искать замысел.
Вот про них:
https://www.chipmaker.ru/topic/188125/
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/335918.jpg)
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 02:06:23Гайки то обычные.
Может это и сбивает с толку?
Представив гайки из дерева или пенопласта - весьма подходящая для подобных разнородных материалов резьба.
(Первая ассоциация от фотки это или шнек или винтовая свая ))
Цитата: SONY от 03.12.2022 02:19:24Такой винт, как на фото - это просто мусор
Сначала я тоже так подумал. А вы попробуйте такой винт сделать.
Это не может быть мусором, это устанавливается на серийной продукции и продается.
Цитата: SONY от 03.12.2022 02:19:24Первые три витка берут на себя более 70%
Да понятно. ;D
А теперь представьте, что витки упруго деформируемые. Нагрузка распределится равномернее.
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 10:27:17начала я тоже так подумал. А вы попробуйте такой винт сделать.
И в чём проблема?.. Это же делает не токарь Вася, у которого проблема, что нет нужного стандартного резца, а огромный завод, который резьбу накатывает, и которому нет проблемы под массовый выпуск заготовить специальное оборудование. Благо накатывать на "пластилине", из которого делаются такие шпильки, можно что угодно.
Выше уже дали ссылку, где есть сканы статьи с пояснением, что к чему и во что это в итоге выливается:
post-070378100_1481604620.jpg
post-024519000_1481604631.jpg
ПМСМ: похоже на саморез, который крутиться, в более мягкий материал.
Цитата: Sellin от 03.12.2022 02:34:16Я же говорю: это говношпильки самые дешманские. Не надо в них искать замысел.
Вот про них:
https://www.chipmaker.ru/topic/188125/
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/335918.jpg)
Там целый диспут - дешманская это резьба или специальная. ;D
Резьба гайки на конус?
Цитата: Лог от 03.12.2022 22:41:12Резьба гайки на конус?
Гайки обычные, метрические. И стальные и пластиковые. Фокус в том, что резьба стальной гайки не катается. ))
Вот опора в сборе.
Если позволите, и если позволит модератор. Есть предположение, что-это, всё-таки разновидность самореза. Верхняя гайка--из сыромятины. Плющит пластик внизу.... В общем пластиковый дюбель наоборот.
Нет, там ничего не плющит. Моменты затяжки небольшие. Просто эта гайка контрит пластиковую опору после выставления по уровню.
Любопытно. Сам мечтаю приобрести, сей девайс. А сколько опор?
в голову приходит только что такую резьбу пожалуй будет несложно отвернуть - даже если она изрядно забьется осмолившейся грязью либо заизвесткуется
Рельно никто в Леруа не закупается? Там такими "специальными" шпильками всё завалено. Хотел купить нормальную как-то, а там только такое г. других нет вообще.
Единственное с чем могу согласиться, что это не брак, а специальная технология у китайцев такая, для удешевления. Т.к. на такой шпильке экономия металла процентов 10, за счет меньшего внутреннего диаметра стержня, и более "воздушной" резьбы.
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 22:52:07Цитата: Лог от 03.12.2022 22:41:12Резьба гайки на конус?
Гайки обычные, метрические. И стальные и пластиковые. Фокус в том, что резьба стальной гайки не катается. ))
Вот опора в сборе.
"Не катается" объясните пожалуйста для школьника :-[ .
Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=27313;type=preview;file"]20221202_211745.jpg[/url]
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Я вам такую запросто нарежу на токарно-винторезном. Фасонный резец, режет в основании стержня, поэтому толщина стенок рояля не играет.
Цитата: nonconvex от 04.12.2022 07:44:35толщина стенок рояля не играет.
При нарезке резьбы скорость резания такая же, как и при точении цилиндра?
В любом случае данная резьба - катаная.
Цитата: Штуцер от 03.12.2022 23:08:31Просто эта гайка контрит пластиковую опору после выставления по уровню.
Ага. Видимо это резьба для завинчивания в мягкий материал. Чтобы увеличить площадь соприкосновения и соответственно уменьшить удельное давление.
Цитата: Лог от 04.12.2022 00:02:56Цитата: Штуцер от 03.12.2022 22:52:07Цитата: Лог от 03.12.2022 22:41:12Резьба гайки на конус?
Гайки обычные, метрические. И стальные и пластиковые. Фокус в том, что резьба стальной гайки не катается. ))
Вот опора в сборе.
"Не катается" объясните пожалуйста для школьника :-[ .
Накаткой в гайке резьбу не сделать?
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 11:15:04Накаткой в гайке резьбу не сделать?
Спасибо
Извините, вопроса не разглядел. :-[ Наверное нет. Хотя смотря какая гайка. Наверное.
Народ, ну хватит придумывать оправдания для китайцев... Если бы это была какая-то специальная резьба для мягких гаек, для откручивания в условиях загрязнения и т.д., то на неё был бы стандарт, да и продавалась бы шпилька с такой резьбой отдельно от обычных метрических. А стандарта такого нет! И продаётся это под видом метрической шпильки! Причём не в одном магазине, а вообще везде, повсеместно, шпильку с реально 60 градусов - ещё пойди найди.
Так что это просто уничтожение прочности в угоду копеечной экономии металла. Что порой, см. сканы статьи на прошлой странице, приводит к разрушению конструкций. Но китайцам пофигу ваши разрушения, им важно, что металла на 10% меньше потратили.
Что-если мягкую гайку взять меньшим диаметром.
О! Вопрос, к знатокам.
Участвуют-ли Китайцы, в...
В общем у них такие же тех стандарты?
Цитата: nonconvex от 04.12.2022 07:44:35Цитата: Штуцер от 02.12.2022 21:24:04Вопрос безотносительно космонавтики, но технический.
Попадалась кому- то такая резьба?
20221202_211745.jpg (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=27313;type=preview;file)
У меня есть версия , но пока помолчу.
Да, резьба на диам.10 мм.
ЗЫ Предполагаю, что получить такую резбу можно только накаткой.
Я вам такую запросто нарежу на токарно-винторезном. Фасонный резец, режет в основании стержня, поэтому толщина стенок рояля не играет.
Похожие ребра делают накаткой на трубках для увеличения поверхности сброса тепла. Трубки применяются в радиаторах и кулерах.
Цитата: SONY от 04.12.2022 14:20:18Так что это просто уничтожение прочности в угоду копеечной экономии металла.
Это вполне возможно.
Цитата: SONY от 04.12.2022 14:20:18И продаётся это под видом метрической шпильки!
Вот это вряд ли.
ну еще мб инструмент для накатки тонкого профиля более долгоживущим получается; профиль самого инструмента толще-прочнее и допускает существенно бОльшую степень износа
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 14:50:48ЦитироватьИ продаётся это под видом метрической шпильки!
Вот это вряд ли.
Да заедьте вы уже в Леруа сами, что-ли, если не верите двум участникам этого форума и треду из чипмейкера.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 14:50:48Вот это вряд ли.
Это - факт!
Более того, ничего другого под видом стандартной метрической резьбы почти и не продаётся!
Сходите в магазин с шаблоном метрической резьбы и приложите к шпилькам - всюду увидите, что угол куда меньше, чем 60 градусов. В лучшем случае будет 45 градусов, не редко - 35. Может уже и 30 делают. И на всём этом будет написано, что шпилька - метрическая!
Если найдёте где-то шпильку, где резьба с шаблоном совпадёт - сообщите, буду у них крепежом закупаться.
P.S. речь именно о шпильках, у которых резьбу по всей длине накатывают. Прочий крепёж проще найти с нормальной резьбой.
Вы посмотрите на эту резьбу. Это не 30, не 20, и не 15.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 15:56:53Вы посмотрите на эту резьбу. Это не 30, не 20, и не 15.
Она вообще не треугольная в данном конкретном случае. Дальнейшее развитие китайских технологий металлоэкономии в ущерб любым остаткам прочности.
Цитата: SONY от 04.12.2022 16:56:46Цитата: Штуцер от 04.12.2022 15:56:53Вы посмотрите на эту резьбу. Это не 30, не 20, и не 15.
Она вообще не треугольная в данном конкретном случае. Дальнейшее развитие китайских технологий металлоэкономии в ущерб любым остаткам прочности.
А как такая резьба изготавливается с экономией стоимости и металла?
Ешё немного и на шайбы перейдут.Регресс технической мысли. ;D
Цитата: opinion от 04.12.2022 22:58:10А как такая резьба изготавливается с экономией стоимости и металла?
Накаткой. С упрочнением витков.
Цитата: Штуцер от 04.12.2022 09:39:10Цитата: nonconvex от 04.12.2022 07:44:35толщина стенок рояля не играет.
При нарезке резьбы скорость резания такая же, как и при точении цилиндра?
В любом случае данная резьба - катаная.
Можно такую же, можно и поменьше, для упрощения. Есть приспособы для быстрого отвода резца и остановки шпинделя. Хотите накаткой - да на здоровье, можно и накаткой. Собственно многие шурупы по дереву и саморезы имеют такой же профиль , естественно что они катаные, для экономии металла.
Цитата: nonconvex от 05.12.2022 01:40:18естественно что они катаные, для экономии металла.
Естественно катаные, для производительности. Они ещё и каленые.
В общем, собрал конструкцию. Испытал нагрузкой, 140 кг на 6 опор.
Вроде всё стоит жёстко.
чадушко с герлфрендой в их первую квартирку-студию купили недорогую кабинку, на 4 опоры. центр пришлось домкратом укрепить, чаша угрожающе проседала.. правда потом все 6 лет беспроблемно прослужило, ничего не ломалось не деформировалось не подтекало. шпильки вроде были с больменее стандартной резьбой
Кто-то может опознать спускаемый аппарат?
По виду - востоковский шарик. Но какой-то пульт впритык к люку. Да и ШР гермоплаты выглядит как-то не так.
kapsula1.jpg
Это из фильма "Гагарин: Первый в космосе". Так что как реквизиторы собрали - так оно и выглядит.
Цитата: SONY от 31.12.2022 13:09:23Это из фильма "Гагарин: Первый в космосе". Так что как реквизиторы собрали - так оно и выглядит.
Посмотрел. Да, похоже, что оно. Не кадр, но с места съемки.
Спасибо!
Цитата: Бертикъ от 31.12.2022 13:59:55Не кадр, но с места съемки.
Да, это снято на съёмочной площадке, а не кадр из фильма. В свойствах файла прописано, что это снято фотоаппаратом Canon EOS 5D Mark II. Его часто и для съёмок собственно кино использовали, но тогда разрешение всего Full HD (1920x1080), а тут - полное разрешения матрицы, т.е. это именно фотография, а не кадр из фильма.
Цитата: SONY от 04.12.2022 15:53:21Сходите в магазин с шаблоном метрической резьбы и приложите к шпилькам - всюду увидите, что угол куда меньше, чем 60 градусов. В лучшем случае будет 45 градусов, не редко - 35. Может уже и 30 делают. И на всём этом будет написано, что шпилька - метрическая!
Ну так если миллиметры а не дюймы - то метрическая. А что резьба не треугольная а трапецеидальная или какая это - уже подробности.
Просто к такой шпильке - нужна и соотвествующая гайка,а не просто шаг-диаметр тот же
Ну и вообще логично - сэкономить металл на шпильке но добавить на гайке. Ибо шпилька длинная а гайка короткая.
Цитата: Дем от 19.01.2023 13:40:08Цитата: SONY от 04.12.2022 15:53:21Сходите в магазин с шаблоном метрической резьбы и приложите к шпилькам - всюду увидите, что угол куда меньше, чем 60 градусов. В лучшем случае будет 45 градусов, не редко - 35. Может уже и 30 делают. И на всём этом будет написано, что шпилька - метрическая!
Ну так если миллиметры а не дюймы - то метрическая. А что резьба не треугольная а трапецеидальная или какая это - уже подробности.
Просто к такой шпильке - нужна и соотвествующая гайка,а не просто шаг-диаметр тот же
Ну и вообще логично - сэкономить металл на шпильке но добавить на гайке. Ибо шпилька длинная а гайка короткая.
А если резьбу сорвет не на гайке а на шпильке, так это ваши проблемы. Ибо.
Цитата: nonconvex от 20.01.2023 01:51:31А если резьбу сорвет не на гайке а на шпильке, так это ваши проблемы.
Так сколько резьбы надо рвать на гайке и сколько на шпильке?
Цитата: nonconvex от 20.01.2023 01:51:31А если резьбу сорвет не на гайке а на шпильке, так это ваши проблемы. Ибо.
Даже такую резьбу сорвать может быть сложнее, чем порвать шпильку
Цитата: Дем от 20.01.2023 10:30:32Даже такую резьбу сорвать может быть сложнее, чем порвать шпильку
Выше уже давали ссылки на тесты - нет, не легче.
Это нормальную метрическую (а "метрическая резьба" - это термин, обозначающий не только диаметр, но и профиль) шпильку рвёт, а не резьбу срывает. Тут же именно "слизывает" резьбу.
А вот как выглядит метрическая гайка на такой резьбе:
threads.jpg
Хорошим ключом ее и вручную можно сорвать.
Цитата: SONY от 20.01.2023 10:57:33Тут же именно "слизывает" резьбу.
Слизывает резьбу - если использовать гайку с обычной резьбой.
А если соответсвующую? Вот посчитаем:
площадь сечения - пR
2площадь среза - скажем треть площади цилиндра (2пR / 3 * длина 2R = 4/3 пR
2)
Цитата: Дем от 20.01.2023 17:19:53А если соответсвующую?
А не поясните, что значит "соответствующую", если шпилька продается как метрическая, и никаких "неметрических" ответных деталей к ней не предусмотрено?
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 12:01:53А вот как выглядит метрическая гайка на такой резьбе:
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=28913;type=preview;file"]threads.jpg[/url]
Хорошим ключом ее и вручную можно сорвать.
откель така хороша картинка?
Здесь есть один момент.
Такие витки работают на упругость и распределяют нагрузку между всеми витками гайки.
Метрическая гайка со шпилькой М12 выдержит тонну. в апорах поддона (с чего началось) - их 8. Достаточно расчетной нагрузке на такую неправильную шпильку 80 кг, чтобы все стояло норм. Поддон установил, все нормально стоит.
Цитата: Штуцер от 20.01.2023 18:32:14Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 12:01:53А вот как выглядит метрическая гайка на такой резьбе:
Хорошим ключом ее и вручную можно сорвать.
откель така хороша картинка?
Здесь есть один момент.
Такие витки работают на упругость и распределяют нагрузку между всеми витками гайки.
Метрическая гайка со шпилькой М12 выдержит тонну. в апорах поддона (с чего началось) - их 8. Достаточно расчетной нагрузке на такую неправильную шпильку 80 кг, чтобы все стояло норм. Поддон установил, все нормально стоит.
Нашел в инете разрез резьбы да наложил на фото))
Так ведь никто и не утверждает, что в домашнем применении (а тем более - в конструкции, которую наверняка кто-то хоть примерно просчитал) такие шпильки должны не выдержать. Вы ведь слегка недооценили - даже М10 выдержит в среднем 3 т)) Так что для восьми даже китайских шпилек тут запас прочности выше крыши.
Дискуссию лично я продолжаю только в том ключе, что такую херню надо убирать с наших рынков, чтобы для разработчиков конструкций не было "темных лошадок".
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 19:06:47Вы ведь слегка недооценили - даже М10 выдержит в среднем 3 т))
ну, это навскидку. ))
Для М10 - это в статике и на разрушение?
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 19:06:47Дискуссию лично я продолжаю только в том ключе, что такую херню надо убирать с наших рынков,
Завтра буду у армян на строительном, посмотрю, что за шпильки у них. ))
Цитата: Штуцер от 20.01.2023 19:23:51Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 19:06:47Вы ведь слегка недооценили - даже М10 выдержит в среднем 3 т))
ну, это навскидку. ))
Для М10 - это в статике и на разрушение?
Аха, на разрыв от 2 до 7 т в зависимости от стали.
Причем предел на смятие резьбы и на прочность самой шпильки обычно близки для некрупных резьб.
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 20:49:03Причем предел на смятие резьбы и на прочность самой шпильки обычно близки для некрупных резьб.
Это да.
Цитата: Бертикъ от 20.01.2023 18:19:07А не поясните, что значит "соответствующую", если шпилька продается как метрическая, и никаких "неметрических" ответных деталей к ней не предусмотрено?
"Метрической резьбу называют потому, что все ее геометрические параметры измеряются в миллиметрах."И это собственно единственное требование к метричности - что не в дюймах. Угол вершины в 60 градусов - не более чем традиция, потому что их нарезать из прутка на токарном станке проще всего. А так же соответствие диаметра монолитной части внешнему.
Т.е. шпилька с фото формально М12 - внешний диаметр и шаг такой же как в ГОСТ. А вот внутренний и профиль - внезапно может оказаться разным. Зарубежным производителям ГОСТ не писан. Хотя все размеры в миллиметрах...
А гайка, подозреваю, что-то вроде такого должна быть
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/338711.jpg)
Цитата: Дем от 21.01.2023 00:01:48"Метрической резьбу называют потому, что все ее геометрические параметры измеряются в миллиметрах."
И это собственно единственное требование к метричности - что не в дюймах. Угол вершины в 60 градусов - не более чем традиция,.
...........................................
Зарубежным производителям ГОСТ не писан. Хотя все размеры в миллиметрах...
....
Вот только у буржуинских производителей свои стандарты... ISO - International Organization for Standardization, DIN - Deutsches Institut für Normung, EN - EuroNorm ... И что интересно - ГОСТ и все эти стандарты практически совпадают по техническим деталям, отличаются бюрократическими заморочками.
Например ГОСТ 7798-70 (https://tdm-neva.ru/bolts/gost-7798-70-bolt.htm) нормальные болты с шестигранной головкой; соответствует DIN 931 и ISO 4014 (https://tdm-neva.ru/bolts/iso-4014.htm) и как Вы уже догадались - угол профиля для всех этих стандартов - 60 градусов.
Цитата: Дем от 21.01.2023 00:01:48Угол вершины в 60 градусов - не более чем традиция, потому что их нарезать из прутка на токарном станке проще всего.
Откуда вы всю эту хрень берете, неужели из головы?
Токарному станку пофиг как резать, какой резец поставите, такую и нарежет. Резьбы бывают треугольные трапециидальные, прямоугольные, круглые и т.д. У всех свое применение. Треугольнве обеспечивают
наибольшее трение в паре болт-гайка, поэтому именно они применяются в крепеже, и вовсе не потому, что "нарезать проще". Из этих же соображений, а также из условий прочности выбирается угол.
За навинчивание гайки с 60-градусной треугольной резьбой на шпильку с резьбой другого профиля нужно руки отрывать, по причине сформулированной выше.
Цитата: Владимир Шпирько от 21.01.2023 00:26:48Вот только у буржуинских производителей свои стандарты...
Это не более чем рекомендации производителям... хочешь - делай как там сказано, не хочешь - делай не так... но тогда продажа твои проблемы.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 00:48:42Токарному станку пофиг как резать, какой резец поставите, такую и нарежет.
Читаем историю, вспоминаем когда научились делать резцы сложной формы.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 00:48:42За навинчивание гайки с 60-градусной треугольной резьбой на шпильку с резьбой другого профиля нужно руки отрывать
+100
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:02:30ЦитироватьВот только у буржуинских производителей свои стандарты...
Это не более чем рекомендации производителям... хочешь - делай как там сказано, не хочешь - делай не так... но тогда продажа твои проблемы.
Вот только сделанное по-другому нельзя называть МЕТРИЧЕСКАЯ резьба, даже если все размеры в миллиметрах. Причем и за бугром тоже нельзя....
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:02:30Читаем историю, вспоминаем когда научились делать резцы сложной формы.
Примерно тогда же, когда изобрели наждак.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 01:18:32Примерно тогда же, когда изобрели наждак.
Наждак не изобретали, это горная порода. ;D
Цитата: Владимир Шпирько от 21.01.2023 01:07:23Вот только сделанное по-другому нельзя называть МЕТРИЧЕСКАЯ резьба
А какая она, дюймовая? :o
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:22:18Цитата: nonconvex от 21.01.2023 01:18:32Примерно тогда же, когда изобрели наждак.
Наждак не изобретали, это горная порода. ;D
Так вы геолог? Тогда вопросов нет, у вас свои понятия.
Цитата: Дем от 21.01.2023 01:22:18Цитата: nonconvex от 21.01.2023 01:18:32Примерно тогда же, когда изобрели наждак.
Наждак не изобретали, это горная порода. ;D
Цитата: Владимир Шпирько от 21.01.2023 01:07:23Вот только сделанное по-другому нельзя называть МЕТРИЧЕСКАЯ резьба
А какая она, дюймовая? :o
Упорная, трапецеидальная, параболическая.... или просто специальная.
Цитата: Дем от 21.01.2023 00:01:48единственное требование к метричности - что не в дюймах
Открываем ГОСТ 8724-2002 и выясняем, что есть резьбы M2,2, M2,5, M3,5, M4,5 и прочие метрические, где размер указан с десятыми долями миллиметра (для совсем мелких резьб - и сотых, но их опустим). У резьб M2,2 и M2,5 шаг 0,45 мм, у резьбы M4,5 - 0,75 мм. M8 имеет шаг 1,25 мм, M12 - 1,75 мм. Короче говоря, шаг с сотыми миллиметра - норма для метрической резьбы. В таком случае, по вашей логике, может существовать резьба "M25,4" с шагом 2,54 мм и типа она будет метрической, а не дюймовой!
Тут Дем прав - метрические резьбы измеряются в миллиметрах, дюймовые - в дюймах. И те, и другие могут быть как стандартными, так и нестандартными (фасонными).
Единственное что у них фиксировано - шаг, но никто не мешает сделать болт диаметром 39.77 и нарезать его с шагом ну скажем 0.5. Понятно, что ни одна стандартная гайка на него не подойдет, но своя рука-владыка, режем для него фасонную гайку. Тем самым мы обеспечиваем геморрой эксплуатационникам, но ради эксперимента можно.
Соответственно токарно-винторезные станки имеют фиксированный набор резьбовых подач, один для метрических резьб, и другой - для дюймовых. Переключение ручкой M / I.
Но это старые, у меня такой. Современные же с ЧПУ режут все что угодно - что напишешь в программе, то и получишь, там шаговые сервомоторы. Соответственно одни и те же резьбы могут быть как фасонно-метрическими, так и стандартно-дюймовыми, в зависимости от пересчета.
Цитата: nonconvex от 21.01.2023 02:36:04Единственное что у них фиксировано - шаг, но никто не мешает сделать болт диаметром 39.77 и нарезать его с шагом ну скажем 0.5.
Неа. "Специальная резьба – это резьба со стандартным профилем, но с отличающимися от стандартных диаметром или шагом". Иначе "M" на неё писать нельзя. Можно сделать болт Сп. M23x2,5 с 60 градусов профилем - он будет специальный и метрический. А если сделать болт 25,4x2,54 с профилем 55 градусов, то он, уж извините, никакой не M, он - BSF (British Standard Fine) и никак иначе. То, что мы записали его размеры в миллиметрах, никак этого факта не изменит.
P.S. 39,77 - это в пределах допуска на размер болта M40...
Цитата: SONY от 21.01.2023 10:33:57P.S. 39,77 - это в пределах допуска на размер болта M40...
С шагом 0.5 ? Это вряд ли!
Был сегодня на стройрынке.
Есть и такие и такие шпильки.
