Предпочтительная топливная пара? на все ступени одна

[azvoz]

Не знаю

Тогда будем считать что это не одноступ

[Андрюха]

5.0 не видно

[Asteroid]

Найду картинку - размещу

[Верный Союзник с Окинавы]

Так, а есть ли какой-то предел в давлении самонаддува?

Давление насыщенных паров, пожалуй.

Это да, но всегда хотелось бы узнать предел, ведь выше температура, выше давление паров...

Для кислорода давление насыщенных паров при -120 градусах Цельсия (плотность равна 420 кг/м3) составляет примерно 47 атмосфер.

У метана (плотность 420 кг/м3) около 45 атмосфер при -82 градусах.

И забил я в Rocket Propulsion Analysis Lite эти параметры.

При 45 атмосферах в камере сгорания, соотношения кислорода к метану как 3.161 к 1, давлению на выходе в 1,2 атмосфер выходит УИ на уровне моря 295 секунд, а в вакууме 322 секунды... А при 30 атмосферах выйдет 282 секунды УИ у уровня моря и 311 в вакууме при 3,474 к 1 (окислитель к топливу).

А если довести expansion ratio до 164, то при 45 атмосферах выйдет 377 секунд вакуумного УИ... И 376 секунд УИ при 30 атмосферах.

И я вот думаю - а если взять и сделать метановый движок на самонаддуве?

И делать его так: есть основные баки с допустим 2-3 атмосферами.

Из них топливо поступает в один из переходных баков.

Там он наддувается разогретыми газами, которые нагреваются от двигателя, до своих 45 атмосфер.

В камере сгорания поддерживается давление от 30 до почти 45 атмосфер, чтобы в наддуваемых баках всегда было бОльшее давление.

Должно быть несколько переходных баков, работающих циклически: заполнение топливом от основных баков, повышение давления за счёт паров КРТ от двигателя, стравливание топлива в камеру сгорания двигателя, go to 1.

Никаких движущихся частей, окромя клапанов! Щадящие нагрузки на конструкцию! Ляпота!

Правда что-то мне подсказывает, что двигатель может выйти тяжелее чем хотелось бы, и опасность того, что необходимый для выделяемого двигателем тепла может не хватить. При 30 атмосферах температуры в движке порядка 3200 К, при 45 атмосферах порядка 3300 К.

Но мне такая перспектива нравится.

На крайний можно сэкономить газы для наддува за счёт того, что переходные баки наддуваются газообразными КРТ, а основные баки - за счёт запасённого азота.

[Верный Союзник с Окинавы]

Походу метан и водород победили! Победила дружба!

только вот для первых ступеней водород ОЧЕНЬ плох - а по условию опроса "лучшая пара" должна применяться на ВСЕХ ступенях.
Видимо за водород проголосовали невнимательные участники.
По итогу:
МЕТАН вне конкуренции.

Если смотреть в "принципе", то на водороде можно сделать вообще одноступенчатую ракету, на метане - нет.
Так что именно водород - вне конкуренции.

Одноступ можно и на гептиле сделать, было бы желание!

Ага, только нужное массовое совершенство еще не скоро будет достигнуто. А для водородника достаточно савершенства внешнего бака SS и двигателя Le5B.

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

[Верный Союзник с Окинавы]

Ох и шизотеха я наделал...

[Просто Василий]

Ох и шизотеха я наделал...

Твой фонтан можно вместо ГГ использовать, турбину крутить.

[AlexNB]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

[Верный Союзник с Окинавы]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

У Merlin УИ равен 282/311 секунд. Сухая масса * 9 = 4410 кг

У РД-270 УИ равен 301/322 секунд. Сухая масс = 5440 кг

Вполне реально. Merlin'ы чуть легче, но РД-270 на всех режимах их превосходит по УИ. Тут ещё стоит учесть, что Falcon 9 имеет первую ступень, рассчитанную под многоразовость, и сама ступень может принимать нагрузки от двигателей, а бак STS при превращении в первую ступень SLS почему-то потяжелел до 85 тонн... Не, конечно бак STS своими боковушками воспринимал тягу от ускорителей и орбитера, но как туда двигатели прикрутить...

[Дмитрий В.]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

У Merlin УИ равен 282/311 секунд. Сухая масса * 9 = 4410 кг

У РД-270 УИ равен 301/322 секунд. Сухая масс = 5440 кг

Вполне реально. Merlin'ы чуть легче, но РД-270 на всех режимах их превосходит по УИ. Тут ещё стоит учесть, что Falcon 9 имеет первую ступень, рассчитанную под многоразовость, и сама ступень может принимать нагрузки от двигателей, а бак STS при превращении в первую ступень SLS почему-то потяжелел до 85 тонн... Не, конечно бак STS своими боковушками воспринимал тягу от ускорителей и орбитера, но как туда двигатели прикрутить...

Бак STS не превращали в бак SLS. Это два разных изделия, у которых общий только диаметр, да, может быть, ещё и материал.

[Верный Союзник с Окинавы]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

У Merlin УИ равен 282/311 секунд. Сухая масса * 9 = 4410 кг

У РД-270 УИ равен 301/322 секунд. Сухая масс = 5440 кг

Вполне реально. Merlin'ы чуть легче, но РД-270 на всех режимах их превосходит по УИ. Тут ещё стоит учесть, что Falcon 9 имеет первую ступень, рассчитанную под многоразовость, и сама ступень может принимать нагрузки от двигателей, а бак STS при превращении в первую ступень SLS почему-то потяжелел до 85 тонн... Не, конечно бак STS своими боковушками воспринимал тягу от ускорителей и орбитера, но как туда двигатели прикрутить...

