Вытеснительная подача

Автор Raul, 07.06.2021 17:37:44

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 11:59:34
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).
У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.
У банкира Била, видимо, была другая физика ;D

Композиты и очень плотная топливная пара.

Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 11:57:53Т.е. выше чем у Н-1 со сферическими баками? ню-ню.

Ну как считали. Как можно было сделать такое низкое весовое совершенство у Н-1, понятия не имею.

Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 12:01:54
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:58:44
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.
Да, только несущая способность в разы падает:
https://ornamita.ru/tehinfo2/svoystva-stali-aisi-304/

Угу.

Поэтому у Сверхтяжа Шестопёра бак для горячего газа наддува из толстой стали, большой основной бак с топливом из тонкой стали. Газ для наддува при переходе в основной бак с топливом будет расширяться с пониженим давления и температуры. Хотя тогда выигрыша в массе не будет...

Кстати, учитывая высокую тяговооружённость первой ступени и малый запас топлива в ней, может есть смысл уложить в бак наддува теплоизолятор, чтобы сталь, из которой сделан бак наддува тупо не успеет нагреться. А когда ракета приземлится, она просто стравит неостывший шаз наддува в атмосферу.

Жаропрочное стекловолокно как раз держит до 1200 градусов тепла и имеет совсем низкую теплопроводность и весьма прочное на разрыв.

Но вообще я за композиты, и наддув баков заранее закачанными под высоким давлением газами.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36Для тяги 40 меганьютон для второй ступени понадобится суммарная площадь сопел в гектар.


1 гектар = 10 000 м2, что эквивалентно вот такой ракете:



Диаметр ракеты = 24 метрам.

Вы вообще какую грузоподъёмность на НОО хотите? Какой диаметр? Потому что диаметр нижней части сопла равен 115 метрам.

Можно понизить степень расширения сопла до 150, тогда тяга с 1м2 среза сопла в вакууме будет 6,5 кН, а УИ в вакууме = 388 секунд. На срезе сопла температура 500К.

Вообще я считаю, что 40 МН слишком большая тяга для второй ступени. Второй ступени хватит и 2,5-3,5 МН для 200-250 тон на НОО.

И стартовую массу при этом от 3700 до 5000 тонн.


Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36Даже с раскладным соплом нужно уменьшить степень расширения раз в 5.


При степени расширения в 50 тяга с 1 м2 сопла в вакууме равна 18,9 кН, УИ равен 376 секунд в вакууме. На срезе сопла температура 700К.

Тут вообще нужно привлекать Эксель. Больше расширения сопла = больший УИ и большая масса. Но сопло может быть очень лёгким и без системы охлаждения, т.к. смешные температуры, так что огромная степень расширения имеет плюсы.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.

УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 14:11:57
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.

УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.

Тогда, может, три ступени?
C вытеснительными ЖРД, металлическими баками и без водорода двумя ступенями вывести больше 1,5-1,6% не получится.
А тремя ступенями - 2,5-2.7%.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 15:55:20
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 14:11:57
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом — думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.
УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.
Тогда, может, три ступени?
C вытеснительными ЖРД, металлическими баками и без водорода двумя ступенями вывести больше 1,5-1,6% не получится.
А тремя ступенями - 2,5-2.7%.

Тут это уже обсуждалось.

https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=3219.0

Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.

Выигрыш в стартовой массе тоже не велик.

Третья ступень = третий двигатель, дополнительные сборочные операции = увеличение цены.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 16:30:54Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.


Трехступ немного выигрывает у двухступа по мю ПН при выведении на НОО  (что не окупает усложнение ракеты за счет третьей ступени) только для ступеней с насосными ЖРД. 
Для вытеснительной подачи ситуация другая - по массовому совершенству и УИ такие ступени ближе к твердотопливным. Существовало несколько полностью твердотопливных носителей (и еще несколько - с одной верхней жидкостной ступенью для точного довыведения на орбиту), и все они имели не меньше 3 ступеней, а некоторые и 4.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 16:48:46
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 16:30:54Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.
Трехступ немного выигрывает у двухступа по мю ПН при выведении на НОО  (что не окупает усложнение ракеты за счет третьей ступени) только для ступеней с насосными ЖРД.
Для вытеснительной подачи ситуация другая - по массовому совершенству и УИ такие ступени ближе к твердотопливным. Существовало несколько полностью твердотопливных носителей (и еще несколько - с одной верхней жидкостной ступенью для точного довыведения на орбиту), и все они имели не меньше 3 ступеней, а некоторые и 4.