В частности, М12 обоих видов в одной куче , и цена одна. У продавца даже спрашивать не стал, он явно не петрит.
Цитата: SONY от 21.01.2023 10:33:57Цитата: nonconvex от 21.01.2023 02:36:04Единственное что у них фиксировано - шаг, но никто не мешает сделать болт диаметром 39.77 и нарезать его с шагом ну скажем 0.5.
Неа. "Специальная резьба – это резьба со стандартным профилем, но с отличающимися от стандартных диаметром или шагом". Иначе "M" на неё писать нельзя. Можно сделать болт Сп. M23x2,5 с 60 градусов профилем - он будет специальный и метрический. А если сделать болт 25,4x2,54 с профилем 55 градусов, то он, уж извините, никакой не M, он - BSF (British Standard Fine) и никак иначе. То, что мы записали его размеры в миллиметрах, никак этого факта не изменит.
Почитал ГОСТ 8724-81
Цитировать1. Настоящий стандарт распространяется на метрические резьбы общего назначения с профилем по ГОСТ 9150-81 и устанавливает их диаметры в диапазоне от 0,25 до 600 мм и шаги от 0,075 до 6 мм.
Стандарт полностью соответствует СТ СЭВ 181-75.
2. Диаметры и шаги резьб должны соответствовать указанным в таблице.
Вы правы, беру свои слова обратно.
Цитата: nonconvex от 22.01.2023 04:02:45Почитал ГОСТ 8724-81
Так специальная резьба на то и специальная, что никакого ГОСТа на неё нет :-)
Если уж считать выделенный текст за истинный и для специальной резьбы, то я тогда как раз неправ: я писал "Можно сделать болт Сп. M23x2,5 с 60 градусов профилем - он будет специальный и метрический", а диаметра 23 мм в этом ГОСТе нет (я его специально выбрал, чтобы в ГОСТе такого не было), значит такой болт метрическим не будет, и я ошибся.
Никаких официальных нормативных документов, разрешающих называть метрической резьбой резьбу пусть и со стандартным профилем, но нестандартным диаметром и/или шагом, я не нашёл. Тем не менее, в учебных пособиях, учебниках и прочих подобных изданиях говорится, что так делать можно: указать, что "резьба специальная метрическая Сп. M[нестандартный диаметр] x [нестандартный шаг]". Именно ими я и руководствовался, когда делал такое заявление.
А вот резьбу с нестандартным профилем никто и нигде, ни в официальных документах, ни в учебных пособиях, метрической называть не разрешал. Это - однозначно "нестандартная резьба", описание которой должно включать в себя не только диаметр с шагом, но и чертёж профиля. Т.е шпильки, с которых всё началось, должны были продаваться не как "M12", а как "шпилька резьбовая нестандартная, диаметр 12 мм, шаг резьбы 1,75 мм, профиль резьбы - [чертёж]".
Это под какой пуск репетиция?
Цитата: Штуцер от 24.01.2023 19:02:55Это под какой пуск репетиция?
Выбор вроде невелик...
Надо полагать, под SLS.
Цитата: Штуцер от 24.01.2023 19:02:55Это под какой пуск репетиция?
Уууу... как мощно оно попёрло...
;)
Конкретный вопрос : про клиновоздушный двигатель. Если усилие струи передается соплу-большой площади. То как уменьшение площади может повлиять на эффективность?
Цитата: Лог от 27.01.2023 08:22:10Конкретный вопрос : про клиновоздушный двигатель. Если усилие струи передается соплу-большой площади. То как уменьшение площади может повлиять на эффективность?
Никак. Площадь не при чем, важна масса и скорость истекающего рабочего тела. Геометрия служит лишь для обеспечения этих параметров.
Имху
Цитата: telekast от 27.01.2023 12:59:14важна масса и скорость истекающего рабочего тела. Геометрия служит лишь для обеспечения этих параметров.
масса, скорость и
направление.
Сопло - оно на 99% для последнего...
Цитата: Дем от 27.01.2023 13:44:57Цитата: telekast от 27.01.2023 12:59:14важна масса и скорость истекающего рабочего тела. Геометрия служит лишь для обеспечения этих параметров.
масса, скорость и направление.
Сопло - оно на 99% для последнего...
Выделил в квоте. В сопле происходит преобразование давления и температуры в кинетическую энергию потока, это его основная задача. "Направление" это тс свойство по умолчанию. С "направлением" и "дырка" справится, худо-бедно. ;)
Имху
Цитата: telekast от 27.01.2023 13:52:26В сопле происходит преобразование давления и температуры в кинетическую энергию потока, это его основная задача. "Направление" это тс свойство по умолчанию. С "направлением" и "дырка" справится, худо-бедно. ;)
Имху
Нет - если мы сделаем КС просто с дыркой без сопла - то из неё будет лететь во всю полусферу. При неизменной скорости/температуре газа.
А чем больше сопло - тем уже угол вылета.
Ну и тут надо помнить, что если мы берём кубометр газа со скоростью частиц ХХХХ м/с - то в случае хаотического движения температура дохрена, а в случае если все они летят строго в одну сторону - 0 К
Цитата: Дем от 27.01.2023 14:09:39Цитата: telekast от 27.01.2023 13:52:26В сопле происходит преобразование давления и температуры в кинетическую энергию потока, это его основная задача. "Направление" это тс свойство по умолчанию. С "направлением" и "дырка" справится, худо-бедно. ;)
Имху
Нет - если мы сделаем КС просто с дыркой без сопла - то из неё будет лететь во всю полусферу. При неизменной скорости/температуре газа.
А чем больше сопло - тем уже угол вылета.
Ну и тут надо помнить, что если мы берём кубометр газа со скоростью частиц ХХХХ м/с - то в случае хаотического движения температура дохрена, а в случае если все они летят строго в одну сторону - 0 К
"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся поток. В газодинамике не рассматриваются микроуровни, уровни каждой молекулы, рассматривпют поток газа. Собственно для двигателя то, что проичходит в газом за пределами среза слпла уже неиважно, он может лететь куда хочет, на двигатель это уже никакого влияния не оказывает. Потому задача сопла максисально "выжать скорость" из потока при прочих равных. Для этого и служит его геометрия.
Имху
Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18В газодинамике не рассматриваются микроуровни, уровни каждой молекулы, рассматривпют поток газа.
Вопрос в том, насколько это правильно, особенно в вакууме.
Сопло - не меняет скорость молекул, только направление их полёта. А газ при этом остывает...
Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся поток
Вот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Цитата: Дем от 27.01.2023 14:49:55Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18В газодинамике не рассматриваются микроуровни, уровни каждой молекулы, рассматривпют поток газа.
Вопрос в том, насколько это правильно, особенно в вакууме.
Сопло - не меняет скорость молекул, только направление их полёта. А газ при этом остывает...
Скорость молекул тут дело десятое, она не рассматривается, рачсматривается скорость потока(суммы молекул). И да, при охлаждении газа скорость движения молекул снижается. Физика, школьный курс. ;) А вот скорость потока растет в общем случае. Хоть в вакууме, хоть где.
Имху
Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 14:54:56Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся поток
Вот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Сорло нужно для преобразования давления и температуры в скорость потока. В вакууме газ будет расширятся теоритически бесконечно. А "выстраиванме" молеуул "в колонну по три" это Дудышевым отдает. ;)
Имху
Цитата: telekast от 27.01.2023 15:05:06И да, при охлаждении газа скорость движения молекул снижается. Физика, школьный курс. ;)
А вот внезапно не всегда. Для школы это слишком сложно ;)
И чисто интуитивно - происходящее более понятно на уровне молекул.
Цитата: telekast от 27.01.2023 15:10:28Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 14:54:56Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся поток
Вот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Сорло нужно для преобразования давления и температуры в скорость потока. В вакууме газ будет расширятся теоритически бесконечно. А "выстраиванме" молеуул "в колонну по три" это Дудышевым отдает. ;)
Имху
тут не нужно имхов. Достаточно понимать физику.
Цитата: Дем от 27.01.2023 15:17:10Цитата: telekast от 27.01.2023 15:05:06И да, при охлаждении газа скорость движения молекул снижается. Физика, школьный курс. ;)
А вот внезапно не всегда. Для школы это слишком сложно ;)
И чисто интуитивно - происходящее более понятно на уровне молекул.
собсна, школьный вариант МКТ, переходящей в термодинамику газов, просто не применим к "монохроматичной" струе газа в вакууме.
Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 19:34:13Цитата: telekast от 27.01.2023 15:10:28Цитата: vlad7308 от 27.01.2023 14:54:56Цитата: telekast от 27.01.2023 14:28:18"Во всю полусферу" ничего лететь не будет, будет расширяющицся поток
Вот сопло для того и нужно, чтобы он не расширялся :) идеальное сопло молекулы газа\рабочего тела покидают с одинаковым вектором скорости
Сорло нужно для преобразования давления и температуры в скорость потока. В вакууме газ будет расширятся теоритически бесконечно. А "выстраиванме" молеуул "в колонну по три" это Дудышевым отдает. ;)
Имху
тут не нужно имхов. Достаточно понимать физику.
Понимайте.
Может кто-нибудь дать цену РД «Протона» первой и второй ступени? В перерасчёте на наши реалии.
Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
Ведь изделие всё равно одноразовое.
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
А зачем вводить лишние сущности, если с проблемой успешно справляется охлаждение компонентами топлива?
Имеются в виду тракты горячего газообразного кислорода.
Спасибо)
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
В РДТТ используют.
Цитата: Штуцер от 16.02.2023 10:49:27Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
В РДТТ используют.
Да действительно. :)
Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
Цитата: SONY от 16.02.2023 13:21:22Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
О! А там где? Извините не нашел. Можно выдержку?
Цитата: Лог от 16.02.2023 13:29:51Цитата: SONY от 16.02.2023 13:21:22Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
О! А там где? Извините не нашел. Можно выдержку?
Нижняя часть сопла:
Screenshot_2023-02-16-13-53-33-910_com.android.chrome.jpg
Цитата: ratcustorb от 16.02.2023 13:54:41Цитата: Лог от 16.02.2023 13:29:51Цитата: SONY от 16.02.2023 13:21:22Цитата: Лог от 16.02.2023 10:28:01Почему в РД не используют абляционные покрытия. В напряжённых по температуре участках?
RS-68 (https://ru.wikipedia.org/wiki/RS-68)
О! А там где? Извините не нашел. Можно выдержку?
Нижняя часть сопла:
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=29894;type=preview;file"]Screenshot_2023-02-16-13-53-33-910_com.android.chrome.jpg[/url]
О!!! Блин спасибо!
Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.
Цитата: Лог от 16.02.2023 15:34:02Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.
А там всё ешё более-менее.
А основная проблема - будет увеличиваться дырка из камеры в сопло и движок будет терять тягу.
Цитата: Дем от 16.02.2023 17:49:40Цитата: Лог от 16.02.2023 15:34:02Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.
А там всё ешё более-менее.
А основная проблема - будет увеличиваться дырка из камеры в сопло и движок будет терять тягу.
Это если в критическом сечении будет выгорать изоляция. И даже в этом случае можно избежать потери тяги увеличивая подачу топлива в КС. Тяга будет расти ;D
Цитата: telekast от 16.02.2023 17:58:16И даже в этом случае можно избежать потери тяги увеличивая подачу топлива в КС. Тяга будет расти ;D
Можно, само собой. Но нам максимальная тяга нужна в начале, а под конец лучще бы поменьше.
Цитата: telekast от 16.02.2023 17:58:16Это если в критическом сечении будет выгорать изоляция.
Абляционная выгорает по самой своей сути работы. И именно тут она будет выгорать максимально быстро
Цитата: Дем от 17.02.2023 02:58:03Цитата: telekast от 16.02.2023 17:58:16Это если в критическом сечении будет выгорать изоляция.
Абляционная выгорает по самой своей сути работы. И именно тут она будет выгорать максимально быстро
Насколько я понял, в обсуждаемом двигателе абляционная применена лишь на сопле, в критическом сечении и КС нечему выгорать. Если же применить, то выгорать она будеттоже не максимальео быстро, давление и температура в критическом сечении меньше, чем в КС, но больше чем на сопле. А скорость потока наоборот выше чем в КС, но меньше чем на сопле. Может в критическом сечении не ставить абляционку, чтобы не заморачиваться учетом и компенсацией изменения сечечения. ::)
Цитата: telekast от 17.02.2023 08:11:22Насколько я понял, в обсуждаемом двигателе абляционная применена лишь на сопле, в критическом сечении и КС нечему выгорать.
Так в реальных движках наоборот, в КС и критическом сечении максимальный нагрев.
И уж если там не надо - в сопле тем более
Цитата: Дем от 17.02.2023 09:38:07Так в реальных движках наоборот, в КС и критическом сечении максимальный нагрев.
И уж если там не надо - в сопле тем более
Реальная логика обратная: если нагрев не сильный то и регенеративное охлаждение не нужно. Можно обойтись абляционным.
Цитата: Старый от 17.02.2023 10:47:16Реальная логика обратная: если нагрев не сильный то и регенеративное охлаждение не нужно. Можно обойтись абляционным.
А если нагрев даже в КС такой что и абляционное не нужно?
Цитата: telekast от 17.02.2023 08:11:22Насколько я понял, в обсуждаемом двигателе абляционная применена лишь на сопле, в критическом сечении и КС нечему выгорать. Если же применить, то выгорать она будеттоже не максимальео быстро, давление и температура в критическом сечении меньше, чем в КС, но больше чем на сопле. А скорость потока наоборот выше чем в КС, но меньше чем на сопле. Может в критическом сечении не ставить абляционку, чтобы не заморачиваться учетом и компенсацией изменения сечечения. ::)
В критическом сечении удельные теплопотоки максимальны.
Цитата: Дем от 16.02.2023 17:49:40Цитата: Лог от 16.02.2023 15:34:02Но всё-таки я про тракт газообразного кислорода.
А там всё ешё более-менее.
А основная проблема - будет увеличиваться дырка из камеры в сопло и движок будет терять тягу.
В кислороде выгорать будет как раз быстрее и все это добро полетит в турбину и форсунки КС.
Цитата: Дем от 17.02.2023 14:33:22А если нагрев даже в КС такой что и абляционное не нужно?
Это что и о чём?
Сколько примерно весит двигательная установка (ДУ) с ЭРД на ксеноне вместе с системой подачи и хранения (СПХ) для какого-нибудь спутника на ГСО? И какую долю от массы всей ДУ составляет СПХ?
Цитата: ratcustorb от 04.03.2023 21:39:16Сколько примерно весит двигательная установка (ДУ) с ЭРД на ксеноне вместе с системой подачи и хранения (СПХ) для какого-нибудь спутника на ГСО? И какую долю от массы всей ДУ составляет СПХ?
Вот тут несколько специфический вариант применения, зато с подробностями:
https://www.keldysh.ru/papers/2001/prep84/prep2001_84.html
(и еще, с тех пор ЭПА могла немного полегчать)
Цитата: ratcustorb от 04.03.2023 21:39:16Сколько примерно весит двигательная установка (ДУ) с ЭРД на ксеноне вместе с системой подачи и хранения (СПХ) для какого-нибудь спутника на ГСО? И какую долю от массы всей ДУ составляет СПХ?
Сам спросил, сам нашёл))
Может кому интересно будет:
IMG_20230304_225009.jpg
IMG_20230304_225304.jpg
Взято отсюда:
https://mai.ru/upload/iblock/ad7/Dissertatsiya-KURGUZOV.pdf
Причем, сам по себе XIPS-25 -- это Ф25-сантиметровый цилиндрический горшок, весом, наверное, килограмм 10. )
Цитата: Serge V Iz от 04.03.2023 23:17:08Причем, сам по себе XIPS-25 -- это Ф25-сантиметровый цилиндрический горшок, весом, наверное, килограмм 10. )
13,7 кг
http://electricrocket.org/IEPC/IEPC-2009-152.pdf
Ага. Значит, если верить фрагменту диссертации, из 150 кг:
60 кг -- сами двигатели с монтажными частями;
30 кг -- баллон;
10 кг -- газовое питание со всякими околовспомогательными вещами.
50 кг на электропитание остаётся. )
(И эти люди запрещают нам ковырять утверждают, что наша аппаратура -- тяжёлая??) :D
Прошу помощи тех, кто изучал. Вот перед нами фланец, на котором располагался отстреливаемый люк. Я правильно понимаю, что сработавшие пироболты это три правых, а до срабатывания они выглядели примерно как бобышка слева (эта бобышка, как я догадываюсь, установлена потом для имитации болта)?
000.jpg
Цитата: Бертикъ от 04.05.2023 01:12:00(эта бобышка, как я догадываюсь, установлена потом для имитации болта)?
"Бобышка" судя по всему направляющий штырь.
Бобышка это направляющий штырь.
Узнал недавно, что индийская ракета GSLV Mk.3 стартует только на боковых ТТУ, а движки центральной (первой) ступени запускаются уже в полёте незадолго до отделения боковушек. Также на одном (не российском) сайте было указано, что таким образом стартуют и предыдущие версии GSLV - Mk.1 и Mk.2. Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.
Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Узнал недавно, что индийская ракета GSLV Mk.3 стартует только на боковых ТТУ, а движки центральной (первой) ступени запускаются уже в полёте незадолго до отделения боковушек. Также на одном (не российском) сайте было указано, что таким образом стартуют и предыдущие версии GSLV - Mk.1 и Mk.2. Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.
Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?
На GSLV неделимая связка из двух ЖСУ и центрального твердотопливного ускорителя. Они запускаются одновременно, при этом ЖСУ работают дольше твердотопливного центра.
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.
С подобным стартом они бы далеко не улетели...
Цитата: V.V. от 04.08.2023 08:35:14С подобным стартом они бы далеко не улетели...
Хммм?.. У Титана-3 и -4 на самом деле двигуны LR87 запускаются незадолго до отделения ТТУ. Прометеу всё верно написал.
Цитата: Дмитрий В. от 04.08.2023 08:23:50На GSLV неделимая связка из двух ЖСУ и центрального твердотопливного ускорителя. Они запускаются одновременно, при этом ЖСУ работают дольше твердотопливного центра.
Прометеу же специально уточнил - ГСЛВ Мк3. Там центральный блок с двумя Викасами и двумя ТТУ.
Вообще ГСЛВ Мк3 мне максимально напоминает Титан-3Е. Не до конца, конечно, но всё же.
Прометеу, спасибо за вопрос! Узнал вот про то, что на ГСЛВ Мк3 двигуны Викас запускаются в полёте. (Про титаны, к счастью, знал.)
Вот хорошее описание РН, кстати. Указано: ТТУ работают 130 с, а вторая ступень включается на Т+110 с.
Профиль полёта с запуском GSAT-29.
Цитата: Дмитрий В. от 04.08.2023 08:23:50Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Узнал недавно, что индийская ракета GSLV Mk.3 стартует только на боковых ТТУ, а движки центральной (первой) ступени запускаются уже в полёте незадолго до отделения боковушек. Также на одном (не российском) сайте было указано, что таким образом стартуют и предыдущие версии GSLV - Mk.1 и Mk.2. Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.
Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?
На GSLV неделимая связка из двух ЖСУ и центрального твердотопливного ускорителя. Они запускаются одновременно, при этом ЖСУ работают дольше твердотопливного центра.
На Mk.3 - два ТТУ на центральной ступени с двумя Викасами. На Mk.1 и Mk.2 - центральная ступень на ТТ с четырьмя ускорителями с одним Викасом на каждом.
Цитата: C-300-2 от 04.08.2023 08:55:17Цитата: V.V. от 04.08.2023 08:35:14С подобным стартом они бы далеко не улетели...
Хммм?.. У Титана-3 и -4 на самом деле двигуны LR87 запускаются незадолго до отделения ТТУ. Прометеу всё верно написал.
Вероятно, я что-то путаю, но на фото работает ДУ центрального блока?
(https://journals.sagepub.com/cms/10.2968/059001014/asset/images/large/10.2968_059001014-fig1.jpeg)
Цитата: V.V. от 04.08.2023 08:35:14Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Вспомнил про американские Титаны (III и IV) с боковыми ТТУ - у них аналогичный старт.
С подобным стартом они бы далеко не улетели...
В англоязычных источниках пишут, что ТТУ этих Титанов (если они конечно поставлены) запускаются на старте, а двигатель центрального блока зажигается в полёте. Об этом даже в НК упоминается, к слову в статье про ту же GSLV Mk.3.
НК №8 за 2017
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/346488.jpg)
Цитата: V.V. от 04.08.2023 09:39:11Вероятно, я что-то путаю, но на фото работает ДУ центрального блока?
Отсвечивает отражённый свет от струй РДТТ + завихрения газов.
Цитата: C-300-2 от 04.08.2023 09:47:37Цитата: V.V. от 04.08.2023 09:39:11Вероятно, я что-то путаю, но на фото работает ДУ центрального блока?
Отсвечивает отражённый свет от струй РДТТ + завихрения газов.
При запуске GSLV Mk.3 тоже нечто похожее просматривается. Поэтому был сильно удивлён когда узнал, что Викасы при отрыве от старта ещё не работают.
Да, был неправ, спасибо. Тяги двух ТТУ по 3.4 мегафунта "Титанам" вполне хватало.
Из юзерз гайд мануала на Титан-3 1968 г.:
Цитата: V.V. от 04.08.2023 09:52:27Да, был неправ, спасибо. Тяги двух ТТУ по 3.4 мегафунта "Титанам" вполне хватало.
Оптическая иллюзия так сказать... Вот поэтому мне и стало интересно, какие ещё ракеты аналогичным образом стартуют.
Вроде бы всё. Подумал - вдруг у Дельты-3 так же, но нет. В её юзерз гайд мануале чётко указано: РС-27А запускается на старте вместе с 6 ускорителями. И три запускаются на высоте.
Цитата: C-300-2 от 04.08.2023 10:09:42Вроде бы всё. Подумал - вдруг у Дельты-3 так же, но нет. В её юзерз гайд мануале чётко указано: РС-27А запускается на старте вместе с 6 ускорителями. И три запускаются на высоте.
Сейчас на англоязычной Википедии с Гугл переводом прочитал, что у индийских PSLV-G и -XL четыре ускорителя запускаются на старте, а оставшиеся два - в полёте через 25 сек. после старта. Получается у ракет с большим кол-вом небольших боковых ТТУ, не все они сразу включаются при запуске ракеты.
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 10:15:22Сейчас на англоязычной Википедии с Гугл переводом прочитал, что у индийских PSLV-G и -XL четыре ускорителя запускаются на старте, а оставшиеся два - в полёте через 25 сек. после старта. Получается у ракет с большим кол-вом небольших боковых ТТУ, не все они сразу включаются при запуске ракеты.
У Дельты-2 так же.
Возможно повторяюсь, но
Возможен ли был F-1 с pintle injector?
Какие у штифтовой форсунки ограничения? (По пропуской способности и равномерности смешивания)
Ищу статью Ромасенко Е.Н., Толстиков Л.А. Бустерные турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш // Труды НПО Энергомаш. М. 2004. № 22. С. 100–117. К сожалению, электронного варианта в сети нет, и бумажной версии Трудов в наших библиотеках нет. Если кто-то может отсканировать, был бы признателен.
Цитата: Prometeu от 04.08.2023 00:10:16Товарищи! А были и есть ещё ракеты с подобным стартом, когда двигатели центральной ступени (или может даже других боковых ускорителей) зажигаются уже в полёте?
Нашлася ещё ASLV, йоговская.