Бак STS не превращали в бак SLS. Это два разных изделия, у которых общий только диаметр, да, может быть, ещё и материал.

Конечно два разных изделия, но от одной и той же организации и по схожим технологиям. И 85 тонн.

[Дмитрий В.]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

У Merlin УИ равен 282/311 секунд. Сухая масса * 9 = 4410 кг

У РД-270 УИ равен 301/322 секунд. Сухая масс = 5440 кг

Вполне реально. Merlin'ы чуть легче, но РД-270 на всех режимах их превосходит по УИ. Тут ещё стоит учесть, что Falcon 9 имеет первую ступень, рассчитанную под многоразовость, и сама ступень может принимать нагрузки от двигателей, а бак STS при превращении в первую ступень SLS почему-то потяжелел до 85 тонн... Не, конечно бак STS своими боковушками воспринимал тягу от ускорителей и орбитера, но как туда двигатели прикрутить...

Бак STS не превращали в бак SLS. Это два разных изделия, у которых общий только диаметр, да, может быть, ещё и материал.

Конечно два разных изделия, но от одной и той же организации и по схожим технологиям. И 85 тонн.

А что удивляет-то?

[Верный Союзник с Окинавы]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

У Merlin УИ равен 282/311 секунд. Сухая масса * 9 = 4410 кг

У РД-270 УИ равен 301/322 секунд. Сухая масс = 5440 кг

Вполне реально. Merlin'ы чуть легче, но РД-270 на всех режимах их превосходит по УИ. Тут ещё стоит учесть, что Falcon 9 имеет первую ступень, рассчитанную под многоразовость, и сама ступень может принимать нагрузки от двигателей, а бак STS при превращении в первую ступень SLS почему-то потяжелел до 85 тонн... Не, конечно бак STS своими боковушками воспринимал тягу от ускорителей и орбитера, но как туда двигатели прикрутить...

Бак STS не превращали в бак SLS. Это два разных изделия, у которых общий только диаметр, да, может быть, ещё и материал.

Конечно два разных изделия, но от одной и той же организации и по схожим технологиям. И 85 тонн.

А что удивляет-то?

Ну такая разница - 26 тонн у бака STS против 85 тонн у SLS!

[Дмитрий В.]

...

Для одноступа на гептиле достаточно корпуса аля первая ступень Falcon 9 и ЖРД аля РД-270.

Честно говоря не хочется спорить по достаточно очевидным вопросам.
Мои оценки говорят, что среднетраекторный потребный УИ меньше того, что дает в среднем по этой же траектории РД270, т.е. он даже ступень "аля первая ступень Falcon 9" без ПГ, обтекателя и подвески ДУ вывести на НО не может.

У Merlin УИ равен 282/311 секунд. Сухая масса * 9 = 4410 кг

У РД-270 УИ равен 301/322 секунд. Сухая масс = 5440 кг

Вполне реально. Merlin'ы чуть легче, но РД-270 на всех режимах их превосходит по УИ. Тут ещё стоит учесть, что Falcon 9 имеет первую ступень, рассчитанную под многоразовость, и сама ступень может принимать нагрузки от двигателей, а бак STS при превращении в первую ступень SLS почему-то потяжелел до 85 тонн... Не, конечно бак STS своими боковушками воспринимал тягу от ускорителей и орбитера, но как туда двигатели прикрутить...

Бак STS не превращали в бак SLS. Это два разных изделия, у которых общий только диаметр, да, может быть, ещё и материал.

Конечно два разных изделия, но от одной и той же организации и по схожим технологиям. И 85 тонн.

А что удивляет-то?

Ну такая разница - 26 тонн у бака STS против 85 тонн у SLS!

Вы меня удивляете, чесслово! У блока Ц при конечной массе 73,2 т (проектной, фактическая была выше в первых изделиях) на баки приходилось около 30 т. ВТБ - это всего лишь топливный отсек. К тому же у ЦБ SLS рабочий запас топлива заметно выше, чем у ВТБ.

[pkl]

Походу метан и водород победили! Победила дружба!

только вот для первых ступеней водород ОЧЕНЬ плох - а по условию опроса "лучшая пара" должна применяться на ВСЕХ ступенях.
Видимо за водород проголосовали невнимательные участники.
По итогу:
МЕТАН вне конкуренции.

Я за водород проголосовал осознанно. За ним будущее, как ни крути.

[Nitro]

А какое будет ускорение на водородном одноступе в конце активного участка?

[AlexNB]

А какое будет ускорение на водородном одноступе в конце активного участка?

Если не дросселировать, то 12-15g.

[pkl]

Так ДУ может из нескольких двигателей состоять. Допустим семь, из которых шесть по кругу и один в центре с выдвижным высотным соплом. Потом, по мере выработки топлива двигатели можно отключать попарно. Хотя... многовато двигателей получается. Надо бы обойтись тремя: 1 маршевый, в центре, с высотным соплом + 2 стартовых.

[pkl]

Вспомнил ещё одну пару: закись азота + диметиловый эфир.

Ещё незаслуженно забыты комбинации перекись водорода + керосин и азотная кислота + керосин.

[AlexNB]

Так ДУ может из нескольких двигателей состоять. Допустим семь, из которых шесть по кругу и один в центре с выдвижным высотным соплом. Потом, по мере выработки топлива двигатели можно отключать попарно. Хотя... многовато двигателей получается. Надо бы обойтись тремя: 1 маршевый, в центре, с высотным соплом + 2 стартовых.

Оптимальнее - 2 четырехкамерных двигателя. Один отключается на 4g. Высотный с давлением - 7 МПа, его ТЭНА  как преднасос для второго с давлением 14 МПа.