Ракеты с РДТТ не самая корректная аналогия, поскольку там есть свои особенности:

УИ у РДТТ низкий, отсюда малая delta-v ступеней и необходимость их большого количества.

РДТТ имеют малое время работы, отсюда необходимость большого их количества и, опять же, малая delta-v.

Третья/четвёртая ступень твёрдотопливной РН зачастую какой-нибудь гептиловый разгонный блок с малой delta-v, нужный для коррекции орбиты. Будь у твердотопливников возможность рестартов и аккуратного регулирования тяги, многие твердотопливники потеряли бы ступень.

Первая/вторая/третья ступень твердотопливных РН зачастую является частью МБР/её производной/изготовлена со схожей технологией. Это накладывает ограничения на располагаемую delta-v ступени.

Ступени обладают малыми размерами и плохим соотношением площадь пов-ти/внутренний объём.

Американцы, практически единственные, у кого есть РДТТ размерности "больше, чем для МБР" обладают безудержным желанием впихнуть туда водород. И хорошая смесь получается:

Space Shuttle имел 28 тонн тяги на тонну ПН на орбите (орбитер я тоже считаю за ПН), против 62-67 тонн у большинства РН. Массовая доля ПН была >5%, что тоже очень круто.

Вот эта РН имела порядка 2,8% МюПН, что неплохо. Массовую долю ПН и эффективность использования двигателей можно было бы поднять, увеличив тягу двигателя первой ступени.


По Омеге от Грумманов есть данные о стартовой массе? А то судя по ПН, это либо мастодонт, либо страшно эффективный зверь.

Raul

Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм и 800 градусным наддувом после газогенератора, то после выработки жидкого кислорода в баке H-11 останется ~4.5 тонны газообразного O2. (500 * (2.6/3.6) / 1.141 * 0.001429 / 3 * 30). На таком запасе 120-тонный РД мягкой посадки может работать десятки секунд с постепенно уменьшающейся тягой. Для мягкой посадки после гашения вертикальной скорости требуется половинная тяга, которая достигается естественным образом после выжигания около половины газа. А всего на торможение ступени H-11 перед посадкой требуется примерно 9-10 секунд. Т.е. садиться можно на "бесплатных" газообразных остатках кислорода и последней тонне керосина.

Чтобы бак не перегревался, можно уменьшить температуру газа наддува и выжигать избыточный кислород посадочным РД в конце АУТ, или использовать его для выхода в точку посадки.

Как я предположил, вытеснительный РД со вспомогательной камерой газификации вполне может работать на газообразном кислороде, при условии доработки системы подачи окислителя. В моем [ламерском] понимании, запустить посадочный РД на газе проще, чем на жидком кислороде, чтобы не иметь те проблемы с замерзанием, которые мы предполагаем у "Старшипа". В общем, если это не так и работа вытеснительного РД в режиме "газовой горелки" невозможна - то прошу извинить ::).

Вы не можете просматривать это вложение.
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Кстати, а как насчёт баков с двойной стенкой? Это когда у бака две стенки, и один компонент заливается во внутренний бак, а второй компонент заливается в пространство между стенками. Преимущество: внутренняя стенка не будет испытывать нагрузок от наддува, т.к. там равновесие давлений. Ступень выйдет короче.

Шестопер239

Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм

30 атм я хочу на первой ступени.
На верхних хватит и 15.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 09.06.2021 16:52:28Кстати, а как насчёт баков с двойной стенкой? Это когда у бака две стенки, и один компонент заливается во внутренний бак, а второй компонент заливается в пространство между стенками. Преимущество: внутренняя стенка не будет испытывать нагрузок от наддува, т.к. там равновесие давлений. Ступень выйдет короче.
В случае толстых коротких баков такой же эффект получается при совмещенном днище.