М, ещё так у VLS-1 было, но это, наверное, не совсем считается?) Раз до космоса не добралась.
Такой вопрос. Если РД 0124мс состоит из двух независимых РД. То в случае аварии одного, магистраль топлива должна перекрываться (чтоб не сифонить). И эта система должна быть дублирована. И на оба ДУ. Вопрос,как это все скажется на надёжности?
?
На сайте КБХА написано так:
https://kbkha.ru/deyatel-nost/raketnye-dvigateli-ao-kbha/rd0124ms/
ЦитироватьДвигатель РД0124 МС состоит из 2 блоков, расположенных на общей раме и теплозащите. В состав каждого из блоков входят 2 диагонально расположенные КС. Двигатель обеспечивает качание камер в 2-х плоскостях, а также работу при выключении одного из блоков.
Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружия? То есть, некий аппарат заходит по отношению к Земле за небесное тело, разделяется на 2 части, одна содержит взрывное устройство, другая аппаратуру фиксации параметров взрыва и средства передачи данных на Землю. За небесным телом взрывная часть отводится на определённое расстояние и подрывается, а вторая часть по выходу из-за небесного тела передаёт зафиксированные параметры взрыва по шифрованному каналу связи. Непосвящённым кажется, что работает обычная орбитальная АМС, ничего незаметно. Или заметно?
Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44ничего незаметно. Или заметно?
ЭМИ трудно скрыть будет ИМХО.
Уж через планету насквозь не пройдёт, имхо.
Цитата: ZOOR от 06.10.2023 12:45:17ЭМИ трудно скрыть будет ИМХО.
Насколько я понимаю, ЭМИ возникает от электронов, выбитых рентгеном и гамма от атомов. Электроны двигаются в магнитном поле Земли, навиваясь на линии магнитного поля и от этого излучают. За Луной с атмосферой негусто, да и с магнитным полем тоже туго.
Так что... Хрен его знает, но, думаю, ЭМИ если и будет, то явно многократно слабее, чем в верхних слоях атмосферы.
Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружия
А смысл?.. Наоборот атомное оружие создают, чтобы показать: не лезь ко мне, а то будет плохо. Поэтому смысла скрывать сам факт испытаний нет.
Если и пытаются что-то скрыть, то это мощность изделия.
А кому-нибудь приходилось сталкиваться с термопарами в смысле ГОСТ Р 8.585-2001 (https://meganorm.ru/Data2/1/4294815/4294815957.pdf) с поправкой 2003?
Имеется самый ширпотребный тип термопары ТХА (K), имеется приведённая в докумете таблица 7 значений ТЭДС термопары этого типа и имеются приведённые в этом же документе коэффициенты многочлена t = сумма по i Ci×Ei для вычисления температуры по значению ТЭДС.
Так вот -- вычисленная многочленом температура сильно не соответствует номинальной статической характеристике из таблицы. Кто-нибудь знает, что за там происходит?
Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44озможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружия?
Облако испарившийся бомбы, в несколько тонн , расширившись, возможно станет видно как голова кометы. Рассеянным от Солнца, а может быть еще и само в ИК например.
Ну это надо считать - какая яркость, и т.п.
PS Помнится, Луна-1 выпустила 1 кг натрия, с расчетом, что видно будет, как комету. Но вроде погода не позволила.
Цитата: Serge V Iz от 14.10.2023 18:58:40А кому-нибудь приходилось сталкиваться с термопарами в смысле ГОСТ Р 8.585-2001 (https://meganorm.ru/Data2/1/4294815/4294815957.pdf) с поправкой 2003?
Имеется самый ширпотребный тип термопары ТХА (K), имеется приведённая в докумете таблица 7 значений ТЭДС термопары этого типа и имеются приведённые в этом же документе коэффициенты многочлена t = сумма по i Ci×Ei для вычисления температуры по значению ТЭДС.
Так вот -- вычисленная многочленом температура сильно не соответствует номинальной статической характеристике из таблицы. Кто-нибудь знает, что за там происходит?
а в каком диапазоне / для какого из полиномов не совпадает? я для первого полинома, -200 до 0 цельсиев, посмотрел - там все неплохо, дальше - поленился коэффициенты вводить (первый столбик - температура из таблицы, последний - из полинома)
-200 -5.819 -195.386
-150 -4.913 -150.012
-100 -3.554 -100.004
-50 -1.889 -49.984
0 0 0
Цитата: DiZed от 14.10.2023 20:53:28а в каком диапазоне
Прошу прощения.
Текст, который получается выделением и копированием из документа по ссылке, почему-то в некоторых из показателей степени теряет знак минуса.
Спасибо, теперь нашел. )
Цитата: Serge V Iz от 14.10.2023 21:37:53почему-то в некоторых из показателей степени теряет знак минуса.
ага, у меня из пдфки тоже криво выдиралось, пришлось вручную вводить
Цитата: Serge V Iz от 14.10.2023 18:58:40А кому-нибудь приходилось сталкиваться с термопарами в смысле ГОСТ Р 8.585-2001 (https://meganorm.ru/Data2/1/4294815/4294815957.pdf) с поправкой 2003?
Имеется самый ширпотребный тип термопары ТХА (K), имеется приведённая в докумете таблица 7 значений ТЭДС термопары этого типа и имеются приведённые в этом же документе коэффициенты многочлена t = сумма по i Ci×Ei для вычисления температуры по значению ТЭДС.
Так вот -- вычисленная многочленом температура сильно не соответствует номинальной статической характеристике из таблицы. Кто-нибудь знает, что за там происходит?
Вы свой софт используете для управления процессом или просто для протоколирования процесса ?
Если управляете :
1) Поддерживаете градиент температуры в различных точках на образце разными нагревателями ?
2) или температура измеряется в одной точке образца и управляете одним нагревателем ?
3) есть ли сильное взаимовлияние нагревателей через образец ?
Цитата: Lunatik-k от 16.10.2023 22:40:13просто для протоколирования процесса
, управляемого нагревателя нет.
Цитата: Serge V Iz от 18.10.2023 05:31:48Цитата: Lunatik-k от 16.10.2023 22:40:13просто для протоколирования процесса
, управляемого нагревателя нет.
Ищу спрос на практические задачи по созданию и поддержанию несимметричного температурного поля с несколькими зонами нагрева, имеющие необходимость программно управлять этим полем в одной зоне(повышение или понижение температуры) при поддержании стабильной температуры в других зонах нагрева.
Сложность задачи заключается в том, что изменение температуры в одной зоне нагрева является сильным возмущающим фактором для других зон. Сильное взаимовлияние различных зон нагрева изделия за счет изменения величины тепловых потоков через само изделие(образец).
Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.
ЗЫ. Прошу пардону, если не в ту тему вопрос. Новенький я тут.
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 17:36:54Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.
ЗЫ. Прошу пардону, если не в ту тему вопрос. Новенький я тут.
Вам бы Старого :)
Если коротко -- при запуске с Байконура с азимутом 90 на наклонение 46 ступени ракет падают в Китай.
Ну и второй вопрос -- нафиг 46 градусов, если собственную территорию не захватывает?
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29на наклонение 46 ступени ракет падают в Китай.
Ага. Спасибо.
Тем не менее с наклонением 51,6 ступени падают на Алтае, а не в Китае. С наклонением же 65 они падают уже в Томской области.
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29нафиг 46 градусов, если собственную территорию не захватывает?
А оно сильно надо было? В тех полётах?
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29Вам бы Старого
Того самого Старого? Он сейчас занят, на Авиабазе воюет. :)
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 17:36:54Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.
Сильно подозреваю, что это была проложенная трасса для стрельбы на Куру.
П. С. сейчас ради интереса проверю.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 19:55:14Сильно подозреваю, что это была проложенная трасса для стрельбы на Куру.
Абсолютно.
Азимут пуска для попадания в полигон Кура.
А наклонение 65 это следствие пуска с таким азимутом
Цитата: Плейшнер от 18.10.2023 20:04:51Азимут пуска для попадания в полигон Кура.
В книге "Военно-космические силы", том 1, прямо говорится, что первый спутник пускали по оборудованной трассе. А ПС вышел как раз на наклонение 65 градусов. Значит, и "Восток" пускали на 65 градусов по этой же причине. Ну и прикидка по Гугл Ёрсу даёт то же самое.
Я в своё время об этом догадался :) Но вот чтобы это было написано в каком докУменте - не видел. Ради интереса сейчас залез в "Первый пилотируемый полёт", но там этого нет.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:22:19Ради интереса сейчас залез в "Первый пилотируемый полёт", но там этого нет.
Тем не менее орбита "Востока-1" проходила как раз над Камчаткой. :)
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 17:36:54Вопрос возник - почему у орбит "Востоков" и "Восходов" было такое большое наклонение - аж 65 градусов? Ведь Байконур на широте 45, а "лишнее" наклонение вроде как напрасное разбазаривание скорости вращения Земли.
ЗЫ. Прошу пардону, если не в ту тему вопрос. Новенький я тут.
Вероятно, чтобы отделяемые части упали в отработанные районы падения. Для РН Союз так тоже делают
Азимут прицеливания.jpg
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:22:19Ну и прикидка по Гугл Ёрсу даёт то же самое.
Коллеги, справедливости ради. Прикидка по Гугл Ёрсу (трасса полёта с Байконура на Куру) даёт наклонение 63 градуса. Я когда это увидел, посчитал 2 градуса вещью несущественной.
Сейчас посмотрел на схему трасс пусков с Байконура и там тоже указано, что трасса пуска на 63 градуса как раз проходит над Курой, а вот трасса пусков на 65 градусов проходит километров 300 севернее Куры.
В чём тут хитрость?.. Конечно, величина небольшая и всё же.
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:52:37В чём тут хитрость?.. Конечно, величина небольшая и всё же.
Думается, азимут пуска одинаков.
А разница в "над Курой" и "в Куру"
но прикидка по глобусу не учитывает вращение земли, и кура должна бы за время полета уплыть вперед из-под трассы 63, т.е наклонение на куру должно быть еще меньше?
Цитата: DiZed от 18.10.2023 21:04:49но прикидка по глобусу не учитывает вращение земли, и кура должна бы за время полета уплыть вперед из-под трассы 63, т.е наклонение на куру должно быть еще меньше?
А если разница долгот Байконура и Куры больше 90 градусов ?
Цитата: Плейшнер от 18.10.2023 21:20:25Цитата: DiZed от 18.10.2023 21:04:49но прикидка по глобусу не учитывает вращение земли, и кура должна бы за время полета уплыть вперед из-под трассы 63, т.е наклонение на куру должно быть еще меньше?
А если разница долгот Байконура и Куры больше 90 градусов ?
!!! - чортова геометрия на сфере.. и вроде даже 90 градусов надо отсчитывать не от долготы байконура, а от долготы точки пересечения восходящей ветви этого витка орбиты с экватором
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 19:45:44Цитата: ZOOR от 18.10.2023 19:25:29на наклонение 46 ступени ракет падают в Китай.
Ага. Спасибо.
Тем не менее с наклонением 51,6 ступени падают на Алтае, а не в Китае. С наклонением же 65 они падают уже в Томской области.
И что вам не нравится в сферической тригонометрии?
Цитата: edgar63 от 18.10.2023 20:27:10Тем не менее орбита "Востока-1" проходила как раз над Камчаткой. :)
Похоже, всё дело в оборудованной к тому моменту трассе для стрельбы по Куре.
Цитата: ZOOR от 18.10.2023 23:32:17И что вам не нравится в сферической тригонометрии?
В смысле?
Всё нравится, но для непопадания в Китай достаточно наклонения 52 градуса. 65 градусов для того избыточны.
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 07:29:23Всё нравится, но для непопадания в Китай достаточно наклонения 52 градуса
Так эта трасса попросту не была оборудована на тот момент.
Цитата: C-300-2 от 19.10.2023 08:14:31Так эта трасса попросту не была оборудована на тот момент.
Это я понял. Похоже и есть настоящая причина. Спасибо.
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 08:41:17Похоже и есть настоящая причина. Спасибо.
Пока что не за что.
Я предпочитаю, чтобы о таких вещах было написано в документе.
А с учётом появившейся (у меня) некой неясности с разницей в два градуса - тем более.
Цитата: Вован от 18.10.2023 20:32:32Вероятно, чтобы отделяемые части упали в отработанные районы падения. Для РН Союз так тоже делают
Не только в районах падения причина.
Ракета Гагарина, например, управлялась по радиокомандной системе, что скорее всего в принципе не подразумевало других азимутов пуска.
Про другие Востоки и Восходы инфы не имею.
Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 18:10:50Ракета Гагарина, например, управлялась по радиокомандной системе
А вот ракета Спутника, например, управлялась автономной системой. Наклонение орбиты 65,1 градуса.
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 18:49:46А вот ракета Спутника, например, управлялась автономной системой.
Ох, сомневаюсь... У 8К71 было радиокомандное наведение, 8К71ПС готовили из штатной ракеты.
Для того, чтобы забросить вес спутника и второй ступени на замкнутую орбиту, тяжёлую радиоаппаратуру и всякие несущие её конструкции поснимали. Важна была не точность, а достижение орбитальной скорости.
В случае Гагарина и точность тоже была очень важна, точка наведения ракеты рассчитывалась заранее.
Читал в воспоминаниях разработчика той системы радионаведения. Мол для Спутника большая точность не требовалась и потому обошлись без.
Кстати он же там писал что в гагаринском полёте радиосистема наведения "по дальности" сработала некорректно и двигатели чуть-чуть позже выключила автономная система. Потому Восток-1 вывели "с перелётом".
Цитата: C-300-2 от 18.10.2023 20:52:37трасса пуска на 63 градуса как раз проходит над Курой, а вот трасса пусков на 65 градусов проходит километров 300 севернее Куры.
И на схемах орбиты Востока-1 рисуют трассу как раз там - севернее Куры.
Однако НИП системы "Заря", созданной как раз к гагаринскому полёту, находится прилично южнее Куры ("Заря-3" в Елизово на Камчатке). Значит доставали и оттуда.
НИП "Заря-2" в Колпашево Томской области.
Цитата: C-300-2 от 19.10.2023 09:07:52А с учётом появившейся (у меня) некой неясности с разницей в два градуса - тем более.
На картинке трасса (красная линия) проведена до точки встречи (20 минут полета "добавили" 5 град долготы к координатам полигона Кура).
Видно, что трасса "чиркает" как раз 65-ю параллель
Байконур-Кура.JPG
Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 20:42:4420 минут полета "добавили" 5 град долготы к координатам полигона Кура
Вооон оно чего. Это из-за вращения Земли, верно?
Цитата: C-300-2 от 19.10.2023 20:53:45Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 20:42:4420 минут полета "добавили" 5 град долготы к координатам полигона Кура
Вооон оно чего. Это из-за вращения Земли, верно?
Да. Это графическое решение, и вроде всё правильно
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 20:16:11Однако НИП системы "Заря", созданной как раз к гагаринскому полёту, находится прилично южнее Куры ("Заря-3" в Елизово на Камчатке). Значит доставали и оттуда.
"Зона видимости" той "Зари" была примерно 1500-2000 км. Так что лапоть влево, лапоть вправо (точнее выше-ниже) ... те ~400 км, что между Ключами (НИП-7, Кура) и Елизово (НИП-6, где стояла "Заря-3") - вполне в рамочках. А сопровождать аппарат, когда он идёт не переходя через зенит относительно земной станции - гораздо проще ( антенны на земных станциях Зари были достаточно узконаправленные, установленные на лафетах зенитных прожекторов, и крутили их вслед за аппратом, кстати, вручную) .
Цитата: edgar63 от 19.10.2023 20:16:11находится прилично южнее Куры ("Заря-3" в Елизово на Камчатке). Значит доставали и оттуда.
Проблемным в этом смысле был канал УКВ, которому требовалась прямая видимость. Но при такой высоте одного из корреспондентов -- это тысяча-другая километров. )
Да и, если представить работу связистов, то так даже проще. Целеуказание, фактически, нужно только по азимуту. Не надо направленной антенной по всей полусфере размахивать, как в случае когда объект где-то над головой. :D
Цитата: mik73 от 19.10.2023 21:12:03А сопровождать аппарат, когда он идёт не переходя через зенит относительно земной станции - гораздо проще
Тут возможно был еще такой эффект: (см. картинку выше)
МБР летит по баллистической траектории высотой 1000 км или около того.
Космическая ракета летит по более пологой траектории, а значит быстрее достигает Камчатки.
Соответственно Камчатка успевает "повернуться" на меньший угол, а так как азимут пуска не изменился, то трасса космической ракеты оказывается действительно севернее Куры
Цитата: mik73 от 19.10.2023 21:12:03те ~400 км, что между Ключами (НИП-7, Кура) и Елизово (НИП-6, где стояла "Заря-3") - вполне в рамочках.
От Елизово до Куры километров 500. А трасса ещё километров на 300 севернее. Хорошо так набегает.
Но да - в пределах. :)
В период активности космодрома Байконур районов падения стало много
схема трасс общая.jpg
Цитата: Плейшнер от 19.10.2023 21:23:58Тут возможно был еще такой эффект: (см. картинку выше)
МБР летит по баллистической траектории высотой 1000 км или около того.
Космическая ракета летит по более пологой траектории, а значит быстрее достигает Камчатки.
Соответственно Камчатка успевает "повернуться" на меньший угол, а так как азимут пуска не изменился, то трасса космической ракеты оказывается действительно севернее Куры
Спасибо за науку. Я, как жрдист, таких вещей не знаю :)
Цитата: C-300-2 от 20.10.2023 08:15:26Спасибо за науку. Я, как жрдист, таких вещей не знаю :)
Пустяки.
Важнее то, что еще вчера ни Вы ни я этого не знали (по крайней мере с такой степенью ясности) а теперь знаем! :)
Цитата: Serge V Iz от 19.10.2023 19:05:41тяжёлую радиоаппаратуру и всякие несущие её конструкции поснимали
Пишут что на 7 тонн так облегчили.
Коллеги, а как по английски будет "схема деления"?..
Мультитран даёт перевод "scaling circuit", но с пометкой "(напр., частоты следования импульсов)". Так что это не про нашу Е1.
К чату Джипити я точно обращаться не стану - откуда ему такие вещи знать.
И, уж совсем распоясавшись ;D Коллеги, а есть ли какой ISOшный стандарт на схему деления (или близкий по смыслу докУмент)?
Ближайшее по смыслу, видимо, будет ИСО 29845 п. 3.2.29 structure diagram?
Цитата: Serge V Iz от 26.10.2023 10:33:23Ближайшее по смыслу, видимо, будет ИСО 29845 п. 3.2.29 structure diagram?
Спасибо! Заодно качнул этот ИСО.
А рассматривались ли идеи форсирования рд-107 при возможности решения проблемы детонации, например, заменой форсунки на штифтовую?
После чего пытаться поднять давление в 1,5 раза.
Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.
Понятно, что надо пересчитать теплообменные процессы и, вероятно, допилить КС, с соответствующими стендовыми испытаниями, но это , пожалуй, попроще, чем нк-33 реанимировать
Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.
Вероятно, наоборот, не выдержит. Тут пишут (http://library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf), что мощность там уже толком повышать некуда. Кроме того, всё это сейчас вращается относительно медленно, а при таком форсировании рискует добраться до критической частоты вращения ротора. Проще как раз ТНА-то и переделать. )
Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05это , пожалуй, попроще, чем нк-33 реанимировать
Проще просто выдать ТЗ на ЭП "ЖРД открытой схемы с штифтовой форсункой" заданной тяги.
В насколько контор.
Всё едино каждая опираться на имеющиеся наработки будет.
Цитата: ZOOR от 13.11.2023 17:42:06Проще просто выдать ТЗ на ЭП "ЖРД открытой схемы с штифтовой форсункой"
Но гораздо сложнее выдать ТЗ на что-то экономически обоснованное.
Цитата: Serge V Iz от 13.11.2023 17:35:41Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.
Вероятно, наоборот, не выдержит. Тут пишут (http://library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf), что мощность там уже толком повышать некуда. Кроме того, всё это сейчас вращается относительно медленно, а при таком форсировании рискует добраться до критической частоты вращения ротора. Проще как раз ТНА-то и переделать. )
Тогда уж брать тна от рд-111.
Что перекисная тна на пределе, не знал. Ну или её масштабировать, это ж наш любимый стимпанк в ракетостроении
Цитата: C-300-2 от 06.10.2023 13:46:01Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружия
А смысл?.. Наоборот атомное оружие создают, чтобы показать: не лезь ко мне, а то будет плохо. Поэтому смысла скрывать сам факт испытаний нет.
Если и пытаются что-то скрыть, то это мощность изделия.
Возможно ли существующими технологиями обнаружить надповерхностные испытания (или применение) атомного оружия населением экзопланет? Используя эту информацию для обнаружения этого самого населения экзопланет?
Цитата: Feol от 18.11.2023 17:54:56Цитата: C-300-2 от 06.10.2023 13:46:01Цитата: Feol от 06.10.2023 12:35:44Возможно ли за Луной (за Венерой, Марсом и т. п.) незаметно проводить испытания атомного оружия
А смысл?.. Наоборот атомное оружие создают, чтобы показать: не лезь ко мне, а то будет плохо. Поэтому смысла скрывать сам факт испытаний нет.
Если и пытаются что-то скрыть, то это мощность изделия.
Возможно ли существующими технологиями обнаружить надповерхностные испытания (или применение) атомного оружия населением экзопланет? Используя эту информацию для обнаружения этого самого населения экзопланет?
Если применение, то информация окажется несколько запоздавшей.
Цитата: Feol от 18.11.2023 17:54:56Возможно ли существующими технологиями обнаружить надповерхностные испытания (или применение) атомного оружия населением экзопланет? Используя эту информацию для обнаружения этого самого населения экзопланет?
Интересная и красивая мысль! Надо её обдумать.
Была байка, что СССР рассматривал вариант отправить на луну ЯБ, чтоб все увидели. А не вот эти вымпелы. Но оказалось, что никто не увидит, даже в телескоп.
Цитата: Serge V Iz от 13.11.2023 17:35:41Цитата: Георгий от 13.11.2023 15:42:05Турбина, вероятнее всего, форсированное издевательство в 1,5 раза выдержит.
Вероятно, наоборот, не выдержит. Тут пишут (http://library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf), что мощность там уже толком повышать некуда. Кроме того, всё это сейчас вращается относительно медленно, а при таком форсировании рискует добраться до критической частоты вращения ротора. Проще как раз ТНА-то и переделать. )
Или сократить число камер до двух форсированных, при старом ТНА.
Вопрос! Две одинаковые турбины. Компоненты: сжиженный кислород, керосин. Компоненты ограничены и равны, для обеих турбин. Работают на поверхности земли. Отработанные газы выводятся в атмосферу. Привод одной турбины, через редуктор крутит винт. Тяга 1000 кГс. Привод второй, крутит насосы РД. Тяга РД 1000 кГс. Компоненты топлива РД не ограничены. Но напоминаю компоненты топлива турбины равны и ограничены.
Какая турбина проработает дольше?
Допустим, первая турбина (с воздушным винтом) при этом совершает работу по прокачиванию воздуха, причем воздуху, перекачиваемому винтом, в среднем, сообщается скорость 100 м/с. Это значит, что устройство развивает "полезную" мощность 0.1 ГВт.
Допустим также, что вторая турбина подаёт, из своих же собственных запасов топлива, в камеру сгорания и сопло, где продуктам сгорания сообщается, в среднем, скорость 2500 м/с. Это значит, что устройство развивает "полезную" мощность 2.5 ГВт.
