Носитель на прямоточном твердо топливном ракетном двигателе.

Автор Serge, 20.09.2014 15:57:43

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

Serge

ЦитироватьАлександр Хороших пишет: 
ЦитироватьНа небольшом участке траектории. Прямоточные двигатели эффективны при работе на определённом режиме (под режимом понимаю скорость полёта и внешнее давление). При отклонении от него полётный кпд падает. Также нужно учитывать тот факт, что массовое совершенство РПД хуже, чему ракет с РДТТ или ЖРД
ЦитироватьРПД не так прост. Встают вопросы распыла топлива, его полного сгорания, работы РПД на изменяющихся режимах. Наконец, отработка РПД в наземных условиях - тоже не подарок.

РПД обеспечивает работу лишь на небольшом участке траектории - воздушном, при ухудшении массового совершенства (что соответствует усложнению и удорожанию комплекса). В общем, овчинка выделки не стоит. Уже обсуждалось на этом форуме годом раньше или около того.
Спасибо за ответ, а не подскажите как та тема называлось. Интересно почитать.

C-300

ЦитироватьSerge пишет:
а не подскажите как та тема называлось. Интересно почитать.
Да вот как раз там ничего интересного нет  :)  Вот: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic12888/
Ещё рекомендую к прочтению вот эту статью: http://militaryrussia.ru/blog/topic-801.html

И, раз тема заинтересовала, поищите книжку по РПД - помню, была такая.


Имxотеп

#23
Касательно рдтт-прямоточников: пока можно констатировать зачаточный уровень развития данной темы. В литературе есть лишь единичные упоминания по экспериментальным исследованиях на сейсчет. Я нашел только одну статью, где было получено успешное горение твердого топлива на сверхзвуке, в условиях, соответствующих M=5.
Касательно прямоточников вообще - все не так однозначно. Есть проблемы, но есть и перспективы их решения. Например в 90е-2000е годы у французов была программа PREPHA по концептуальному исследованию прямоточников, в том числе применительно к одноступенчатым и двухступенчатым носителям. Были рассмотрены все упомянутые выше недостатки, как то массовое совершенство, тяговая эффективность, сложность аэрокосмических причиндалов и сформулирована концепция системы, в многом лишенной изъянов традиционных "самолетных" схем. Концепция эта весьма напоминала "Гном".


Первая ступень ускоряла аппарат до скорости 1.5 Маха, после чего включался двухрежимный прямоточник, работавший до скорости 12 М. Дальше довыведение по обычной схеме. Благодаря простой осесимметричной конструкции по массовому совершенству аппарат был близок к типичным образцам ракетной техники. Большая площадь воздухозаборника обеспечивала большую тягу - разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов. Меньше было проблем с теплом и прочностью, меньше сложность двигателя как такового.
Это был безусловно чистый проект, без претензий на воплощение, но весьма показательный в плане технических решений. Если и создадут когда-либо дешевый водородный прямоточник, наилучшим его применением в АКС будет видимо вот такая "гномоподобная" схема, а не монструозные аэрокосмические самолеты с разнообразными многорежимными движками.

Александр Ч.

ЦитироватьИмxотеп пишет:
разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов.
А у классической ракеты?
Ad calendas graecas

Serge

ЦитироватьАлександр Ч. пишет:
ЦитироватьИмxотеп пишет:
разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов.
А у классической ракеты?
С классической ракетой скорее стоит сравнивать не время разгона , а потраченную на этот разгон массу топлива.

Serge

ЦитироватьИмxотеп пишет:
Касательно рдтт-прямоточников: пока можно констатировать зачаточный уровень развития данной темы. В литературе есть лишь единичные упоминания по экспериментальным исследованиях на сейсчет. Я нашел только одну статью, где было получено успешное горение твердого топлива на сверхзвуке, в условиях, соответствующих M=5.
Касательно прямоточников вообще - все не так однозначно. Есть проблемы, но есть и перспективы их решения. Например в 90е-2000е годы у французов была программа PREPHA по концептуальному исследованию прямоточников, в том числе применительно к одноступенчатым и двухступенчатым носителям. Были рассмотрены все упомянутые выше недостатки, как то массовое совершенство, тяговая эффективность, сложность аэрокосмических причиндалов и сформулирована концепция системы, в многом лишенной изъянов традиционных "самолетных" схем. Концепция эта весьма напоминала "Гном".
 
 
Первая ступень ускоряла аппарат до скорости 1.5 Маха, после чего включался двухрежимный прямоточник, работавший до скорости 12 М. Дальше довыведение по обычной схеме. Благодаря простой осесимметричной конструкции по массовому совершенству аппарат был близок к типичным образцам ракетной техники. Большая площадь воздухозаборника обеспечивала большую тягу - разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов. Меньше было проблем с теплом и прочностью, меньше сложность двигателя как такового.
Это был безусловно чистый проект, без претензий на воплощение, но весьма показательный в плане технических решений. Если и создадут когда-либо дешевый водородный прямоточник, наилучшим его применением в АКС будет видимо вот такая "гномоподобная" схема, а не монструозные аэрокосмические самолеты с разнообразными многорежимными движками.
Спасибо. Очень интересно. Разница с Гномом скорее всего из за требования военных - им нужны были меньшие габариты. А в гражданке можно спокойно приделывать разгонную ступень как угодно.