Мощность они получают расходуя энергию топлива.
--
Посчитал для 100 тс тяги. Сам не знаю почему взял столько. )
?
Цитата: Serge V Iz от 08.12.2023 13:39:35Допустим, первая турбина (с воздушным винтом) при этом совершает работу по прокачиванию воздуха, причем воздуху, перекачиваемому винтом, в среднем, сообщается скорость 100 м/с. Это значит, что устройство развивает "полезную" мощность 0.1 ГВт.
Допустим также, что вторая турбина подаёт, из своих же собственных запасов топлива, в камеру сгорания и сопло, где продуктам сгорания сообщается, в среднем, скорость 2500 м/с. Это значит, что устройство развивает "полезную" мощность 2.5 ГВт.
Мощность они получают расходуя энергию топлива.
--
Посчитал для 100 тс тяги. Сам не знаю почему взял столько. )
?
Нет условия задачи нельзя менять.
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Какая турбина проработает дольше?
Задача не имеет решения, т.к. не содержит необходимых для этого сведений.
А именно:
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод одной турбины, через редуктор крутит винт. Тяга 1000 кГс.
При одинаковой тяге винт может потреблять самую разную мощность. Различие - порядки.
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод второй, крутит насосы РД. Тяга РД 1000 кГс. Компоненты топлива РД не ограничены.
При одинаковой тяге ЖРД может иметь самое разное давление в камере сгорания и самый разный расход топлива, а значит и потребляемую насосами мощность.
Либо вы указываете конкретные параметры винта и ЖРД, либо может быть любой ответ: дольше проработает первая, дольше проработает вторая, проработают одинаково.
Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.
Задачка между прочим интересная. И решение не очевидное.
Цитата: SONY от 08.12.2023 15:51:00Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Какая турбина проработает дольше?
Задача не имеет решения, т.к. не содержит необходимых для этого сведений.
А именно:
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод одной турбины, через редуктор крутит винт. Тяга 1000 кГс.
При одинаковой тяге винт может потреблять самую разную мощность. Различие - порядки.
Цитата: Лог от 07.12.2023 21:40:16Привод второй, крутит насосы РД. Тяга РД 1000 кГс. Компоненты топлива РД не ограничены.
При одинаковой тяге ЖРД может иметь самое разное давление в камере сгорания и самый разный расход топлива, а значит и потребляемую насосами мощность.
Либо вы указываете конкретные параметры винта и ЖРД, либо может быть любой ответ: дольше проработает первая, дольше проработает вторая, проработают одинаково.
Про винт мимо. Про ЖРД по условию расход не берется во внимание.
Если последнее предложение в предыдущем сообщении имело целью что-то пояснить, то оно не только не достигло цели... )
Вопрос прошу не принимать во внимание. Я глуп. И извиняюсь, что потратил ваше время.
Коллеги, а почему орбиту Тундра назвали в честь Тундры?.. Ведь 14Ф142 летают на орбитах с периодом в половину звёздных суток, как и Молнии. Ничего не пойму...
Цитата: C-300-2 от 09.12.2023 00:56:48Коллеги, а почему орбиту Тундра назвали в честь Тундры?.. Ведь 14Ф142 летают на орбитах с периодом в половину звёздных суток, как и Молнии. Ничего не пойму...
А вроде бы у Тундры период в полные сутки. Поэтому трасса в виде восьмерки, а не циклоиды, как у Молнии.
Цитата: Лог от 09.12.2023 00:02:20Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.
Нет, SONY как раз не докапывается, а говорит о некорректно поставленной задаче.
Например, возьмем винт
При его ометаемой площади 1 м2 (D~1.2м) для получения тяги 1000кГс к нему нужно подводить мощность более 1400 кВт.
А вот для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт.
Теперь ЖРД
Если давление в КС - 100 атм, то без учета кпд насосов, для их привода нужна мощность >30 кВт,
а вот если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт.
Ну и обратно пропорционально этим мощностям будет время работы турбин.
Вот и выбирайте нужный Вам ответ.
Цитата: Бертикъ от 09.12.2023 01:12:59А вроде бы у Тундры период в полные сутки
И я так думал. Но копнул и вот, пожалте:
НК 2016, №1 (Тундра-1): период 714,2 мин.
Вики, Космос-2552 (Тундра-5): период 713,08 мин.
Поэтому и задаюсь вопросом...
Цитата: C-300-2 от 09.12.2023 00:56:48Коллеги, а почему орбиту Тундра назвали в честь Тундры?.. Ведь 14Ф142 летают на орбитах с периодом в половину звёздных суток, как и Молнии. Ничего не пойму...
Название орбиты "Тундра" было сильно раньше спутника.
Я помню, перед запуском спутника "Тундра" из-за названия все ожидали, что его запустят на 24-часовую орбиту. Ан нет.
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38Цитата: Лог от 09.12.2023 00:02:20Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.
Нет, SONY как раз не докапывается, а говорит о некорректно поставленной задаче.
Например, возьмем винт
При его ометаемой площади 1 м2 (D~1.2м) для получения тяги 1000кГс к нему нужно подводить мощность более 1400 кВт.
А вот для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт.
Теперь ЖРД
Если давление в КС - 100 атм, то без учета кпд насосов, для их привода нужна мощность >30 кВт,
а вот если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт.
Ну и обратно пропорционально этим мощностям будет время работы турбин.
Вот и выбирайте нужный Вам ответ.
Винт диаметром 12м? Разве такие бывают?
Цитата: Лог от 09.12.2023 09:30:06Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38Цитата: Лог от 09.12.2023 00:02:20Ув. Сони при желании докопаться, можно и до фонарного столба. А задачка простая. На КПД.
Нет, SONY как раз не докапывается, а говорит о некорректно поставленной задаче.
Например, возьмем винт
При его ометаемой площади 1 м2 (D~1.2м) для получения тяги 1000кГс к нему нужно подводить мощность более 1400 кВт.
А вот для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт.
Теперь ЖРД
Если давление в КС - 100 атм, то без учета кпд насосов, для их привода нужна мощность >30 кВт,
а вот если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт.
Ну и обратно пропорционально этим мощностям будет время работы турбин.
Вот и выбирайте нужный Вам ответ.
Винт диаметром 12м? Разве такие бывают?
Вы же не указали ограничения в размерах или в типе винта. Например у среднего вертолета винт такого диаметра. Бывают и больше, например у победителей конкурса HPH лопасти винта были метров под 30.
Воздушный винт диаметром 242м:
http://www.myse.com.cn/en/jtxw/info.aspx?itemid=825
Цитата: Iv-v от 09.12.2023 08:19:14Название орбиты "Тундра" было сильно раньше спутника.
;D ;D ;D Вот те нате!
Спасиииибо))
А... в честь чего дали такое название?.. Орбиту типа Молния понятно в честь чего назвали... А Тундру-то?.. Я думал, что 14Ф142 - это и есть Тундра.
Тогда выходит, что все думали, что Тундру запустят на 24-х часовую орбиту, поспешили её назвать в честь 14Ф142 (14К032 Купол тогда ещё не засветили), а оно вишь как оказалось?..
Тогда возникает вопрос: почему все думали, что 14Ф142 пустят на 24х часовую орбиту?.. Какие были предпосылки?
А если название орбиты не связано с названием спутника ::)
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Tundra_(1936_film)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/352434.jpg)
1936 г
Хер с ним диаметр винта 12 м. Давление в камере РД 1000 кгс. Какая турбина проработает дольше?
Цитата: Лог от 10.12.2023 11:21:19Хер с ним диаметр винта 12 м. Давление в камере РД 1000 кгс. Какая турбина проработает дольше?
Та, что крутит воздушный винт.
Вам же выше уже написали:
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт
Т.е. для подачи в камеру сгорания топлива потребуется более чем вдвое больше мощности турбины, чем для вращения винта.
Правда, справедливости ради, двигателей на 1000 атмосфер не существует (в отличие от винтов диаметром 12 метров), так что вариант нереалистичный.
Коллеги, случаем ни у кого нет докУмента "Investigation of USAF Launch Vehicle Accident: Delta 2-241/GPS 2R-1"?.. Поиск в Гугле ничего не дал...
Цитата: A.E от 10.12.2023 09:02:15А если название орбиты не связано с названием спутника ::)
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Tundra_(1936_film) (https://en.m.wikipedia.org/wiki/Tundra_(1936_film))
Не понял. Какая связь названия орбиты и фильма?..
Цитата: C-300-2 от 11.12.2023 12:14:19Какая связь названия орбиты и фильма?..
М.б никакая.
Тут вопрос откуда есть пошла орбита сея :) Ежели из Америк, то русский спутник не виновник, ибо слово сие они ведали ранее. Ежели из СССР, то название спутника Тундра (на орбите Молния) могло быть как Операция Ы - чтобы никто не догадался © :)
Цитата: A.E от 11.12.2023 14:08:27Тут вопрос откуда есть пошла орбита сея :) Ежели из Америк, то русский спутник не виновник, ибо слово сие они ведали ранее. Ежели из СССР, то название спутника Тундра (на орбите Молния) могло быть как Операция Ы - чтобы никто не догадался © :)
Кабы не оказалось так, что сначала на орбиту запустили спутники, а только потом орбите дали имя :)
Могу ошибаться, но в конце 90-х или начале 2000-х был пуск 8К82К на, вроде, близкую орбиту с американским радиовещательным спутником...
Наверное, вы про спутник радио SiriusXM, орбиту которому выбрали для улучшения покрытия не только между небоскрёбами основных штатов, но и на Аляске, т.е в тундре.
У меня не получилось найти сведений о первом упоминании орбиты Тундра. Поэтому я и приплёл сюда кино :-[
Цитата: A.E от 11.12.2023 14:41:15У меня не получилось найти сведений о первом упоминании орбиты Тундра. Поэтому я и приплёл сюда кино :-[
Во всей это истории начинаешь задаваться вопросом: почему думали, что 14Ф142 полетит на орбиту с периодом 1 звёздные сутки?.. Чьи-то домыслы или какой-то анализ...
Цитата: C-300-2 от 11.12.2023 15:34:13Цитата: A.E от 11.12.2023 14:41:15У меня не получилось найти сведений о первом упоминании орбиты Тундра. Поэтому я и приплёл сюда кино :-[
Во всей это истории начинаешь задаваться вопросом: почему думали, что 14Ф142 полетит на орбиту с периодом 1 звёздные сутки?.. Чьи-то домыслы или какой-то анализ...
Из публикации Модификация орбиты "Тундра" для обслуживания территории России и анализ ее устойчивости (https://istina.msu.ru/media/publications/article/d08/753/6936907/tundra_article_2014.pdf)
(и даже из названия) вроде как следует что орбита Тундра появилась раньше чем КА с таким же названием.
А остальное домыслы - раз "Тундра" значит будет запускаться на Тундру. ИМХО
Цитата: SONY от 10.12.2023 15:43:09Цитата: Лог от 10.12.2023 11:21:19Хер с ним диаметр винта 12 м. Давление в камере РД 1000 кгс. Какая турбина проработает дольше?
Та, что крутит воздушный винт.
Вам же выше уже написали:
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38для площади 100 м2 (D~12м) мощность уже нужна от 140 кВт
Цитата: AlexNB от 09.12.2023 01:35:38если в КС давление 1000 атм, то уже нужна мощность >300 кВт
Т.е. для подачи в камеру сгорания топлива потребуется более чем вдвое больше мощности турбины, чем для вращения винта.
Правда, справедливости ради, двигателей на 1000 атмосфер не существует (в отличие от винтов диаметром 12 метров), так что вариант нереалистичный.
Ваша правда) Так-же правда, то-что SONY. Существо не существующее. Хе!) Какой стремный коламбур)
Цитата: Лог от 15.12.2023 16:01:38Ваша правда) Так-же правда, то-что SONY. Существо не существующее.
От 6 декабря: https://blackhole.su/index.php?msg=2602580
Цитата: Старый от 15.12.2023 19:12:19Цитата: Лог от 15.12.2023 16:01:38Ваша правда) Так-же правда, то-что SONY. Существо не существующее.
От 6 декабря: https://blackhole.su/index.php?msg=2602580
Старый, ты почти что гений! Т.к. в условиях задачи такого ограничения нет, то ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высот. Т.е для такого ЖРД турбина вообще не нужна. И расход для привода турбины будет нулевой. Т.е. это единственное однозначное решение. Если же просто снижать давление в КС приближая его к атмосферному, то, действительно, мощность ТНА будет падать, но никто не запрещал неограниченно увеличивать диаметр винта, что тоже будет приводить к уменьшению мощности турбины.
Цитата: AlexNB от 16.12.2023 02:11:56ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высот
В невесомости космоса нет никакого перепада высот :-)
Цитата: SONY от 16.12.2023 02:14:44Цитата: AlexNB от 16.12.2023 02:11:56ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высот
В невесомости космоса нет никакого перепада высот :-)
Это Вы зря усложняете.
...
Вопрос! Две одинаковые турбины. Компоненты: сжиженный кислород, керосин. Компоненты ограничены и равны, для обеих турбин.
Работают на поверхности земли. Отработанные газы выводятся в атмосферу.
...
Цитата: AlexNB от 16.12.2023 02:11:56Т.к. в условиях задачи такого ограничения нет, то ни что не мешает предположить, что баки с топливом, как обычно, располагаются выше КС ЖРД. И давление в КС создается этим перепадом высот.
Какой перепад высот необходим, чтобы обеспечить давление 1000 атм ?
Эвереста хватит?
перепад высот потребует того же насоса, который совершает ту же работу, поднимая топливо на высоту перепада, только до запуска двигателя а не во время.
идея "задачки", насколько я понимаю, в том, что реактивная тяга (у пропеллера она тоже реактивная) связана с требуемой мощностью через массу и скорость истекающего потока; причем тяга - функция от импульса, первой степени скорости потока, а мощность - функция от квадрата скорости. поэтому для винта при уменьшении скорости потока но соответствующем увеличении его (потока) массы, пропорциональной площади ометаемой винтом, получаем линейное снижение требуемой для той же тяги мощности. а для ракетного двигателя - ее трагическое увеличение пропорциональное удельному импульсу. если скорости потока от винта и из ракетного сопла соотносятся как 1:100 - так же будут соотноситься и требуемые для равной тяги мощности, поэтому если у ракетного двигателя насос потребляет всего 1% - то только он должен быть той же мощности, что турбина равной по тяге турбиновинтовой установки. а фотонный двигатель с той же тягой будет иметь в ~100 000 раз большую тепловую мощность чем химический ракетный..
и да, задачка в т ч. про кпд, который, будучи исчисляем для системы "аппарат-реактивный двигатель/движитель" в целом, равен нулю на старте (всю энергию уносит поток) и приближается к 1 по мере того как скорость движения аппарата приближается к скорости истечения (скорость/энергия потока в неподвижной системе координат приближается к 0). вот только при этом для двигателей, использующих в качестве рабочего тела внешнюю среду, снижается передаваемый ей импульс и соответственно тяга..
Цитата: DiZed от 16.12.2023 10:51:05перепад высот потребует того же насоса, который совершает ту же работу, поднимая топливо на высоту перепада, только до запуска двигателя а не во время.
Работа та же, а вот мощность насоса м.б. от 0 до бесконечности, в зависимости от затраченного на работу времени
Цитата: Плейшнер от 16.12.2023 11:34:10Работа та же, а вот мощность насоса м.б. от 0 до бесконечности, в зависимости от затраченного на работу времени
естественно, но так же естественно пересчитать время-мощность на соответствующие времени работы обслуживаемого агрегата
Цитата: DiZed от 16.12.2023 10:51:05перепад высот потребует того же насоса, который совершает ту же работу, поднимая топливо на высоту перепада, только до запуска двигателя а не во время.
идея "задачки", насколько я понимаю, в том, что реактивная тяга (у пропеллера она тоже реактивная) связана с требуемой мощностью через массу и скорость истекающего потока; причем тяга - функция от импульса, первой степени скорости потока, а мощность - функция от квадрата скорости. поэтому для винта при уменьшении скорости потока но соответствующем увеличении его (потока) массы, пропорциональной площади ометаемой винтом, получаем линейное снижение требуемой для той же тяги мощности. а для ракетного двигателя - ее трагическое увеличение пропорциональное удельному импульсу. если скорости потока от винта и из ракетного сопла соотносятся как 1:100 - так же будут соотноситься и требуемые для равной тяги мощности, поэтому если у ракетного двигателя насос потребляет всего 1% - то только он должен быть той же мощности, что турбина равной по тяге турбиновинтовой установки. а фотонный двигатель с той же тягой будет иметь в ~100 000 раз большую тепловую мощность чем химический ракетный..
и да, задачка в т ч. про кпд, который, будучи исчисляем для системы "аппарат-реактивный двигатель/движитель" в целом, равен нулю на старте (всю энергию уносит поток) и приближается к 1 по мере того как скорость движения аппарата приближается к скорости истечения (скорость/энергия потока в неподвижной системе координат приближается к 0). вот только при этом для двигателей, использующих в качестве рабочего тела внешнюю среду, снижается передаваемый ей импульс и соответственно тяга..
Вам бы политикой заняться. )))
Я в свою очередь, неправильно сформулировал. Постараюсь чётче. Винт с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. РД с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. И вин ; и насосы питающие РД- имеют привод от турбины. Турбины работают на компонентах топлива: ЖК, керосин. Установки работают при внешнем атмосферном давлении 1атм. . Компоненты камеры РД: ЖК, керосин. И они не ограничены. Топливо турбин ограничено, и равно. Турбины изготовлены на сушествующих, и применяемых на практике технологиях. Какая турбина проработает дольше, во временном диапазоне?
Износ не учитывать.
Турбины не идентичны
Вернее какая установка будет дольше развивать установленную тягу?
Цитата: Лог от 17.12.2023 15:27:57Я в свою очередь, неправильно сформулировал. Постараюсь чётче. Винт с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. РД с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. И вин ; и насосы питающие РД- имеют привод от турбины. Турбины работают на компонентах топлива: ЖК, керосин. Установки работают при внешнем атмосферном давлении 1атм. . Компоненты камеры РД: ЖК, керосин. И они не ограничены. Топливо турбин ограничено, и равно.
Опять неправильно.Турбины при такой постановке вопроса не могут быть одинаковыми.Для работы ЖРД такой тяги нужна мощность на порядок меньшая.А при равной мощности,если таковая же тратится на работу насосов ЖРД обе турбины будут работать одинаковое время.Вы пытаетесь сравнивать несравнимые вещи. Работу ВМГ ,(винтомоторной группы) цельного движителя ,с работой отдельной части другого движителя-ЖРД.
Потом я оправился турбины не одинаковые
Цитата: Юрий Темников от 17.12.2023 18:44:43Цитата: Лог от 17.12.2023 15:27:57Я в свою очередь, неправильно сформулировал. Постараюсь чётче. Винт с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. РД с наибольшей эффективной тягой 1000 кГс. И вин ; и насосы питающие РД- имеют привод от турбины. Турбины работают на компонентах топлива: ЖК, керосин. Установки работают при внешнем атмосферном давлении 1атм. . Компоненты камеры РД: ЖК, керосин. И они не ограничены. Топливо турбин ограничено, и равно.
Опять неправильно.Турбины при такой постановке вопроса не могут быть одинаковыми.Для работы ЖРД такой тяги нужна мощность на порядок меньшая.А при равной мощности,если таковая же тратится на работу насосов ЖРД обе турбины будут работать одинаковое время.Вы пытаетесь сравнивать несравнимые вещи. Работу ВМГ ,(винтомоторной группы) цельного движителя ,с работой отдельной части другого движителя-ЖРД.
Для работы ЖРД такой тяги нужна мощность на порядок меньшая.А при равной мощности,если таковая же тратится на работу насосов ЖРД обе турбины будут работать одинаковое время
Разъясните я не понял
Цитата: Лог от 17.12.2023 19:08:48Разъясните я не понял
ЖАЛЬ! Нельзя сравнивать часть и целое.
чтобы задачка хотя бы в первом приближении решалась однозначно - следует прямо или косвенно задать скорости потока/истечения и для турбовинтовой установки, и для ракетного двигателя. хотя бы через диаметр винта турбовинтового и давление в камере сгорания ракетного. дальше все тривиально, м.б. непосредственно рассчитана требуемая мощность турбины первого и через работу по перекачке с исчисляемым из тяги и удельного импульса расходом компонентов против заданного давления - мощность насоса второго. их соотношение даст требуемые мощности турбин и сответственно расходы топлива и времена работы. о чем я выше и написал
А что делать, когда через турбину ЖРД проходит полный поток одного из компонентов (в т.ч. и та часть, которой предстоит потом гореть в камере сгорания)? С одной стороны, запасенная в этой части энергия не расходуется, но с другой -- эта часть принимает непосредственное участие в работе турбины как рабочее тело.
Проще взять любую понравившуюся пару из большого ТВД/ТВВД и небольшого ЖРД, выяснить мощности их турбоагрегатов и отнести к их реальной тяге. И считать, что в данной конкретной паре победил тот или другой.
Цитата: Serge V Iz от 17.12.2023 19:52:59А что делать, когда через турбину ЖРД проходит полный поток одного из компонентов (в т.ч. и та часть, которой предстоит потом гореть в камере сгорания)? С одной стороны, запасенная в этой части энергия не расходуется, но с другой -- эта часть принимает непосредственное участие в работе турбины как рабочее тело.
Проще взять любую понравившуюся пару из большого ТВД/ТВВД и небольшого ЖРД, выяснить мощности их турбоагрегатов и отнести к их реальной тяге. И считать, что в данной конкретной паре победил тот или другой.
Но в турбинах ТВД/ТВВД много балласта. В виде атмосферного азота. И это сказывается на эффективности турбины. ИМХО
ИМХО сказывается в лучшую сторону.
ИМХО надо брать турбину, небольшого ЖРД. Узнать её мошьность. Насадить на её вал, подходящий винт. Выйдти на наиболее эффективный режим. Замерять время. Тягу. Расход. То-же самое проделать, с ЖРД. ? ИМХО (без винта) )))
Или это уже кто-то писал? Извините)
Цитата: Лог от 18.12.2023 09:22:43ИМХО надо брать турбину, небольшого ЖРД. Узнать её мошьность. Насадить на её вал, подходящий винт. Выйдти на наиболее эффективный режим. Замерять время. Тягу. Расход. То-же самое проделать, с ЖРД. ? ИМХО (без винта) )))
С точностью до наоборот и давным давно. Называется V-2. Вальтер Тиль - для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды еще Первой Мировой Войны. На валу этой турбины, как раз и был гребной ВИНТ.
Цитата: Владимир Шпирько от 18.12.2023 23:41:03для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды
Это точно? А то читал что ТНА по запросу Фон Брауна сделали "на основе" пожарного насоса.
Увидел видеозапись спуска Ориона с орбиты. Примерно на 4:30 начинается интенсивное "пламя" от торможения и примерно на 7 минуте заканчивается. Потом вроде как всё успокаивается/остывает. Но на 14-й минуте начинается снова.
Это обычно? И почему так?
.
https://www.youtube.com/watch?v=U88DzZcsubs
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 09:27:30Цитата: Владимир Шпирько от 18.12.2023 23:41:03для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды
Это точно? А то читал что ТНА по запросу Фон Брауна сделали "на основе" пожарного насоса.
вроде одно не противоречит другому; перекисная турбина - привод ТНА, раскручивающий собственно насос
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 09:41:51Это обычно? И почему так?
пои входе со второй космической вроде да, все, аполлоны тоже входили с двойным погружением- вначале по касательной цепляют атмосферу, гасят часть скорости, потом выныривают - и входят повторно, чтоб распределить тепловые нагрузки на большее время торможения
Цитата: DiZed от 19.12.2023 11:06:40вроде одно не противоречит другому
Ну как бы либо так, либо эдак. Рассказываемая история про "пожарников" уж очень эпическая. Конкурирующий вариант не в строчку. :)
Цитата: DiZed от 19.12.2023 11:15:47пои входе со второй космической
Про нырок конечно в курсе. Но почему-то подумал что видео с первого орбитального полёта 2014-го года. Ступил. :(
Спасибо что вразумили.
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 09:27:30Цитата: Владимир Шпирько от 18.12.2023 23:41:03для ТНА - первого в мире ТНА - в качестве прототипа для турбины использовал парогазовую турбину от торпеды
Это точно? А то читал что ТНА по запросу Фон Брауна сделали "на основе" пожарного насоса.
Турбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валу, при этом турбина работает на парогазе, а центробежный насос качает воду, или топливо... У турбины и насоса разные прототипы.
Вы можете представить привод пожарного насоса с использованием перекиси водорода?
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Турбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валу
Вообще, турбонасос - это отдельное понятие. ТНА как правило состоит из турбины и турбонасоса, но могут быть варианты, например с электроприводом.
А можно и как "топливно-" расшифровать...
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:03:02Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Турбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валу
Вообще, турбонасос - это отдельное понятие. ТНА как правило состоит из турбины и турбонасоса, но могут быть варианты, например с электроприводом.
А можно и как "топливно-" расшифровать...
Лет сорок я об этом не задумывался.... как расшифровать. Но вот википедия это если бhttps://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%BE%D0%BD%D0%B0%D1%81%D0%BE%D1%81%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%B3%D1%80%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%82ыстро -
И что такое турбонасос с электроприводом? Просто насос - ЭНА. А турбонасос?
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасос
Турбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасос
Турбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Турби́на (фр. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D1%80%D0%B0%D0%BD%D1%86%D1%83%D0%B7%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA)
turbine от лат. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D0%B0%D1%82%D0%B8%D0%BD%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA)
turbo —
вихрь (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%B8%D1%85%D1%80%D1%8C), вращение (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D1%80%D0%B0%D1%89%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5)) — устройство с непрерывным рабочим процессом и с вращательным движением рабочего элемента
[1] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%B8%D0%BD%D0%B0#cite_note-1), на котором происходит преобразование кинетической энергии (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9A%D0%B8%D0%BD%D0%B5%D1%82%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B8%D1%8F) и/или внутренней энергии (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BD%D1%83%D1%82%D1%80%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D1%8F%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B8%D1%8F) рабочего тела (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%B0%D0%B1%D0%BE%D1%87%D0%B5%D0%B5_%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%BE) (пара (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D0%B0%D1%80), газа (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%B0%D0%B7), воды (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B4%D0%B0)) в механическую работу (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B5%D1%85%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D1%80%D0%B0%D0%B1%D0%BE%D1%82%D0%B0) на валу (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%B0%D0%BB). Это опять из Вики. Но могу и найти ссылки на другие более авторитетные источники.
Насос это и есть турбина наоборот
турбина и насос - это противоположные по смыслу устройства.
Энергия потока переходит в мощность "на валу" - это турбина.
Подвели энергию к валу, и получили поток - это насос.
Правда сейчас приставку турбо- стали лепить куда попало, как синоним чего-то "продвинутого".
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:25:32Насос это и есть турбина наоборот
Насос - он может быть любой, поршневой, струйный итд.
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:30:42Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:25:32Насос это и есть турбина наоборот
Насос - он может быть любой, поршневой, струйный итд.
И в любом случае смотрите на преобразование энергии.
Но если Вам будет легче:" Центробежный насос это и есть турбина наоборот"
Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасос
Турбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.
Насос качает, турбина приводит его в действие.
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Вы можете представить привод пожарного насоса с использованием перекиси водорода?"
"...В то время построить такой насос казалось почти невозможным, тем более, что он должен был выполнять ряд функций: подавать компоненты топлива, одним из которых являлся сжиженный газ, под давлением порядка 21 атм и перекачивать более 190 литров топлива в секунду. Кроме того, ему следовало быть достаточно простым по конструкции и очень легким, а в довершение всего насос должен был запускаться на полную мощность в течение очень короткого (6 секунд) промежутка времени. Когда фон Браун излагал эти требования персоналу завода, выпускающего насосы, он ожидал возражений и споров. Однако оказалось, что требуемый насос напоминает один из видов центробежного пожарного насоса..."
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 17:30:01Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 15:50:31Вы можете представить привод пожарного насоса с использованием перекиси водорода?"
"...В то время построить такой насос казалось почти невозможным, тем более, что он должен был выполнять ряд функций: подавать компоненты топлива, одним из которых являлся сжиженный газ, под давлением порядка 21 атм и перекачивать более 190 литров топлива в секунду. Кроме того, ему следовало быть достаточно простым по конструкции и очень легким, а в довершение всего насос должен был запускаться на полную мощность в течение очень короткого (6 секунд) промежутка времени. Когда фон Браун излагал эти требования персоналу завода, выпускающего насосы, он ожидал возражений и споров. Однако оказалось, что требуемый насос напоминает один из видов центробежного пожарного насоса..."
НАСОС, а привод этого насоса? Какой?. Не уж то турбина на перекиси водорода?
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 17:37:45а привод этого насоса? Какой?
Без понятия. Но для создания ТНА Фон Браун обратился к "пожарной" фирме. Конкретно к "Klein, Schanzlin & Becker". Не к торпедостроителям.
ЗЫ. И вот ещё: якобы первый ТНА сделал всё таки не Фон Браун, а Роберт Годдард. Чем он вдохновлялся - я не в курсе. Может и торпедами.
Возможно, пожарные могли [помочь] создать насосы горючего и/или окислителя. К которым в качестве привода прикрутили газогенератор и турбину от торпеды. Так и получился ТНА.
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 17:46:45Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 17:37:45а привод этого насоса? Какой?
Без понятия. Но для создания ТНА Фон Браун обратился к "пожарной" фирме. Конкретно к "Klein, Schanzlin & Becker". Не к торпедостроителям.
ЗЫ. И вот ещё: якобы первый ТНА сделал всё таки не Фон Браун, а Роберт Годдард. Чем он вдохновлялся - я не в курсе. Может и торпедами.
По вопросу первенства согласен....
А по поводу привода остался при своем мнении.
Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 17:13:14Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасос
Турбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.
Насос качает, турбина приводит его в действие.
Полность с Вами согласен.
А началось с этого:
ЦитироватьЦитироватьТурбо Насосный Агрегат. Турбина и Насос на одном валу
Вообще, турбонасос - это отдельное понятие. ТНА как правило состоит из турбины и турбонасоса, но могут быть варианты, например с электроприводом.
А можно и как "топливно-" расшифровать...
Лет сорок я об этом не задумывался.... как расшифровать. Но вот википедия это если бhttps://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%BE%D0%BD%D0%B0%D1%81%D0%BE%D1%81%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%B3%D1%80%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%82ыстро (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83%D1%80%D0%B1%D0%BE%D0%BD%D0%B0%D1%81%D0%BE%D1%81%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%B3%D1%80%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%82%D1%8B%D1%81%D1%82%D1%80%D0%BE) -
И что такое турбонасос с электроприводом? Просто насос - ЭНА. А турбонасос?
Цитата: Feol от 19.12.2023 17:59:57Возможно, пожарные могли [помочь] создать насосы горючего и/или окислителя.
Видимо, в то время пожарные имели наибольшие компетенции в создании жидкостных насосов.
Кстати, сегодня, эти компетенции перешли в нефтегазовую сферу. Именно там сегодня сосредоточено все передовое, вся "наука по насосам"; а вовсе не в космической отрасли как может показаться.
Имхо, насосы в те времена должны были быть во множестве на кораблях, но там как-то не очень принято сильно экономить на габаритах и массе... А пожарным это было важно. Нужны были относительно лёгкие, компактные насосы, возможно, с небольшим ресурсом. Для ракеты это близко.
Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 18:05:36А по поводу привода остался при своем мнении.
Выше вы справедливо говорили что ТНА это турбина (привод)+насос.
И на ваш вопрос чем приводился тот пожарный насос, можно зеркально спросить - а что собственно качал тот торпедный привод на перекиси? :)
Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 18:09:14Видимо, в то время пожарные имели наибольшие компетенции в создании жидкостных насосов.
Ну строго говоря фирма "Klein, Schanzlin & Becker" - не пожарные. Это известный производитель самых разных насосов, в том числе и пожарных насосов, наработки по которым они использовали при выполнении заказа Фон Брауна.
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 18:54:44Ну строго говоря фирма "Klein, Schanzlin & Becker" - не пожарные. Это известный производитель самых разных насосов, в том числе и пожарных насосов, наработки по которым использовали при выполнении заказа Фон Брауна.
Нефтяники тоже не сами, но они заказывают и проплачивают
Цитата: edgar63 от 19.12.2023 18:54:44Выше вы справедливо говорили что ТНА это турбина (привод)+насос.
И на ваш вопрос чем приводился тот пожарный насос, можно зеркально спросить - а что собственно качал тот торпедный привод на перекиси? :)
Ответ очень прост - он крутил вал с гребным винтом. Высокая мощность на короткое время.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/352873.jpg)
Из Вики. двигатель парогазовой торпеды.
т.е. речь о том, что ракетный ТНА имеет двух предтеч - пожарный насос и перекисную турбину, соответственно обе версии истории его создания непротиворечивы и дополняют друг друга. хотя разрабатывалось это наверняка "от насоса", т е "'чем крутить насос" а не "что крутить турбиной" - но одно без другого не взлетело бы
Цитата: DiZed от 20.12.2023 01:35:08речь о том, что ракетный ТНА имеет двух предтеч - пожарный насос и перекисную турбину
Согласен. :)
Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?
И вообще, на любой орбите.
Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Самый главный вопрос - КАКОЕ? УСКОРЕНИЕ надо обеспечить? И как следствие какую скорость получить?
1. В приведенном примере - в немецкой противотанковой пушке - отсутствует сопло с критическим сечением. Да оно и не нужно при давлении противодействия (на срезе сопла) 500 атм.
2. Если газ (продукты горения) будет расширяться при постоянном давлении, то очевидно КПД такого процесса будет низкий. При выходе пробки из канала ствола, в стволе останется сжатый газ, с таким же! давлением, и этот газ просто выйдет из канала со сверхзвуковой скоростью, но никакой работы по разгону он не произведет.
Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении (1), и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением (2).
1. Будет ли это работать?
Будет работать одно из (1) или (2). Процесс в КС, по мере удаления поршня, будет сообщать энергию не только поршню, но и
ускоренно нарастающему объему сжатого газа между поршнем и КС.
Чем сильнее можно пренебречь последней, тем более близко можно подобраться к одновременному выполнению требований.
Цитата: Serge V Iz от 26.12.2023 07:36:50Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении (1), и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением (2).
1. Будет ли это работать?
Будет работать одно из (1) или (2). Процесс в КС, по мере удаления поршня, будет сообщать энергию не только поршню, но и ускоренно нарастающему объему сжатого газа между поршнем и КС.
Чем сильнее можно пренебречь последней, тем более близко можно подобраться к одновременному выполнению требований.
Можно и по другому - немецкий сумрачный гений и здесь отметился - проект V-3 "фау-3", он же "насос высокого давления". Длиноствольная пушка с дополнительными каморами. Доп.каморы располагались вдоль ствола и заряды в них инициировались в момент прохождения снаряда.
Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 17:13:14Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасос
Турбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.
Насос качает, турбина приводит его в действие.
Оффтоп в этой ветке , ну и ладно . Всё и так и не так . Вот у меня в конторе делают турбонасосы . Турбомолекулярные насосы . Вакуумные . До 10^-5 Па. Так там турбину "двигатель крутит" , и она откачивает . Понятно , что это другое (с) , но всё же - не нужно обобщать (с).
Цитата: OlegN от 26.12.2023 21:02:02Цитата: Плейшнер от 19.12.2023 17:13:14Цитата: Дем от 19.12.2023 16:14:50Цитата: Владимир Шпирько от 19.12.2023 16:12:19И что такое турбонасос
Турбонасос - это насос в виде турбины (турбина наоборот)
Турбонасос это турбина+насос объединенные конструктивно и ничего более.
Насос качает, турбина приводит его в действие.
Оффтоп в этой ветке , ну и ладно . Всё и так и не так . Вот у меня в конторе делают турбонасосы . Турбомолекулярные насосы . Вакуумные . До 10^-5 Па. Так там турбину "двигатель крутит" , и она откачивает . Понятно , что это другое (с) , но всё же - не нужно обобщать (с).
Да это совсем или не совсем другое - это просто словотворчество. В теории тепловых машин - турбина это двигатель. И вот лопаточное колесо - подвижный узел этого двигателя тоже стали называть турбиной. Отсюда и все противоречия.
А вот фото транспортировки РБ Орион. Там ведь явно не три метра диаметра.
Это фото которое на колёсном тягоче.
Цитата: Владимир Шпирько от 26.12.2023 01:25:14Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Самый главный вопрос - КАКОЕ? УСКОРЕНИЕ надо обеспечить? И как следствие какую скорость получить?
1. В приведенном примере - в немецкой противотанковой пушке - отсутствует сопло с критическим сечением. Да оно и не нужно при давлении противодействия (на срезе сопла) 500 атм.
2. Если газ (продукты горения) будет расширяться при постоянном давлении, то очевидно КПД такого процесса будет низкий. При выходе пробки из канала ствола, в стволе останется сжатый газ, с таким же! давлением, и этот газ просто выйдет из канала со сверхзвуковой скоростью, но никакой работы по разгону он не произведет.
Нужно получить 25м/с на длине разгона поршня в, допустим, 3м.
Лучше бы конечно длину разгона поменьше, но тут ограничение по допустимой перегрузке на запускаемое изделие (это катапульта, если что).
Цитата: Serge V Iz от 26.12.2023 07:36:50Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении (1), и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением (2).
1. Будет ли это работать?
Будет работать одно из (1) или (2). Процесс в КС, по мере удаления поршня, будет сообщать энергию не только поршню, но и ускоренно нарастающему объему сжатого газа между поршнем и КС.
Чем сильнее можно пренебречь последней, тем более близко можно подобраться к одновременному выполнению требований.
Собственно, и вопрос, как такую штуковину под разгон полезной нагрузки заданной массы до заданной скорости на известной длине хода поршня посчитать... КПД процесса не столь важен, хотя, конечно, хотелось бы максимальный.
Цитата: Stak от 29.12.2023 21:20:33...
Собственно, и вопрос, как такую штуковину под разгон полезной нагрузки заданной массы до заданной скорости на известной длине хода поршня посчитать... КПД процесса не столь важен, хотя, конечно, хотелось бы максимальный.
М.б., проще взять за основу схему картофельной пушки? Камера сгорания там сильно больше по объему, чем ствол, влияние перемещения метаемого снаряда, соответственно, невелико. ("КПД" в его естественном понимании, соответственно, тоже невелик.) Но, зато, можно приблизительно оценить давление по количеству горючего и теплоте его сгорания.
Цитата: Serge V Iz от 29.12.2023 22:17:30Цитата: Stak от 29.12.2023 21:20:33...
Собственно, и вопрос, как такую штуковину под разгон полезной нагрузки заданной массы до заданной скорости на известной длине хода поршня посчитать... КПД процесса не столь важен, хотя, конечно, хотелось бы максимальный.
М.б., проще взять за основу схему картофельной пушки? Камера сгорания там сильно больше по объему, чем ствол, влияние перемещения метаемого снаряда, соответственно, невелико. ("КПД" в его естественном понимании, соответственно, тоже невелик.) Но, зато, можно приблизительно оценить давление по количеству горючего и теплоте его сгорания.
В схеме , аналогичной "картофельной пушке" - для ствола в 3м при диаметре 0.1 камера сгорания понадобится с 200л бочку размером, это не очень подходит по массогабариту. Тем более, что ствол не до конца герметичный, от поршня через щель выводится водило, с уплотнением этой щели лентой, проходящей через поршень, аналогично паровым катапультам авианосцев.
Т.е., по хорошему, нужен источник давления, поддерживающий давление в стволе постоянным на протяжении всего времени разгона. Камера сгорания с принудительной подачей компонентов и соплом (которое позволит поддерживать в камере нужное для её работы давление) - выглядит наиболее подходящей на эту роль.
Как тут уже показали - сопло Лаваля для такой КС не нужно, достаточно просто меньшего проходного сечения, да и в прототипе немецком - так же.
Цитата: Stak от 29.12.2023 21:16:08Цитата: Владимир Шпирько от 26.12.2023 01:25:14Цитата: Stak от 25.12.2023 12:54:03Представьте себе, камеру сгорания - цилиндрическую, с критическим сечением сопла, открытым в длинную трубу с расположенным в ней подвижным поршнем.
В КС вытеснительным методом подаются компоненты - сжатый воздух и пропан/бутан, и обеспечен поджиг смеси (искровая свеча или плазмотрон).
Режим работы - переодический, при старте - поршень находится в максимально близком к соплу КС положении, в конце хода - открываются выхлопные окна, и прекращается подача компонентов.
Задача - обеспечить, по возможности, процесс горения в КС при более-менее постоянном давлении, и движение поршня на всём протяжении хода с постоянным ускорением.
1. Будет ли это работать? По идее - должно, что-то похожее было в артиллерийской тематике очень давно (https://raigap.livejournal.com/679507.html и посвежее, имевшее реальное применение https://alternathistory.ru/kirill-ryabov-protivotankovoe-orudie-paw-600-8h63-germaniya/ ). Из более свежего нашёл патенты https://www.fips.ru/cdfi/fips.dll/ru?ty=29&docid=2477434
и https://www1.fips.ru/registers-doc-view/fips_servlet?DB=RUPAT&DocNumber=2135925&TypeFile=html
с похожей конструкцией, причём последний под эту задачу прямо отлично подходит.
2. Как это посчитать?
Самый главный вопрос - КАКОЕ? УСКОРЕНИЕ надо обеспечить? И как следствие какую скорость получить?
1. В приведенном примере - в немецкой противотанковой пушке - отсутствует сопло с критическим сечением. Да оно и не нужно при давлении противодействия (на срезе сопла) 500 атм.
2. Если газ (продукты горения) будет расширяться при постоянном давлении, то очевидно КПД такого процесса будет низкий. При выходе пробки из канала ствола, в стволе останется сжатый газ, с таким же! давлением, и этот газ просто выйдет из канала со сверхзвуковой скоростью, но никакой работы по разгону он не произведет.
Нужно получить 25м/с на длине разгона поршня в, допустим, 3м.
Лучше бы конечно длину разгона поменьше, но тут ограничение по допустимой перегрузке на запускаемое изделие (это катапульта, если что).
Ну на таких скоростях и ускорении 10g, можно обойтись вообще без огнестрела. На одной пневматике. Правда не известна еще и разгоняемая масса.
В артиллерии (внутренняя баллистика) есть такой "коэффициент бутылочности". Это отношение длин зарядной каморы и равного ей по объему цилиндра. Приводят ствол+камора к цилиндру и считают всё как в цилиндре. ПРи длине приведенного ствола 15 метров изменения давления на последних 3м будет 12/15=0,75. Этого хватить? или надо еще меньше?
Далее 12 начальных метров ствола переделываем в камору.... например длиной 0,5м. и площадью в 24 раза больше, т.е в 5 раз большего диаметра. А можно сделать сборной - 2....N, баков соединенных со стволом короткими трубами сечением >1,4Sствола/N. А дпльше простор для компоновочных решений.
И сразу решите для себя - попадает ли Ваша установка под «Правила промышленной безопасности опасных производственных объектов, на которых используется оборудование, работающее под избыточным давлением», и надо ли вызывать инспектора РосТехНадзора (раньше котлонадзор), для ввода её в эксплуатацию.
Цитата: Stak от 30.12.2023 20:43:27это не очень подходит по массогабариту.
Тогда придется озадачиться хоть немного, но управляемым источником рабочего давления.
Ну, например, простым набором газовых клапанов, последовательно открываемых программно-временным устройством.
Цитата: Serge V Iz от 31.12.2023 14:41:41Цитата: Stak от 30.12.2023 20:43:27это не очень подходит по массогабариту.
Тогда придется озадачиться хоть немного, но управляемым источником рабочего давления.
Ну, например, простым набором газовых клапанов, последовательно открываемых программно-временным устройством.
Так время работы не более 0,3с... то набор клапанов не нужен. Тем более, что промышленные не подойдут, только специальные. Один ресивер, один клапан одно сопло - давление в ресивере раз в 10 выше рабочего. Клапан открывается одновременно с пуском. Скорость перетока газа определяется сечением сопла и не регулируется. Объемный расход чуть больше необходимого на начальном участке, но ниже чем на конечном - в среднем должно компенсировать падение давления.
Вопрос в требуемой точности.
Вообще-то в предложенных патентах есть интересное предложение в подвижном! поршне находится баллон с сжатым газом и инерциальным! регулятором расхода. Подпружиненный конус при увеличении ускорения перекрывает расход и давление падает и => уменьшается ускорение. Ну это только как последний штрих - 1..5% от требуемого.
У меня вопрос - какие были мобилные терминали спутники Стрела в 60-70 годых? Где можно почитат для них в нете?
Цитата: Elemag от 31.12.2023 21:35:28У меня вопрос - какие были мобилные терминали спутники Стрела в 60-70 годых? Где можно почитат для них в нете?
Думаю, что про них можно почитать только в библиотеках КГБ и ГРУ ;)
Повторю здесь:
Для понимания природы вещей. Как известно АК летательного аппарата уменьшается со скоростью полёта.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/353491.jpg) (https://en.wikipedia.org/wiki/File:Darpa_HTV-2_illustr.jpg)
Гиперзвуковая технологическая машина Falcon-2 DARPA имеет форму наконечника стрелы.
Разработка прочных и легких защитных конструкций; аэродинамическая форма с высоким соотношением . ВИКА
Сей агрегат был запущен дважды,точнее их было два. АК на 20 М- 2,8
Вопрос к Специалистам: Какое АК будет у сего ЛА на сверхзвуке и низком гиперзвуке: 2-6М ?
Ну хотя-бы плюс-минус лапоть.Поскольку я не Специалист,просьба вполне адекватна. Согласно Вике для СЗ это, где то 11-7. Но интересует конкретный агрегат.
aerodinamicheskoe-kachestvo-i-teplovoy-potok-k-volnoletu-prosteyshey-formy.pdf
На стр. 114 приведены номограммы по пространству геометрических параметров волнолёта. Можно, плюс-минус те самые полсапога, найти и это тело.
В Википедии дана вполне реалистичная оценка. Следует также учесть, что реальные АДХ получаются (чуть-чуть) хуже, т.к., технологически невозможно устроить аппарат из идеальных гладких поверхностей, без единого шва, стыка, выступа и т.п.
Не нашел данных по давлению в камере сгорания шаттловского (или СЛС) бустера SRB. И хотелось бы знать, как измеряется давление в РДТТ с металлическим горючим, там же температуры дикие, далеко за 2000, наверное.