п.с. А почему я не могу поставить плюс интересному сообщению ? Есть какие то ограничения ?

Serge

И еще интересно , а если сделать воздухозаборник с изменяемой площадью, это позволило бы воспользоваться прямоточником на больших высотах и скоростях ?

На сколько я понимаю у таких двигателей большой плюс именно в дожигании топлива - основное горение идет в РДТТ, на него никак не влияет прямоток и его режимы. В поток воздух попадают переобогащенные топливом продукты сгорания которые уже перегреты - то есть нет проблем с горением как в классическом прямоточном двигателе из воздушно-реактивного. 

Александр Ч.

ЦитироватьSerge пишет:
ЦитироватьАлександр Ч. пишет:
ЦитироватьИмxотеп пишет:
разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов.
А у классической ракеты?
С классической ракетой скорее стоит сравнивать не время разгона , а потраченную на этот разгон массу топлива.
Которое стоит доли процента от общей стоимости. Т.е. предлагаете экономить на спичках, сжигая вместо них банкноты?
Ad calendas graecas

Serge

ЦитироватьАлександр Ч. пишет: 
Которое стоит доли процента от общей стоимости. Т.е. предлагаете экономить на спичках, сжигая вместо них банкноты?
Меньшая масса топлива - меньшие габариты ракеты - меньшая мощность и в целом параметры двигателя - меньшая цена не только по топливу но и самого двигателя.

РДТТ проще и ЖРД двигателей и классических реактивных это так же меньшая цена.

Можно зайти и с другой стороны - взять топлива столько же сколько на обычной ракете - что это даст при более высоком уи ? Это даст большую массу полезной нагрузки - следовательно опять же меньшую стоимость килограмма выведенного на орбиту.

Если даже цена РН остается прежней , но при этом ПН возврастает в два раза за счет УИ - то уже стоимость каждого выведенного килограмма становиться в два раза меньше.

а вы все меряете на вес топлива. :)

Александр Ч.

ЦитироватьSerge пишет:
а вы все меряете на вес топлива.  :)
Вообще-то количеством топлива "меряетесь" Вы. Как с расчётами по формуле Циолковского?
Ad calendas graecas

Serge

Рано с формулой Циолковского прикидывать - сначала нужно посмотреть до каких скоростей и удельного импульса в максимуме можно довести работу на именно таком прямоточнике. Причем именно для подобной ракеты, а не для обычного прямоточного двигателя разрабатываемого под самолеты и т.п.

Если брать обычный прямоточник с его ограничениями по высотам и скоростям - тут выше есть ссылка на старую тему , то это будет одно.
Если это будет вот такой прямоточник на РДТТ с основным горением в ракетном двигателе и дожиганием в потоке воздуха, и если он будет работать на высотах 30+ км и скоростях  10+ м, а лучше 20+ м это будет уже совсем другое.

Рановато все таки отбрасывать этот вариант ракетоносителей.

C-300

ЦитироватьИмxотеп пишет:
Касательно рдтт-прямоточников: пока можно констатировать зачаточный уровень развития данной темы. В литературе есть лишь единичные упоминания по экспериментальным исследованиях на сейсчет.
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/sorokin/rpd/sorokin-yan-rpd2010.pdf
http://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=2882010

Имxотеп

#33
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/sorokin/rpd/sorokin-yan-rpd2010.pdf
 http://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=2882010
Нереально мощные книжки.
Однако видимо мы говорим о разных вещах. Там в сущности рассматриваются разновидности ПВРД с дозвуковым горением - вещь изученная и реализованная. Тогда как для АКС крайне желательны прямоточники со сверхзвуковым горением и вот они-то в твердотопливном варианте не реализованы почти никак.

ЦитироватьSerge пишет:
Рано с формулой Циолковского прикидывать - сначала нужно посмотреть до каких скоростей и удельного импульса в максимуме можно довести работу на именно таком прямоточнике
Нет расчета - нет идеи.
Если уж вам так это интересно, сделайте простейшие прикидки для системы с прямоточной ступенью с УИ ~1000 с, работающей в диапазоне 1.5-5 М. Рассчитайте нужную тягу, требуемую площадь воздухозаборника, массу ПВРД (это где-то около 1000 кг на 1 м2 воздухозаборника). Остальное - по обычным ракетным формулкам.

C-300

ЦитироватьИмxотеп пишет:
. Тогда как для АКС крайне желательны прямоточники со сверхзвуковым горением и вот они-то в твердотопливном варианте не реализованы почти никак.
Ой! Для АКС?! А я думал, рассматривается просто первая ступень с ракетно-прямоточным двигателем. 
В любом случае, смысла особо не вижу - конструкция ракеты усложняется. выигрыш в УИ съедается плохим массовым совершенством. 
Смысл-то не в большом УИ, а в цене кг на орбите.