Цитата: МБР от 02.01.2024 06:10:07Не нашел данных по давлению в камере сгорания шаттловского (или СЛС) бустера SRB. ...
Среднее давление в 5-сегментом бустере около 626 фунт-сила на кв. дюйм.
Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?
И вообще, на любой орбите.
М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
Цитата: Schwalbe от 03.01.2024 01:58:41Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?
И вообще, на любой орбите.
М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
М.б. Радио-РОСТО (РС-15)?
Рокот-К 26 декабря 1994.
"Заря" уж точно действующий. Двадцать шестой годик пошел.
Цитата: ratcustorb от 03.01.2024 14:01:29Цитата: Schwalbe от 03.01.2024 01:58:41Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?
И вообще, на любой орбите.
М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
М.б. Радио-РОСТО (РС-15)?
Рокот-К 26 декабря 1994.
Он действующий? Не может быть!
Цитата: Плейшнер от 03.01.2024 20:09:37Цитата: ratcustorb от 03.01.2024 14:01:29Цитата: Schwalbe от 03.01.2024 01:58:41Цитата: Олег от 23.12.2023 00:54:53Вопрос - какой сейчас самый старый действующий ИСЗ РФ на НОО?
И вообще, на любой орбите.
М.б. Космос-2385? Стрела-3 с 2001 года.
М.б. Радио-РОСТО (РС-15)?
Рокот-К 26 декабря 1994.
Он действующий? Не может быть!
В том году читал, что его маяк вроде ещё работал на солнечной стороне.
Но это не точно... ))
Цитата: ratcustorb от 03.01.2024 20:21:28В том году читал, что его маяк вроде ещё работал на солнечной стороне.
Ух ты! Да хоть бы и маяк
Вот страница с отчётами о попытках приёма его маяка:
https://network.satnogs.org/observations/?norad=23439
А вот тут отфильтрованы только те попытки, которые радиолюбители признали успешными:
https://network.satnogs.org/observations/?future=0&bad=0&unknown=0&failed=0&norad=23439
Как видим, последний вроде как успех был всего полтора месяца назад. Но, честно говоря, это не выглядит как полноценный маяк. Тот обычно "мигает", периодически передавая какие-то базовые вещи типа своего позывного. А тут ощущение, что передатчик просто непрерывно передаёт несущую (не всегда стабильную), а не нормальный сигнал маяка.
Ровно, как и самый старый работоспособный спутник в мире, американский "Транзит" 1964 года запуска. В обоих случаях принимается немодулированный сигнал несущей частоты на освещённом участке траектории. Всё остальное давно померло.
Цитата: Плейшнер от 03.01.2024 20:09:37Он действующий?
RADIO ROSTO (23439 / 94085A)
По орбите по крайней ничего нельзя сказать. Как было в 1994, так и примерно сейчас - 1892 х 2153 км. На такой высоте от тыщщи лет пролетает.
Почему не сделали перестыковку апполона манипулятором? И ТКС тоже, не надо было бы морочатся с люком в ...
Цитата: Лог от 04.01.2024 02:59:00Почему не сделали перестыковку апполона манипулятором?
Может потому, что подобные технологии изобрели "немного" позже полёта Аполлона?..
Цитата: SONY от 04.01.2024 06:19:16Цитата: Лог от 04.01.2024 02:59:00Почему не сделали перестыковку апполона манипулятором?
Может потому, что подобные технологии изобрели "немного" позже полёта Аполлона?..
А ТКС? Технологии были.
Цитата: Олег от 04.01.2024 00:27:48Цитата: Плейшнер от 03.01.2024 20:09:37Он действующий?
RADIO ROSTO (23439 / 94085A)
По орбите по крайней ничего нельзя сказать.
Это ж древняя "Стрела-1". Без двигателя.
А можно, по грунту поднятом, при ударе КА. Провести спектральный анализ?
Цитата: Лог от 10.01.2024 09:57:52А можно, по грунту поднятом, при ударе КА. Провести спектральный анализ?
Частично можно. Излучает только нагретый газ. А от пыли можно получить только отраженный спектр Солнца. А нагретый газ - может быть уже результатом разложения первоначального вещества.
Господа, что значит спутники персональной связи? "Гонец"
"что значит спутники персональной связи? "Гонец""
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D0%BE%D0%BD%D0%B5%D1%86_(%D1%81%D0%BF%D1%83%D1%82%D0%BD%D0%B8%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D0%B8%D1%81%D1%82%D0%B5%D0%BC%D0%B0_%D1%81%D0%B2%D1%8F%D0%B7%D0%B8)
Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?
Цитата: ratcustorb от 25.02.2024 12:11:51Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?
В первом случае имитируется масса, во втором - вес! ;D ;D ;D
Цитата: ratcustorb от 25.02.2024 12:11:51Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?
Думаю, что в первом случае имитируются и моменты инерции относительно трех осей - т.е. не просто "100 кг", но и точное распределение этих килограмм по объему макета.
Цитата: ratcustorb от 25.02.2024 12:11:51Подскажите, а чем отличается габаритно-массовый макет (ГММ) от габаритно-весового макета (ГВМ)?
Не нашел в ГОСТах определения ни того, ни другого. Скорее всего обзывают кто во что горазд
Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2024 12:30:36В первом случае имитируется масса, во втором - вес! ;D ;D ;D
как помнится по школе вес это масса "на земле", отсюда гвм это для этапа земля - орбита, гмм - для этапа в космосе
ну можно придумать что "весовой" макет должен моделировать только вес модуля, "массовый" - еще и распределение масс, по кр. мере положение центра тяжести
Цитата: simple от 26.02.2024 18:52:52как помнится по школе вес это масса "на земле"
Вес это вектор, масса - скаляр
Цитата: simple от 26.02.2024 18:52:52Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2024 12:30:36В первом случае имитируется масса, во втором - вес! ;D ;D ;D
как помнится по школе вес это масса "на земле", отсюда гвм это для этапа земля - орбита, гмм - для этапа в космосе
Ну, так-то, "вес" - это сила, а "масса" - мера инерции. "А в остальном всё верно"
В школьном учебнике было написано так: Масса - это мера инертности тела. Вес - это сила, которая действует со стороны тела на опору или подвес.
Имхо, ГММ это исправленное название ГВМ. ГВМ кому-то тоже резал уши и решили исправить ;)
Цитата: Feol от 27.02.2024 14:54:05В школьном учебнике было написано так: Масса - это мера инертности тела. Вес - это сила, которая действует со стороны тела на опору или подвес.
Имхо, ГММ это исправленное название ГВМ. ГВМ кому-то тоже резал уши и решили исправить ;)
Да, и такое вполне может быть.
ЦитироватьЧто будет делать тягач на Байконуре?
Тягач, который поедет на Байконур, — это огромная 18,5-метровая махина на аккумуляторной батарее и рельсовом ходу. В «Механике» говорят, что она должна будет транспортировать ракеты к стартовому комплексу. Грузоподъемность это позволяет — тягач способен перевозить грузы весом до 700 тонн (это сравнимо с массой примерно 538 автомобилей Lada Vesta).
Грузить ракету на тягач не будут — ее разместят на специальной тележке, а затем прицепят к тягачу. Но на тягаче поедет установка, которая будет охлаждать ракету, — выступит своеобразным климат-контролем.
? ? ?
вместо маневрового тепловоза
речь идет видимо про это:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/355854.webp)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/355855.webp)
например 11Т186 безискровой
электровоз11Т186.JPG
Цитата: Штуцер от 27.02.2024 20:00:31? ? ?
Очень витиевато расписан тяговый агрегат установщика для комплекса "Союз-5".
Цитата: Плейшнер от 27.02.2024 20:22:50например 11Т186 безискровой
[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=42823;type=preview;file"]электровоз11Т186.JPG[/url]
Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?
Пара безыскровых и вообще пневматических была на 90 площадке (Циклон). Правда у них, наверно, мощность недостаточная.
Цитата: Штуцер от 28.02.2024 10:01:43Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?
А не пишут что новый.
Цитата: Штуцер от 28.02.2024 10:01:43Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?
Тот уже не годится. Слишком давно был изготовлен и по конфигурации не подходит. Ракета "Союз-5" совсем по другому лежит на своём новом установщике.
Цитата: Туман Андромедов от 28.02.2024 15:09:40Цитата: Штуцер от 28.02.2024 10:01:43Ну и если есть исправный на 43 площадке, зачем новый заказывать на фоне заката полигона?
Тот уже не годится. Слишком давно был изготовлен и по конфигурации не подходит. Ракета "Союз-5" совсем по другому лежит на своём новом установщике.
А Союз-5 то будет? ))
Морского старта не будет точно. ИМХО.
Цитата: Штуцер от 28.02.2024 15:14:04Морского старта
На "Морском старте" установщик самоходный. Там ехать-то всего 40 метров.
Цитата: Feol от 05.03.2024 16:14:50Удивило значение разброса тяги 7.5% маршевого двигателя Бриза, которое приведено в методичке "СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАЗГОННЫМ БЛОКОМ" 2010 г., стр. 69:
"возможность значительных отклонений начальной массы РБ и установившегося уровня тяги МД от расчетных значений (соответственно ± 200 кг и ±7,5 %)"
https://www.mokb-mars.ru/wp-content/uploads/2018/04/SURB-2.pdf (https://www.mokb-mars.ru/wp-content/uploads/2018/04/SURB-2.pdf)
Итак, разбросы подтверждаю.
Системы регулирования двигателей С5.92 и 14Д30 аналогичны [1]. Соответственно, далее будем говорить об обоих двигателях.
В [2] приведены номинальные значения тяги с разбросами, что даёт разброс в процентах:
- на режиме большой тяги 2000 +/- 100 кгс (+/- 5%);
- на режиме малой тяги 1400 +/- 100 кгс (+/- 7,14%).
Система регулирования обеспечивает поддержание давления перед КС с точностью +/-3% [1]. Разбросы непрогнозируемых параметров (например, соотношение компонентов, их температуры и т. п.) увеличивают разброс тяги. Из-за отсутствия датчика обратной связи по давлению в КС (как это делается на ЖРД большой тяги) и выходят повышенные разбросы тяги. Правда, я считаю, они некритичны для разгонного блока - там не столь важна точная тяга, при длительном времени работы всегда можно успеть вовремя выключить двигатель.
А вот система поддержания соотношения компонентов топлива крайне важна - для наиболее полного их использования.
Система поддержания соотношения компонентов обеспечивает точность +/- 2%.
Особенностью же системы регулирования является, цитирую [1]:
ЦитироватьДля обеспечения в двигателях 14Д30.0-0 и 14Д30.0-01 (прим. С-300-2: а также С5.92 в соответствии с [2]) поддержания соотношения компонентов топлива в диапазоне не более +/-2% система регулирования поднастраивается в процессе КТИ по реальным параметрам двигателя. С этой целью по линии горючего камеры сгорания установлен дроссель с электроприводом. В стендовые магистрали на входе в двигатель устанавливаются турбинные датчики расходов для определения величин расходов. Сигнал с турбинных датчиков расхода подаётся в стендовую систему управления, которая выдаёт команду на вращение электропривода. если замеренное соотношение компонентов топлива отличается от заданного. При вращении электропривода дросселем изменяется гидравлическое сопротивление линии питания камеры компонентом топлива до тех пор, пока соотношение компонентов топлива в двигателе не станет равным заданному. Гидравлическое сопротивление изменяется в пределах 2-10 кгс/см. кв. После проведения поднастройки вал дросселя стопорится, а электропривод снимается с дросселя в целях экономии массы двигателя. Дальнейшее поддержание соотношения компонентов топлива осуществляется двигательной системой автоматически.
...
Созданная двигательная система регулирования соотношения компонентов топлива двигателя, поднастраиваемая при КТИ по реальным параметрам двигателя и обеспечивающая поддержание соотношения компонентов топлива в диапазоне не более +/-2% при длительной работе двигателя (до 3200 с), не имеет аналогов в отечественном и зарубежном двигателестроении.
Т. е. что уникального в этой схеме настройки?.. Иногда ЖРД имеют двухстадийную настройку, где первая - это настройка по результатам автономных модельных испытаний агрегатов ЖРД, вторая - по результатам ОСИ. (Иногда настройка только по результатам модельных испытаний агрегатов ЖРД.) Здесь же настройка ведётся в непосредственно в процессе КТИ, а наличие расходомеров и системы управления стенда обеспечивает регулировку настройки двигателя на номинальное значение Км за счёт наличия обратной связи.
Источники:
1) История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок. М.: издательский дом "Столичная энциклопедия", 2018.
2) Маршевый двигатель межорбитальных буксиров "Фрегат", "Фрегат-СБ". Ю. А. Дерягин, А. В. Дубовицкий. Вестник ФГУП НПО Лавочкина, №1, 2014.
Интересно. Спасибо!
Одно небольшое замечание: в "больших" двигателях в автоматике тоже нет обратной связи по давлению КС, да и нет в ней необходимости: суммарный эффект работы двигателя может быть измерен прямо, инерциальным датчиком.
Но, зато, имеются разнообразные датчики (в т.ч., и давления) для обнаружения аварийных режимов работы агрегатов или их предвестников.
Цитата: Serge V Iz от 05.03.2024 19:45:41в "больших" двигателях в автоматике тоже нет обратной связи по давлению КС
Ну чичаз, нет!..
Цитата: Serge V Iz от 05.03.2024 19:45:41да и нет в ней необходимости
Ну чичаз!
Цитата: Serge V Iz от 05.03.2024 19:45:41в "больших" двигателях в автоматике тоже нет обратной связи по давлению КС
Классика - РД-107, цитируется с лпре.де (что-то сайт не открывается):
ЦитироватьДля улучшения процесса регулирования в систему РКС введена обратная связь по давлению в КС, осуществляемая с помощью прецизионного датчика давления 26.
Лпре.де только у меня не работает?.. Хорошо хоть выкачал оттуда всё, что можно.
По 8Д44:
ЦитироватьК агрегатам системы управления, регулирования и контроля режима двигателя относятся: регулятор 14 расхода "Г" в газогенераторе - исполнительный орган системы регулирования двигателя по тяге в системе РКС, датчик обратной связи 17.
...
При работе двигателя регулятор совместно с датчиком обратной связи 17, установленным на камере, обеспечивает устойчивую работу двигателя на заданном режиме, а также изменение режима работы двигателя (тяги) по команде от системы РКС ракеты.
Точно такие же датчики были, например, на 11Д43 и теперь есть на 14Д14М.
Тогда получается, что есть и входной сигнал на двигатель - поддать или подпридержать тягу? Не дросселирование, как я понимаю, его на Союзах и Протоне нет. В каких-то небольших пределах, видимо.
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42Тогда получается, что есть и входной сигнал на двигатель - поддать или подпридержать тягу?
Да, от той самой системы управления. :)
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42Не дросселирование, как я понимаю, его на Союзах и Протоне нет.
Почему, есть. И там и там есть форсирование/дросселирование - то самое "поддать либо попридержать тягу", просто в небольших пределах. Я уж не помню, сколько, на вскидку, по порядку величины это где-то +/-5% от номинала.
Другое дело, что нет глубокого дросселирования - на десятки процентов. Это да, чего нет, того нет.
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42В каких-то небольших пределах, видимо.
Ага, именно.
Вообще, есть примеры и ЖРД без обратной связи.
Скажем, РД-180. И это - как раз пример двигателя, настраиваемого в ходе КТИ. Разработчики пишут, что такая операция за счёт высокой точности настройки и позволила отказаться от наличия обратной связи в составе двигателя.
Цитата: C-300-2 от 06.03.2024 00:34:05Лпре.де только у меня не работает?..
У меня работает, только грузится долго.
Цитата: C-300-2 от 06.03.2024 00:34:05Лпре.де только у меня не работает?.
Перестал работать в связке хром-касперский.(по моему опыту).
В Яндексе открывается, но медленно
Цитата: C-300-2 от 05.03.2024 23:00:04Классика - РД-107
если посмотреть внимательней то возникает подозрение что это скорее исключение
УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ РД-107
(voenmeh.ru) (http://www.library.voenmeh.ru/cnau/lugVBLPG0QxbqWI.pdf)
Цитата: simple от 06.03.2024 18:13:40если посмотреть внимательней то возникает подозрение что это скорее исключение
Куда смотреть-то? Я ж выше привёл примеры других изделий - 8Д44, 11Д43, 14Д14М. Вместе с 14Д21/22 - это одни из самых массовых двигунов отечественной космонавтики. Так что никакое не исключение.
Ради интереса можно глянуть ПГС двигателей 8К67, перешедших на "Циклон".
Любопытно, управление тягой от СУ ракеты характерно только для двигателей первых ступеней, или и для вторых, третьих и т. п. ступеней тоже? Зависит ли от количества двигателей в ДУ - один или несколько?
Вроде бы, по логике, для первых ступеней многодвигательных ДУ неприятен разнотяг. Во-первых, сразу после отрыва возникнет кренящий момент, парирование которого отклонением суммарного вектора тяги (поворот основных двигателей, их сопел, рулевых двигателей, сопел, не суть) приведёт к заносу хвоста ракеты и к возможному выходу за пределы газоотвода, что чревато повреждением старта. Как было при первом пуске Энергии, хотя причиной там была несимметричность конструкции и начальное положение сопел в нейтрали, а не разнотяг, конечно. Да и для самой ракеты небезопасно - повышенные акустические нагрузки, может задеть что-нибудь, особенно, если газодинамический старт из шахты. Далее разнотяг приведёт к полёту под некоторым углом к потоку воздуха, что увеличит потери от сопротивление воздуха и увеличит нагрузки на конструкцию. Таким образом, видится целесообразность со стороны СУ по общей обратной связи уметь устранять разнотяг подстройкой тяги двигателей. А для ступеней, запускающихся на большой высоте, вроде бы, не особо важно. Ну будет идти немного боком и ладно. Само по себе небольшое отличие тяги от номинала не должно быть особо важным. Для однодвигательных ДУ в случае любой ступени само отклонение по тяге аналогично не должно быть особо важным, а разнотяг невозможен. Разве, что между разными камерами. Но наврядли их можно регулировать по отдельности. Если так, то для двигателей однодвигательных ДУ или для ДУ, запускаемых на большой высоте, регулирование тяги может быть не предусмотрено.
Управление тягой на хорошей РН должно быть на всех ступенях. И для много- и для одно-двигательной ДУ. И оно и есть.
"Педаль в пол, пока не кончится бензин" - это для очень специфичных случаев.
Цитата: vlad7308 от 06.03.2024 20:40:26Управление тягой на хорошей РН должно быть на всех ступенях. И для много- и для одно-двигательной ДУ. И оно и есть.
"Педаль в пол, пока не кончится бензин" - это для очень специфичных случаев.
Отсутствие обратной связи по давлению в камере (использование всяких тонких настроек дросселей при испытаниях, а это не что иное как система управления разомкнутого типа) это следствие отсутствия у нас электронных систем управления двигателем на основе ЦВМ.
Организовать такую обратную связь с
нужными характеристиками на пневмо-, гидро- механических устройствах непросто. А используя регулятор на основе ЦВМ и электрических исполнительных устройств не проблема организовать обратную связь любой сложности хоть по тяге, хоть по любым другим параметрам
Цитата: C-300-2 от 06.03.2024 00:34:05исполнительный орган системы регулирования двигателя по тяге в системе РКС
Цитата: Feol от 06.03.2024 00:43:42получается, что есть и входной сигнал на двигатель
, только не как дальше по тексту, а "поддерживай
вот эту вот величину тяги". )
Этим и занималась РКС (правильнее -- кажущегося ускорения). Но её как системы сейчас нет. Есть функция управления тягой двигателей у всей цифровой СУ. Которая выдает сигналы "крути регулятор в форсирование/крути регулятор в дросселирование" непосредственно.
Цитата: Feol от 06.03.2024 19:11:12Во-первых, сразу после отрыва возникнет кренящий момент, парирование которого отклонением суммарного вектора тяги (поворот основных двигателей, их сопел, рулевых двигателей, сопел, не суть) приведёт к заносу хвоста ракеты и к возможному выходу за пределы газоотвода, что чревато повреждением старта.
На время подъёма все эти тонкости блокируются.
Цитата: Штуцер от 06.03.2024 21:34:19На время подъёма все эти тонкости блокируются.
Если заблокировать управление - ракета и перевернуться может
Цитата: Дем от 07.03.2024 14:26:05Если заблокировать управление - ракета и перевернуться может
Учите матчасть.
Цитата: Штуцер от 07.03.2024 14:45:20Учите матчасть.
Штууууцер, ну, что вы так невежливо... Человек искренне же интересуется.
Цитата: Дем от 07.03.2024 14:26:05Если заблокировать управление - ракета и перевернуться может
Дем, если интересно, могу поискать статью про динамику пуска Зенита с Морского старта (из журнала энергии). Там описываются различные ограничения на отклонения камер - чтобы например факелом чего не пожечь. В каждом конкретном случае ограничения различные, но в общем они есть. Думаю, именно это имел в виду Штуцер во фразе про "блокировку управления".
Цитата: C-300-2 от 07.03.2024 20:42:34Штууууцер, ну, что вы так невежливо... Человек искренне же интересуется.
Чего не вежливо - то. На "Вы", добрый совет. ;)
Распинаться не охота, будет много критиканства и спасибо не скажут.
Вон, в теме про Ангару меня сейчас учат, чем мерить давление и какой я отсталый. :)
Цитата: Штуцер от 07.03.2024 20:51:59Распинаться не охота, будет много критиканства и спасибо не скажут.
Это даааа, всё желание отвечать отбивает...
Цитата: Feol от 04.03.2024 20:57:23Оффтоп... да. Тема про РДТТ, вопрос про ЖРД. Но любопытно стало сравнить ;)
Температура компонентов тоже может отличаться и может влиять, если несколько жидкостных блоков.
М, вот кстати.
Имеется ряд параметров, влияющих на характеристики ЖРД (тяга и удельный импульс). В том числе и, конечно, температура компонентов. Другой понятный пример - атмосферное давление. Если компоненты ещё можно оттермостатировать (а это для больших ЖРД да для случая длительных испытаний, когда требуются большие объёмы баков, задача непростая), то на атмосферное давление уж точно никак не повлияешь.
Так вот, чтобы исключить влияние внешних факторов и получить характеристики двигателя, существует такая процедура обработки телеметрии по результатам ОСИ, как "приведение параметра (например, тяги) к номинальным условиям". Суть заключается в том, что зная номинальные значения внешних условий (температура компонентов, атмосферное давление и пр.; задаётся в ТЗ на этапе ОКРа, а на серии в КД), зная их фактические значения во время ОСИ, можно вычислить значение параметра ("тяга", "удельный импульс" и т. п.) как если бы внешние условия были номинальными.
Делается это на основе простых линейных зависимостей, полученных на основе мат. модели двигателя.
Цитата: C-300-2 от 07.03.2024 21:03:00Другой понятный пример - атмосферное давление.
Интересно. Мне, честно говоря, непонятно, каким образом?
Ведь все чувствительные элементы двигательной установки меряют относительное давление.
Цитата: Штуцер от 07.03.2024 21:29:10Ведь все чувствительные элементы двигательной установки меряют относительное давление.
Штуцер, видимо, я плохо (или не очень явно) объяснил, что "приведение к номинальным условиям" - это процедура, осуществляемая по результатам ОСИ. А на стенде тяга ЖРД измеряется (не всегда, но как правило) непосредственно.
Так вот. Если оставить всё, как есть, то случайные факторы приведут к большим разбросам тяги во время ОСИ, параметры двигателя могут и выйти за требования КД, хотя сам он будет, вообще-то, годный. Задача процедуры "приведение к номинальным условиям" - исключить эти факторы.
Цитата: C-300-2 от 07.03.2024 21:45:29случайные факторы приведут к большим разбросам тяги во время ОСИ,
Это, в целом понятно.
У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?
Цитата: amster от 11.03.2024 05:38:12У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?
Рд-108
Цитата: Штуцер от 11.03.2024 08:39:11Цитата: amster от 11.03.2024 05:38:12У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?
Рд-108
У Мэрлина-1Д на ФХ - 27 наверно поболее...
Цитата: algol5720 от 11.03.2024 09:04:51У Мэрлина-1Д на ФХ - 27 наверно поболее...
И у Мерлина и у Раптора 1-1.
У РД-108 1-8
Цитата: Штуцер от 11.03.2024 08:39:11Цитата: amster от 11.03.2024 05:38:12У какого реально летавшего ЖРД было максимальное количество камер сгорания?
Рд-108
Я имел ввиду только основные - рулевые не в счёт
Цитата: amster от 11.03.2024 10:04:45Я имел ввиду только основные - рулевые не в счёт
Как не в счет? Перечитайте исходный вопрос.
Еще раз. И у Мерлинов и у рапторов на один двигатель приходится ОДНА камера. 1-1.
Цитата: Штуцер от 11.03.2024 11:04:21Цитата: amster от 11.03.2024 10:04:45Я имел ввиду только основные - рулевые не в счёт
Как не в счет? Перечитайте исходный вопрос.
Еще раз. И у Мерлинов и у рапторов на один двигатель приходится ОДНА камера. 1-1.
Перечитайте моё уточнение - "имел ввиду" значит "подразумевалось",
и это достаточно очевидно.
И зачем Вы пишете мне про Мерлин и Раптор?
Попутали меня с algol5720?
Итак, уточненная (хотя и так было ясно) формулировка вопроса:
" У какого реально летавшего ЖРД
было максимальное количество
основных камер сгорания? "
Летали ли 5ти-камерные движки? 6ти-камерные?
Или хотя бы доводились до железа?
Понял.
))
Неясно, с чего бы это было ясно? ?
И в чем технический смысл вопроса?
3-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.
Цитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.
Пишут, что рассматривали 1000
тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять.
В общем возможен ли наш ответ x-15 и SpaceShipOne на коленке? Пусть не 100 км, хотя бы 60
Цитата: amster от 12.03.2024 16:58:48Цитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.
Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
1000-тонный РД-175 4-хкамерный
Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос...
Как он спускаться будет?
Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Так у него на скоростях более 2М лобовое стекло разогревается до 250С. И при ДО! входа в плотные холодные слои атмосферы - ему надо надо некоторое время лететь "медленно", что бы остудить остекление - может лопнуть.
Другими словами - с помощью ТТУ можно и закинуть повыше, а вот как безаварийно вернуться.... это вопрос.
Цитата: amster от 11.03.2024 12:43:48Цитата: Штуцер от 11.03.2024 11:04:21Цитата: amster от 11.03.2024 10:04:45Я имел ввиду только основные - рулевые не в счёт
Как не в счет? Перечитайте исходный вопрос.
Еще раз. И у Мерлинов и у рапторов на один двигатель приходится ОДНА камера. 1-1.
Перечитайте моё уточнение - "имел ввиду" значит "подразумевалось",
и это достаточно очевидно.
И зачем Вы пишете мне про Мерлин и Раптор?
Попутали меня с algol5720?
Итак, уточненная (хотя и так было ясно) формулировка вопроса:
" У какого реально летавшего ЖРД
было максимальное количество основных камер сгорания? "
Летали ли 5ти-камерные движки? 6ти-камерные?
Или хотя бы доводились до железа?
На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗ
Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗ
Там не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД. Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 02:30:35Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗ
Там не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД. Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Ну да - на этом фото хорошо видно что там 4е 2х камерных блока.
https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/356616.jpg
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/356616.jpg)
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 02:30:35Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗ
Там не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД.
Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Вы наверное имели ввиду РД-261 - вот он состоит из 3х блоков 2х-камерных РД-250.
А РД-216 - это 2 блока 2х-камерных РД-215.
Цитата: amster от 13.03.2024 07:16:36А РД-216 - это 2 блока 2х-камерных РД-215.
Так же как РД-0124МС это не 4х камерный движок,
а 2 блока 2х-камерных движков.
В этом одна из многочисленных причин ущербности РН Иртыш (Союз-5)
Цитата: amster от 13.03.2024 07:16:36Вы наверное имели ввиду РД-261 - вот он состоит из 3х блоков 2х-камерных РД-250.
А РД-216 - это 2 блока 2х-камерных РД-215.
Да, сорри, )) память подвела. Я имел в виду другой движок, но не РД-261, а его схемного "дедушку" - РД-218 (3хРД-217).
Цитата: amster от 13.03.2024 07:06:53Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 02:30:35Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 00:29:28На английской РН "Блэк Эрроу" использовался ЖРД "Гамма 8" с 8 КЗ
Там не всё так однозначно. Физически Г-8 состояла из четырех двухкамерных блоков, а плюс к этому у Г-8 было 4 парогазогенератора и 2 ТНА. Я бы его не назвал восьмикамерным ЖРД. Иначе РД-216 - шестикамерный ЖРД.
Ну да - на этом фото хорошо видно что там 4е 2х камерных блока.
https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/356616.jpg
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/356616.jpg)
Знатокам виднее, конечно, но разделение двигателей на четыре пары блоков было сделано для их использования для управления по всем осям. А ТНА у них был один (точнее, два ТНА на все 8 камер). В этом можно убедиться, посмотрев материалы на сайте (В этот день... №1-17 (21-30 июня) - Беседы о ракетных двигателях) - там приведена схема РН, и два ТНА расположены вдоль центральной оси (увы, ПГС РД не нашел, но предполагаю, что один ТНА был для горючего, а второй - для окислителя (уникального, между прочим - перекиси водорода).
Вообще-то это следует и из истории разработки ЖРД "Гамма", который использовал одинаковую КЗ для всех РД семейства - и Гамма 201, и Гамма 2 и Гамма 8, причем Гамма 2 на второй ступени имеет компоновку с агрегатами, размещенными между КЗ, а его вариант для первой ступени (Гамма 8 ) КЗ, плотно скомпонованные.
К сожалению, в сети не нашел схемы Г-8, а было бы интересно посмотреть, как увязать в одну схему, а главное - как одновременно управлять четырьмя газогенераторами и двумя ТНА, которыми был снабжен Г-8 по информации ув. Бертикъля.
Цитата: С. Тушин(ский) от 13.03.2024 11:06:38два ТНА расположены вдоль центральной оси (увы, ПГС РД не нашел, но предполагаю, что один ТНА был для горючего, а второй - для окислителя (уникального, между прочим - перекиси водорода).
Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.
Поэтому пришлось поверить тов. Глушко, который писал в своей энциклопедии:
ЦитироватьЖРД состоит из 8 камер, 4 пароrазогенераторов (2 малых и 2 больших), 2 ТНА,
масляного бака, агрегатов и систем управления работой и др . ТНА - трёхвальный, с центробежными насосами окислителя и горючего, осевой одноступенчатой активной турбиной и редуктором.
Т.е. каждый ТНА качал и О и Г.
И, таким образом, Г-8 скорее всего можно рассматривать как ДУ из двух 4-камерных ЖРД.
ЗЫ: четыре парогазогенератора скомпонованы попарно (малый и большой) и эти пары работают на каждый ТНА.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 11:35:43Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.
Поищите в сборниках ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ, там может быть. Мне сейчас некогда - работа есть работа. Если вечером вспомню, то там поищу.
Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 22:14:56Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос...
Как он спускаться будет?
Цитата: Владимир Шпирько от 13.03.2024 00:09:11Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Так у него на скоростях более 2М лобовое стекло разогревается до 250С. И при ДО! входа в плотные холодные слои атмосферы - ему надо надо некоторое время лететь "медленно", что бы остудить остекление - может лопнуть.
Другими словами - с помощью ТТУ можно и закинуть повыше, а вот как безаварийно вернуться.... это вопрос.
да что угодно - хоть небольшой тормозной парашют,
а может выпуск механизации крыла поможет.
Возможно даже первые запуски беспилотные, чтобы не запечь пилота.
Или переделка всего носа на титан или нержавейку с убиранием фонаря, затем при необходимости с плитками.
Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Только догадка: время, в течение которого РДТТ работает на расчетной тяге, т.е. без начального и конечного временных участков.
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:47:50Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 11:35:43Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.
Поищите в сборниках ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ, там может быть. Мне сейчас некогда - работа есть работа. Если вечером вспомню, то там поищу.
Кстати, у вас случайно нет доступа к сборнику Труды НПО Энергомаш им. академика Глушко?
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:47:50Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 11:35:43Да, я сам пытался найти ПГС, но тщетно.
Поищите в сборниках ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ, там может быть. Мне сейчас некогда - работа есть работа. Если вечером вспомню, то там поищу.
Спасибо, но для меня этот вопрос не критичен, чтобы тратить уйму времени на поиск редких сборников))
Но если вспомните и найдете, то с исторической т.з. инфа была бы весьма и весьма интересна.
Цитата: Дмитрий В. от 12.03.2024 20:43:08Цитата: amster от 12.03.2024 16:58:48Цитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.
Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
1000-тонный РД-175 4-хкамерный
У сугубо гипотетического РД-175 одного установившегося варианта конструкции нет,
а один из рассматриваемых вариантов был 5и-камерный.
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 13:45:33Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Только догадка: время, в течение которого РДТТ работает на расчетной тяге, т.е. без начального и конечного временных участков.
Скорее, это время достижения расчетной тяги. Из
https://apps.dtic.mil/sti/pdfs/ADA513892.pdf :
The thrust centroid (time to center of thrust) was also determined for each thruster firing.
Там же приведена таблица; для примера приведу одну строчку:
Thruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Не очень понятное определение. Impulse bit определяется как интеграл силы тяги по времени.
Похоже, что centroid time - это момент, в который нужно приложить весь impulse bit целиком, чтобы получится такой же результат, как при реальной работе двигателя, когда это всё размазано по времени.
Да, исходя из:
ЦитироватьThe thrust centroid (time to center of thrust)
скорее всего это можно представить как
thrust.jpg
где 1 - центр идеального профиля тяги
а 2 - центр реальной тяги (The thrust centroid)
ЗЫ: и именно так на результате испытаний:
ЦитироватьThruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
т.е. до точки 2 прошло 10,4 мс, а после - 9,3 мс
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 17:22:46Да, исходя из:
ЦитироватьThe thrust centroid (time to center of thrust)
скорее всего это можно представить как
thrust.jpg (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=43230;type=preview;file)
где 1 - центр идеального профиля тяги
а 2 - центр реальной тяги (The thrust centroid)
ЗЫ: и именно так на результате испытаний:
ЦитироватьThruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
т.е. до точки 2 прошло 10,4 мс, а после - 9,3 мс
Это вполне может быть. Только на вашем рисунке прямоугольник должен быть меньшей высоты, чтобы площадь синего прямоугольника была равна площади под красной кривой, что отражает равенство полных импульсов.
Цитата: cross-track от 13.03.2024 18:35:45Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 17:22:46Да, исходя из:
ЦитироватьThe thrust centroid (time to center of thrust)
скорее всего это можно представить как
thrust.jpg (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=43230;type=preview;file)
где 1 - центр идеального профиля тяги
а 2 - центр реальной тяги (The thrust centroid)
ЗЫ: и именно так на результате испытаний:
ЦитироватьThruster no.---Start time---End time---Burn time (ms)---Time to thrust centroid (ms)
---1------------43.6998-----43.7195------19.7-----------------10.42
т.е. до точки 2 прошло 10,4 мс, а после - 9,3 мс
Это вполне может быть. Только на вашем рисунке прямоугольник должен быть меньшей высоты, чтобы площадь синего прямоугольника была равна площади под красной кривой, что отражает равенство полных импульсов.
Да, конечно))) И профиль реальной тяги утрирован.
Просто хотел побыстрее, поэтому использовал простейшую рисовалку от винды. А там мышью особо не разрисуешься))
Цитата: opinion от 13.03.2024 16:55:21Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Не очень понятное определение. Impulse bit определяется как интеграл силы тяги по времени.
Похоже, что centroid time - это момент, в который нужно приложить весь impulse bit целиком, чтобы получится такой же результат, как при реальной работе двигателя, когда это всё размазано по времени.
А вы не можете привести пример нахождения centroid time? На оси времени есть 2 заданные точки - моменты включения и выключения тяги. Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?
Если бы ставилась задача найти "среднюю тягу" на временном промежутке, то можно было воспользоваться теоремой о среднем для вычисления интеграла impulse bit, и тогда легко определить "среднюю тягу" на заданном временном промежутке. А вот найти "среднюю точку на интервале времени" у меня не получается.
Цитата: cross-track от 13.03.2024 21:25:00Цитата: opinion от 13.03.2024 16:55:21Цитата: C-300-2 от 13.03.2024 12:54:27Коллеги, а что такое в РДТТ "thrust centroid time"?.. Определение даётся в стандарте ECSS-E-ST-35C Rev. 1:
"time at which an impulse, of the same magnitude as the impulse bit, is applied, to have the same effect as the original impulse bit"
https://ecss.nl/item/?glossary_id=484
Не очень понятное определение. Impulse bit определяется как интеграл силы тяги по времени.
Похоже, что centroid time - это момент, в который нужно приложить весь impulse bit целиком, чтобы получится такой же результат, как при реальной работе двигателя, когда это всё размазано по времени.
А вы не можете привести пример нахождения centroid time? На оси времени есть 2 заданные точки - моменты включения и выключения тяги. Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?
Если бы ставилась задача найти "среднюю тягу" на временном промежутке, то можно было воспользоваться теоремой о среднем для вычисления интеграла impulse bit, и тогда легко определить "среднюю тягу" на заданном временном промежутке. А вот найти "среднюю точку на интервале времени" у меня не получается.
Я ж говорю, определение непонятное. Что значит "the same effect"? Я без понятия.
Цитата: Георгий от 13.03.2024 12:50:16Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 22:14:56Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос...
Как он спускаться будет?
Цитата: Владимир Шпирько от 13.03.2024 00:09:11Цитата: Георгий от 12.03.2024 22:06:56Цитата: AlexandrU от 12.03.2024 21:35:34Цитата: Георгий от 12.03.2024 20:27:24А на какую высоту мог бы забраться -миг-25 с ТТ ракетным ускорителем?
Сам он рекордно до 35-37 км долетал, а с ракетой под брюхом мог бы и 50 взять. ...
Не больше достигнутой. У него ограничение по предельной скорости и времени (М2,83 5 мин).
Вы уверены в своих размышлениях?
Это ограничение в горизонтальном полёте.
А в полёте на динамический потолок 35 достигается по инерции, с уже почти не работающим на такой высоте двигателе.
То есть с 35 км ТРД выключается фактически - кислорода нет, а начинает работать ТТ ускоритель.
Вот и вопрос - насколько мощный ускоритель можно взять.
Например 3 ступень от рт-2п тягой 22 тн (собственной массой 10 тн?) сможет ещё вытащить почти пустой миг-25 весом 20 тн?
Так у него на скоростях более 2М лобовое стекло разогревается до 250С. И при ДО! входа в плотные холодные слои атмосферы - ему надо надо некоторое время лететь "медленно", что бы остудить остекление - может лопнуть.
Другими словами - с помощью ТТУ можно и закинуть повыше, а вот как безаварийно вернуться.... это вопрос.
да что угодно - хоть небольшой тормозной парашют,
а может выпуск механизации крыла поможет.
Возможно даже первые запуски беспилотные, чтобы не запечь пилота.
Или переделка всего носа на титан или нержавейку с убиранием фонаря, затем при необходимости с плитками.
Ну у МиГа-25 и так планер из нержавейки... парашют тоже есть, используется правда при пробеге на полосе. А плитки испортят аэродинамику так, что и на 20 км не поднимется....
Цитата: cross-track от 13.03.2024 21:25:00Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?
Вот как мне кажется.
Экспериментально можно зарегистрировать красную кривую на моем рисунке выше (например, с помощью пьезодатчиков). А затем подсчитать площадь под ней, т.е. impulse bit. И половина от этой площади нам и даст графически положение точки 2, т.е. thrust centroid time. ИМХО
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 23:30:44Цитата: cross-track от 13.03.2024 21:25:00Пусть величина impulse bit нам известна, то как из этих данных найти thrust centroid time?
Вот как мне кажется.
Экспериментально можно зарегистрировать красную кривую на моем рисунке выше (например, с помощью пьезодатчиков). А затем подсчитать площадь под ней, т.е. impulse bit. И половина от этой площади нам и даст графически положение точки 2, т.е. thrust centroid time. ИМХО
Я тоже думал про половину площади кривой, точнее, про половину площади подынтегральной функции int/F(t)dt/. Но меня смущает название thrust
centroid time. Может, речь идет о своеобразном "центре тяжести временнОго импульса" (или "центре масс временнОго импульса")? Тогда его можно найти, если подинтегральное выражение умножить на t, проинтегрировать int/t*F(t)dt/ , и результат разделить на impulse bit. Вся процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении.
И, видимо, знание thrust centroid time и impulse bit важно для прецизионных систем управления, когда необходимо знать как величину импульса, так и точное время его эффективного действия. Наверное, это важно не только для двигателей с единичными импульсами (битами), но и для двигателей с длительными сериями импульсов.
Цитата: cross-track от 14.03.2024 00:48:23Может, речь идет о своеобразном "центре тяжести временнОго импульса" (или "центре масс временнОго импульса")? Тогда его можно найти, если подинтегральное выражение умножить на t, проинтегрировать int/t*F(t)dt/ , и результат разделить на impulse bit. Вся процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении.
Так ведь вроде половина "площади" это и есть положение на оси времени "ц.м." всей площади? Разве нет?
В исходном определении нужно уточнить какой именно эффект имеют ввиду в same effect. А то, может, там подразумевают изменение скорости, и тогда, у тела переменной массы, интеграл будет ещё чуть-чуть более громоздким. )
Цитата: Бертикъ от 13.03.2024 14:36:32Спасибо, но для меня этот вопрос не критичен, чтобы тратить уйму времени на поиск редких сборников))
Но если вспомните и найдете, то с исторической т.з. инфа была бы весьма и весьма интересна.
Ох, понимаю. Для меня история ЖРД - это увлечение, связанное с образованием и работой. :)
Соответственно, книги все под рукой...
В обчем, нашлося! 1967 ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ
ПыСа Если нужна подборка справочников ЦИАМ, пишите почту в личку - отправлю.
Цитата: C-300-2 от 14.03.2024 08:23:24В обчем, нашлося! 1967 ИНОСТРАННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ЦИАМ
Ну, вот теперь вопрос можно считать закрытым - это связка из двух 4-камерных ЖРД! Спасибо!
ЗЫ: почту кинул в личку.
Цитата: Бертикъ от 14.03.2024 01:15:50Цитата: cross-track от 14.03.2024 00:48:23Может, речь идет о своеобразном "центре тяжести временнОго импульса" (или "центре масс временнОго импульса")? Тогда его можно найти, если подинтегральное выражение умножить на t, проинтегрировать int/t*F(t)dt/ , и результат разделить на impulse bit. Вся процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении.
Так ведь вроде половина "площади" это и есть положение на оси времени "ц.м." всей площади? Разве нет?
Для идеального прямоугольного профиля тяги - да, половина "площади" это и есть положение на оси времени "ц.м." всей площади.
В общем случае - нет. При нахождении ц.м. тела приравнивают не площади, а моменты. Например, если стержень состоит из двух частей А и В одинаковой массы но разной плотности, и часть А составляет 90% длины стержня, а часть В, соответственно, оставшиеся 10% длины стержня, то точка ц.м. не будет находиться в месте контакта частей А и В, хотя массы частей стержня слева и справа от нее равны.
Цитата: Serge V Iz от 14.03.2024 06:30:31В исходном определении нужно уточнить какой именно эффект имеют ввиду в same effect. А то, может, там подразумевают изменение скорости, и тогда, у тела переменной массы, интеграл будет ещё чуть-чуть более громоздким. )
Impulse bit находится как интеграл тяги (силы) по времени. Измеряя профиль тяги находят значение этого интеграла (как площадь подынтегральной функции), и это значение определяется лишь профилем силы как неким интегральным параметром, который включает в себя и возможное изменение массы объекта. Или вы имеете в виду особенности измерения Impulse bit на статическом стенде?
Цитата: fagot от 13.03.2024 14:15:22Кстати, у вас случайно нет доступа к сборнику Труды НПО Энергомаш им. академика Глушко?
Понимаете... Нет. Если вам нужна какая-то конкретная статья, напишите мне, я не обещаю, но постараюсь её достать.
Цитата: cross-track от 14.03.2024 09:58:04В общем случае - нет. При нахождении ц.м. тела приравнивают не площади, а моменты. Например, если стержень состоит из двух частей А и В одинаковой массы но разной плотности, и часть А составляет 90% длины стержня, а часть В, соответственно, оставшиеся 10% длины стержня, то точка ц.м. не будет находиться в месте контакта частей А и В, хотя массы частей стержня слева и справа от нее равны.
Так ведь мы рассматриваем "ц.м." площади под графиком, а не ц.м. реального тела (я специально взял цм в кавычки). А площадь под графиком имеет равномерную "плотность" и "толщину")) Т.е. "масса" до точки 2 равна массе после точки 2. Т.е. "центр масс" площади лежит на пунктире, опущенном из точки 2.
Цитата: Бертикъ от 14.03.2024 11:46:29Цитата: cross-track от 14.03.2024 09:58:04В общем случае - нет. При нахождении ц.м. тела приравнивают не площади, а моменты. Например, если стержень состоит из двух частей А и В одинаковой массы но разной плотности, и часть А составляет 90% длины стержня, а часть В, соответственно, оставшиеся 10% длины стержня, то точка ц.м. не будет находиться в месте контакта частей А и В, хотя массы частей стержня слева и справа от нее равны.
Так ведь мы рассматриваем "ц.м." площади под графиком, а не ц.м. реального тела (я специально взял цм в кавычки). А площадь под графиком имеет равномерную "плотность" и "толщину")) Т.е. "масса" до точки 2 равна массе после точки 2. Т.е. "центр масс" площади лежит на пунктире, опущенном из точки 2.
Выше я писал про аналогию:
"...
процедура аналогична нахождению положения ц.т. или ц.м. однородного тела в одномерном приближении."Сейчас я выделил слова "в одномерном приближении". В данном случае аналогией является нахождения ц.м. неоднородного стержня, где плотность зависит только от одной координаты. В нашем случае задача тоже одномерна в том смысле, что все величины зависят только от одной координаты - времени, и вычисляется интеграл int/t*F(t)dt/. Для стержня вычисляется аналогичный интеграл int/x*f(x)dx/, где f(x) - линейная плотность.И в нашем случае, и для стержня интеграл представляет собой площадь подынтегральной функции, но это не означает, что находится геометрический центр этой площади.Добавлю, что такой подход (для нахождения "ц.м." подинтегральной функции) не нов; вот что я нашел в сети:
https://www.intmath.com/applications-integration/5-centroid-area.php(см. параграф Centroid for Curved Areas).
Цитата: C-300-2 от 14.03.2024 10:46:10Понимаете... Нет. Если вам нужна какая-то конкретная статья, напишите мне, я не обещаю, но постараюсь её достать.
Да, ищу вот такую статью: Ромасенко Е.Н., Толстиков Л.А. Бустерные турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш // Труды НПО Энергомаш. - М. 2004. - № 22. - С. 100-117
Цитата: fagot от 14.03.2024 13:50:59Да, ищу вот такую статью: Ромасенко Е.Н., Толстиков Л.А. Бустерные турбонасосные агрегаты ЖРД конструкции НПО Энергомаш // Труды НПО Энергомаш. - М. 2004. - № 22. - С. 100-117
Поищу. не обещаю, что выйдет найти - выпуск довольно старый :( Скажем, на елибрари его нет :(
Было бы на елайбрари, я бы не спрашивал. :) Заранее спасибо.
Цитата: amster от 13.03.2024 14:41:37Цитата: Дмитрий В. от 12.03.2024 20:43:08Цитата: amster от 12.03.2024 16:58:48Цитата: Feol от 12.03.2024 16:24:263-х камерных, по основным, кажется, не было. 1, 2, 4.
Пишут, что рассматривали 1000 тонник РД-175 в 5ти-камерном варианте
1000-тонный РД-175 4-хкамерный
У сугубо гипотетического РД-175 одного установившегося варианта конструкции нет,
а один из рассматриваемых вариантов был 5и-камерный.
Единственный опубликованный проект РД-175 демонстрирует нам ЖРД с 4-мя камерами и двумя последовательными ТНА. И всё это в габаритах РД-170/171.
Поидее через плазму можнопробиться.
Или нет?
Как любо пространство, облако ионизированных газов обладает своей логикой.
Цитата: Лог от 14.03.2024 20:42:06Поидее через плазму можнопробиться.
Можно если иметь достаточно мощный передатчик.
А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Мы действуем. Есть реакция в слое. Есть изменение.
Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Предположим мы в облоке. Выдаём сигнал по радиоканалу, в определенный сектор. "плазма" реагирует и это можно как-то регистрировать. Мое ИМХО
Энергия исходящего сигнала взаимодействует со слоем ионов газа. И это можно фиксировать ИМХО
Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.
Предпологаю что сигнал не теряется, не отражается, не поглощается полностью. Ибо это противоречит... Значит в точке, секторе... излучателя будет фиксироваться изменения.
И всё же. Возможен ли газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газа?
Чтобы управлять плазмой, обтекающей корабль при торможении(не важно в каких целях), требуется сопоставимая энергия.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:13:58И всё же. Возможен ли газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газа?
дык коптит он. Керосиновый сладкий газ.
НЯП в этом вся проблема.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:13:58И всё же. Возможен ли газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газа?
Керосин - углеводород СН3-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН2-СН3. А неполярные связи С-С гораздо прочнее связей С-Н, которые сильно поляризованны. Поэтому первыми рвутся именно С-Н, т.е при недостатке кислорода первым выгорает водород, с образованием воды. А на окисление углерода просто не хватает кислорода - поэтому и образуется сажа=аморфный углерод. Сажа (углерод) при требуемых температурах - твердое в-во, и => не совершает работу, как газ, при расширении и тупо забивает все каналы.
Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием? Из-за него начинается образование опасной сажи? Ведь в том же F1 работало, но там отработанный газ выбрасывался практически (в части давления) в атмосферу.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием?
Не в давлении, а в химии.
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Ведь в том же F1 работало
В F1 не было
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:13:58газогенератор и турбина на сладком газе от керосина в схеме с дожиганием генераторного газа
F1 был открытой схемы. Ну как мерлин примерно.
Всё верно. Но газогенератор же там есть. Генерит действительно жуткую копоть, которая догорает только потом, в атмосферном кислороде. Но турбину крутил исправно. Его даже автономно прожгли снова не так уж давно зачем-то:
https://youtu.be/70u748VALt4?t=70
Почему это работает в открытых схемах и не должно работать в схеме с дожиганием?
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием? Из-за него начинается образование опасной сажи? Ведь в том же F1 работало, но там отработанный газ выбрасывался практически (в части давления) в атмосферу.
Я пока вижу разницу только в этом.
То есть, открытой схеме газ после турбины выбрасывается в атмосферу с небольшим давлением, а в схеме с дожиганием он после турбины ещё должен иметь немалое давление, позволяющее поступать в основную камеру. А до турбины ещё больше, чтобы на ней был нужный перепад. От давления что-то начинает твориться с сажей/керосином?
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:19:47Почему это работает в открытых схемах и не должно работать в схеме с дожиганием?
Перепад давления на турбине в схеме с дожиганием 1,7-2,2
а в открытой 30-50 и более
Цитата: Лог от 14.03.2024 23:49:50Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.
Там критериальный закон - если частота радиоволн ниже ленгмюровской частоты плазмы, то волны отражаются, а если выше, то волны спокойно проходят через плазму. Только дело в том, что порядок ленгмюровской частоты - десятки ГГц и выше.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:27:47Я пока вижу разницу только в этом.
То есть, открытой схеме газ после турбины выбрасывается в атмосферу с небольшим давлением, а в схеме с дожиганием он после турбины ещё должен иметь немалое давление, позволяющее поступать в основную камеру. А до турбины ещё больше, чтобы на ней был нужный перепад. От давления что-то начинает твориться с сажей/керосином?
Главная проблема в том, что в замкнутой схеме всю эту сажу надо пропихнуть через форсунки в камеру сгорания, а в открытой - не надо.
Цитата: fagot от 15.03.2024 06:57:43Главная проблема в том, что в замкнутой схеме всю эту сажу надо пропихнуть через форсунки в камеру сгорания,
Но форсунки то газовые.
Это не мешает им засоряться.
Цитата: fagot от 15.03.2024 09:08:44Это не мешает им засоряться.
Причем даже небольшой слой сажи на внутренней стенке форсунки должен резко ухудшить ее охлаждение
Цитата: Feol от 15.03.2024 00:30:25Получается, что проблема в давлении, которая необходима для схемы с дожиганием?
Проблема в том, что в "сладком" газе много копоти (сажи и смол). Которую в открытой схеме просто сбрасывают в мировой пространство, а закрытой - ей надо попасть в двигатель, чтобы догореть. А по дороге туда она (копототь) будет откладываться на чём попало, от трубопроводов до форсунок. И забивать их.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:27:47От давления что-то начинает твориться с сажей/керосином?
Так после отрыва водорода мы получаем цепочки =С=С=С=С=С=С=С= - которые с удовольствием полимеризуются.
Цитата: Feol от 15.03.2024 04:19:47Всё верно. Но газогенератор же там есть. Генерит действительно жуткую копоть, которая догорает только потом, в атмосферном кислороде
1. Коптить можно по-разному. Копоти от стехиометрического керосинового ГГ должно быть
на порядки меньше, чем от сладкого.
2. Эта копоть выбрасывается наружу, а не идет через форсунки в КС
Ну, не совсем наружу. Всё же, вдувается в закритическую часть сопла. Длинный коллектор, какие-то форсунки там всё же есть. Может быть, что относительно грубые, конечно. Но есть турбина, вероятно, и направляющий аппарат. Это дело довольно тонкое. Отложения могут изменить геометрию лопаток (как обледенение крыла самолёта - изменение аэродинамики гораздо опаснее, чем рост массы), при неравномерности вызвать вибрацию и т. д. Но работает.
Цитата: Feol от 15.03.2024 14:26:08Но работает.
Вы забыли п.1
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 14:15:11Копоти от стехиометрического керосинового ГГ должно быть на порядки меньше, чем от сладкого
Короче, двигателей со дожиганием сладкого ГГ на керосине - не бывает :)
Это наблюдаемый факт.
Почему - потому что сделать его нельзя. По описанным выше причинам.
А где используется стехиометрический керосиновый ГГ? Такого никакая турбина не выдержит.
Цитата: fagot от 15.03.2024 17:22:04А где используется стехиометрический керосиновый ГГ? Такого никакая турбина не выдержит.
я предполагаю (не уверен), везде, где дожигания нет. Иначе дополнительные изрядные потери УИ.
Нет?
Чтобы выдержала турбина, можно охлаждать либо турбину, либо поток газа из ГГ. Я не знаю, как именно это устроено. Газ охлаждать тяжело, так что наверно турбину...
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08Чтобы выдержала турбина, можно охлаждать либо турбину, либо поток газа из ГГ. Я не знаю, как именно это устроено. Газ охлаждать тяжело, так что наверно турбину...
Чтобы ничего не охлаждать, поступают проще - просто не нагревают газ в ГГ выше определенного предела.
Для этого в ГГ подают в избытке либо горючее либо окислитель, (добавлено) даже в открытой схеме
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08Иначе дополнительные изрядные потери УИ.
Изрядными потерями я бы не назвал
Потери УИ двигателей открытой схемы 3-6%
Цитата: Feol от 15.03.2024 14:26:08Ну, не совсем наружу. Всё же, вдувается в закритическую часть сопла. Длинный коллектор, какие-то форсунки там всё же есть. Может быть, что относительно грубые, конечно.
Сажа на внутренних стенках камеры сгорания даже полезна.
Она действует как теплоизоляционный слой, и уменьшает поток тепла в стенку примерно вдвое.
Такой механизм работает где-то примерно до давления в камере 70-80 атм
Цитата: Плейшнер от 15.03.2024 19:51:04в ГГ подают в избытке либо горючее либо окислитель, (добавлено) даже в открытой схеме
Это точно, или Вы так думаете?
Давайте спросим С-300
мне сложно представить турбину, работающую при >3000 oC - как и теплообменник для охлаждения такого потока. в явном виде состава не нашел, но например для F-1 указана температура газа на турбине 800 oC, что соответствует глубоко нестехиометрическому составу
Это основное, почему хотят дожигать - есть, что дожигать. Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого. Или балластирование в открытой схеме, хоть банально водой, или отдельное топливо для газогенератора с небольшой температурой, типа перекиси.
Цитата: Feol от 15.03.2024 21:10:18Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого.
Такое примерно соотношение для двигателей с дожиганием.
Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.
Трудно в это поверить.
Давайте все таки дождемся, что скажет С-300. Он сюда заходит довольно часто.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 21:34:50Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.
Трудно в это поверить.
В этом суть потерь УИ.
Если бы топливо в ГГ открытой схемы сжигалось при стехиометрическом соотношении, то потери УИ не было бы
Цитата: Плейшнер от 15.03.2024 21:42:55потери УИ не было бы
если часть продуктов истекает с низкой скоростью - вроде как имеют место быть потери рабочего тела
Цитата: DiZed от 15.03.2024 22:00:44Цитата: Плейшнер от 15.03.2024 21:42:55потери УИ не было бы
если часть продуктов истекает с низкой скоростью - вроде как имеют место быть потери рабочего тела
В закрытой схеме они завуалированы. Газ там тоже срабатывается на турбине. Если бы этого не было, скорость истечения была бы выше
вроде как если мы вычитаем часть газа и его теплосодержание/энергию переносим на остаток - то скорость и соответственно импульс добавляется как корень квадратный от этой энергии, т.е. таки в итоге получим дефицит импульса
Цитата: DiZed от 15.03.2024 22:11:36вроде как если мы отделяем часть газа и его теплосодержание/энергию переносим на остаток - то скорость и соответственно импульс добавляется как корень квадратный от этой энергии, т.е. таки в итоге получим дефицит импульса
Я не чувствую себя уверенно в этой области, чтобы что-то доказывать.
Вполне возможно Вы правы, но это уже по любому будут "поправки второго порядка"
дада, с этим я согласен. тем более что при стехиометрическом соотношении и дефицит истекающей массы был бы на порядок меньше
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08я предполагаю (не уверен), везде, где дожигания нет. Иначе дополнительные изрядные потери УИ.
Нет?
В двигателях без дожигания точно такие же соотношения компонентов и температура газа на турбине, как и в двигателях с дожиганием, материалы турбины ведь примерно одинаковы, разве что сладкий газ позволяет на пару-тройку сотен градусов повысить температуру. Разница только в перепаде давления на турбине - в открытой схеме он более чем на порядок больше, чем в замкнутой, за счет чего расход топлива на привод турбины сравнительно невелик, но разумеется потери УИ будут, это же принципиальное свойство и недостаток открытой схемы.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 19:43:08Чтобы выдержала турбина, можно охлаждать либо турбину, либо поток газа из ГГ. Я не знаю, как именно это устроено. Газ охлаждать тяжело, так что наверно турбину...
Даже в авиационных турбинах с охлаждаемыми лопатками температура газа что-то порядка 1250 градусов цельсия, но в ЖРД при стехиометрии она в два с лишним раза больше, так что заморачиваться с охлаждением вряд ли имеет смысл. Охлаждать газ можно только топливом, идущим в КС, тоже та еще задачка, поэтому никто так не делает.
Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 21:34:50Цитата: Feol от 15.03.2024 21:10:18Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого.
Такое примерно соотношение для двигателей с дожиганием.
Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.
Трудно в это поверить.
Давайте все таки дождемся, что скажет С-300. Он сюда заходит довольно часто.
Зачем ждать, это классика со времен Фау-2.
Вопрос тут возник в процессе ответа про СуперХейви. Вот в мурзилках пишут что стартовая масса 3600 тонн. Тяга одного Раптора 269 тонн (цифры попадаются разные, но пусть). Их 33 штуки, итого имеется почти 8800 тон тяги (опять же цифры разные, но в любом случае мегадофига). Куда столько? Зачем такой избыток? Как бы хватило и 14 рапторов. Ну плюс штуки 4 "на всякий случай". Итого 18. Ну пусть 20. Но 33! Какой смысл? Ведь якобы чем больше количество, тем меньше надёжность. Но тем не менее.
насколько понимаю - это стартовая масса бустера, для всей системы предполагается 6000 тонн
Цитата: fagot от 16.03.2024 06:11:05Цитата: vlad7308 от 15.03.2024 21:34:50Цитата: Feol от 15.03.2024 21:10:18Как я понимаю, порядка 5% одного компонента и 95% другого.
Такое примерно соотношение для двигателей с дожиганием.
Для двигателя без дожигания это значит - просто выбросить без толка 90% (от того, что идет в ГГ) одного из компонентов.
Трудно в это поверить.
Давайте все таки дождемся, что скажет С-300. Он сюда заходит довольно часто.
Зачем ждать, это классика со времен Фау-2.
У V-2 /A-4(фау-2) турбина на перекиси - парогаз вообще около 800С. А для охлаждения КС - разбавляли! спирт.
У Фау всего лишь 380 цельсиев, но и 800 рядом не стояли с керосиновой стехиометрией.
Цитата: fagot от 16.03.2024 06:08:38В двигателях без дожигания точно такие же соотношения компонентов и температура газа на турбине, как и в двигателях с дожиганием,
Ок, спасибо за объяснения.
Я почитаю что-нибудь на эту тему. А то что-то у меня не склеивается в голове :)
ЗЫ а в кислом ГГ с дожиганием газифицируется сколько примерно процентов окислителя?
Цитата: vlad7308 от 16.03.2024 14:12:58ЗЫ а в кислом ГГ с дожиганием газифицируется сколько примерно процентов окислителя?
Весь, на то он и с дожиганием. Но в открытой схеме кислых ГГ не делают, кроме перекисных, т.к. с ними потери УИ выше.
Цитата: fagot от 16.03.2024 14:23:06ЦитироватьЗЫ а в кислом ГГ с дожиганием газифицируется сколько примерно процентов окислителя?
Весь, на то он и с дожиганием
Это значит, что
весь окислитель проходит через ГГ?
Конечно
Цитата: fagot от 16.03.2024 15:48:15Конечно
хммм
то есть в ДОГГ сжигание примерно 10% компонентов обеспечивает газификацию 90% окислителя (с охлаждением газа из ГГ до рабочей температуры турбины) и мощность на турбине Х
Предположим, что мощность турбины/насоса в открытой схеме вдвое меньше - Х/2.
Тогда, чтобы остудить газ из ГГ, нужно потратить вдвое меньше окислителя, т.е. 45%. И выпустить его "на улицу".
Теперь вспоминаем, что в открытой схеме мы остужаем газ из ГГ не окислителем, а горючим, которое у нас керосин. С охлаждающей способностью в несколько раз меньше (а скорее на порядки) чем ЖК. И получается, что чтобы остудить газ из ГГ, нам нужно... истратить ВСЕ горючее.
Не, как-то странно это все.
Придется все-таки читать что-то умное :)
Зачем предполагать, когда есть реальные данные. Перепад давления на турбине двигателя открытой схемы в 15-20 раз больше, чем в замкнутой, соответственно и газа на ее привод требуется в разы меньше.
Цитата: fagot от 16.03.2024 18:06:01Зачем предполагать, когда есть реальные данные. Перепад давления на турбине двигателя открытой схемы в 15-20 раз больше, чем в замкнутой, соответственно и газа на ее привод требуется в разы меньше.
я к сожалению не умею рассчитывать турбины и насосы. Понятно, что мощность нужна меньше, но насколько, я не могу даже прикинуть.
ЗЫ для ясности. Я не спорю. Я пытаюсь сам для себя разобраться с энергобалансом открытой схемы.
Цитата: DiZed от 16.03.2024 11:48:21стартовая масса бустера, для всей системы предполагается 6000 тонн
Понятно. Спасибо.
Цитата: vlad7308 от 16.03.2024 19:31:10я к сожалению не умею рассчитывать турбины и насосы. Понятно, что мощность нужна меньше, но насколько, я не могу даже прикинуть.
ЗЫ для ясности. Я не спорю. Я пытаюсь сам для себя разобраться с энергобалансом открытой схемы.
Так я не против, можно, например, почитать книгу Добровольского Жидкостные ракетные двигатели, там все доступно описано с формулами. Принципы энергобаланса универсальны - потребная мощность насосов должна равняться располагаемой мощности турбины, а последняя определяется по сути кинетической энергией струи газов, получаемой в сопловом аппарате турбины, которая, как и при истечении газа через КС, зависит от температуры, молекулярной массы и степени расширения газа и его расхода. У керосинового газа, кстати, работоспособность заметно выше, чем у кислородного, благодаря чему в открытой схеме его требуется меньше.
Вот электронная версия книги https://djvu.online/file/89ZeZhxi6UJlW
Турбину надо делать простенькую. Что-нибудь серийное от авиаторов. Для работы на борту иметь "балласт" азот.
Цитата: Бертикъ от 15.03.2024 06:52:16Цитата: Лог от 14.03.2024 23:49:50Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.
Там критериальный закон - если частота радиоволн ниже ленгмюровской частоты плазмы, то волны отражаются, а если выше, то волны спокойно проходят через плазму. Только дело в том, что порядок ленгмюровской частоты - десятки ГГц и выше.
Даже отраженная волна оставит след. Будет какое-то событие. Или нет)
Почему НАСА не зделала станцию, на Луне? Кинули бы с невозвратом модуль.
Цитата: Лог от 17.03.2024 09:10:28Цитата: Бертикъ от 15.03.2024 06:52:16Цитата: Лог от 14.03.2024 23:49:50Цитата: AlexandrU от 14.03.2024 22:49:36Цитата: Лог от 14.03.2024 21:35:55А если слой "плазмы". Использовать как модулятор-демодулятор?
Разве что как антенну, но для этого плазмой надо управлять, а это энергия.
Да не... Идёт сигнал через плазму; поглошается, преобразуется, изменяется. По определённым физическим законам. Зная эти законы. Зная пораметры слоя + -. Мы можем принять инфу с объекта.
Там критериальный закон - если частота радиоволн ниже ленгмюровской частоты плазмы, то волны отражаются, а если выше, то волны спокойно проходят через плазму. Только дело в том, что порядок ленгмюровской частоты - десятки ГГц и выше.
Даже отраженная волна оставит след. Будет какое-то событие. Или нет)
Если бы было сколь-нибудь значительное, то проблему давно бы решили.
IMG_20240419_082957.jpg
Подскажите, а на каком участке полёта нагревается до таких температур?
Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 11:14:16[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=44800;type=preview;file"]IMG_20240419_082957.jpg[/url]
Подскажите, а на каком участке полёта нагревается до таких температур?
Ближе к концу активного участка траектории 1-й ступени.
Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 11:14:16Подскажите, а на каком участке полёта нагревается до таких температур?
Возможно, связано с точкой MaxQ ::)
Цитата: A.E от 20.04.2024 12:22:42Возможно, связано с точкой MaxQ ::)
Получается нет:
Цитата: Дмитрий В. от 20.04.2024 11:52:21Ближе к концу активного участка траектории 1-й ступени.
На MaxQ скорость всего ~450 м/с (~1600 км/ч).
Скорее, чуть подальше. Где-то или в самом конце первой ступени, или в начале второй, там, где скорости, которые модно называть гиперзвуковыми.
Статей про "тепловой поток" в "головной обтекатель" много -- на любую теорию заговора найдётся )
https://integral-russia.ru/2021/12/24/golovnoj-obtekatel-rakety-kak-eto-delaetsya-v-raznyh-stranah/
Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 12:45:57Получается нет:
Ну да. Наверное, в MaxQ максимальна
интенсивность нагрева
Цитата: A.E от 20.04.2024 13:36:32Цитата: ratcustorb от 20.04.2024 12:45:57Получается нет:
Ну да. Наверное, в MaxQ максимальна интенсивность нагрева
Скорее всего нет:
i (2).jpeg
Наверное только начинается нагрев.
Это само собой, но вы же спросили о температуре
Мсм, после MaxQ она растет, но интенсивность роста снижается
Пс. Похоже, ваш график о постоянной высоте
Цитата: A.E от 20.04.2024 13:36:32Ну да. Наверное, в MaxQ максимальна интенсивность нагрева
в MaxQ - максимален импульс набегающего потока.
А максимальная энергия этого потока - позже, она же от
квадрата скорости завсит
Цитата: Дем от 21.04.2024 07:24:12в MaxQ - максимален импульс набегающего потока
Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/358090.webp)
ЦитироватьWhere q is the dynamic pressure, ρ is the local air density and v is the rocket's velocity (or air's velocity in opposite direction).
MaxQ тоже от квадрата
График - отсюда: https://www.linkedin.com/pulse/max-q-farmer-jeff-blair/
(https://i.imgur.com/5jXyB2x.png)
Схематически пояснено, как влияет скорость и плотность на разных участках полета.
Max_Q достигается через 90 секунд после пуска. Максимальный нагрев - позднее, вероятно, через 120 секунд после пуска.
Цитата: cross-track от 21.04.2024 10:08:50Схематически пояснено, как влияет скорость и плотность на разных участках полета.
Показано, что после MaxQ снижение плотности влияет больше, чем увеличение скорости
Цитата: A.E от 21.04.2024 15:36:58Цитата: cross-track от 21.04.2024 10:08:50Схематически пояснено, как влияет скорость и плотность на разных участках полета.
Показано, что после MaxQ снижение плотности влияет больше, чем увеличение скорости
Да, у плотности 3 стрелки вниз, а у скорости 2 вверх.
Цитата: A.E от 21.04.2024 09:13:08MaxQ тоже от квадрата
Да, импульс - линейно, воздействие - квадрат
Энергия потока - квадрат, нагрев - куб? Или ещё больше?
Цитата: Дем от 22.04.2024 06:53:32Энергия потока - квадрат, нагрев - куб? Или ещё больше?
Ага, куб - полтора ;) Вы от чего считаете?