Raul

Цитата: Шестопер239 от 09.06.2021 18:42:33
Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм
30 атм я хочу на первой ступени.
На верхних хватит и 15.
Это понятно. Подсчеты проводились для модифицированной первой ступени H-11.
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

C-300-2

Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17В общем, если это не так и работа вытеснительного РД в режиме "газовой горелки" невозможна - то прошу извинить ::).
Попадалась на глаза статья о ЖРД на вытеснительной схеме, питающейся газом наддува (кислород-метан, если не запамятовал). ЖРД предназначался для посадки. :)

Так, пришла совсем безумная идея - подача топлива за счёт давления столба топлива.

Но понадобится реально ОГРОМНАЯ ракета.

Суть такова, что при высокой ракете и плотном топливе на нижний слой топлива, который рядом с инжектором, будет оказываться огромное давление за счёт веса вышестоящего столба жидкости.

Здесь положительная зависимость: чем выше ракета, тем больше давление - тем больше тяга с каждого квадратного метра сопла - тем меньший диаметр будет у сопла и камеры сгорания двигателя - тем выше будет ракета (ракета = цилиндр, уменьшаешь диаметр, увеличиваешь высоту для сохранения объёма) - чем выше ракета, тем выше давление в КС и т.д.

Конечно, давление будет падать, но на большой высоте требования к давлению в КС и к тяге уже не такие жёсткие. Можно наддувом держать минимальные 5-7 атмосфер и будет всё в шоколаде).

Безумие конечно, но тем не менее.

cross-track

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.06.2021 15:40:45Так, пришла совсем безумная идея - подача топлива за счёт давления столба топлива.

Но понадобится реально ОГРОМНАЯ ракета.

Суть такова, что при высокой ракете и плотном топливе на нижний слой топлива, который рядом с инжектором, будет оказываться огромное давление за счёт веса вышестоящего столба жидкости.

Здесь положительная зависимость: чем выше ракета, тем больше давление - тем больше тяга с каждого квадратного метра сопла - тем меньший диаметр будет у сопла и камеры сгорания двигателя - тем выше будет ракета (ракета = цилиндр, уменьшаешь диаметр, увеличиваешь высоту для сохранения объёма) - чем выше ракета, тем выше давление в КС и т.д.

Конечно, давление будет падать, но на большой высоте требования к давлению в КС и к тяге уже не такие жёсткие. Можно наддувом держать минимальные 5-7 атмосфер и будет всё в шоколаде).

Безумие конечно, но тем не менее.
Это для вертикально летящей ракеты?)
Не все у нас еще хорошо, кое-что - просто замечательно!

Как раз схема для Шестопёра, с топливными баками по полкилометра длинной...

Цитата: cross-track от 20.06.2021 15:42:54
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 20.06.2021 15:40:45Так, пришла совсем безумная идея - подача топлива за счёт давления столба топлива.

Но понадобится реально ОГРОМНАЯ ракета.

Суть такова, что при высокой ракете и плотном топливе на нижний слой топлива, который рядом с инжектором, будет оказываться огромное давление за счёт веса вышестоящего столба жидкости.

Здесь положительная зависимость: чем выше ракета, тем больше давление - тем больше тяга с каждого квадратного метра сопла - тем меньший диаметр будет у сопла и камеры сгорания двигателя - тем выше будет ракета (ракета = цилиндр, уменьшаешь диаметр, увеличиваешь высоту для сохранения объёма) - чем выше ракета, тем выше давление в КС и т.д.

Конечно, давление будет падать, но на большой высоте требования к давлению в КС и к тяге уже не такие жёсткие. Можно наддувом держать минимальные 5-7 атмосфер и будет всё в шоколаде).

Безумие конечно, но тем не менее.
Это для вертикально летящей ракеты?)

Думаю небольшой крен не повредит, при правильно сделанном топливопроводе.

Главное обеспечить высокое давление на уровне моря, подняться километров до 10-15, а там резко падают требования к наддуву. На больших высотах и в вакууме УИ уже почти не зависит от давления в КС, и от давления наддува топливных баков (для вытеснительной РН).

Просто если обеспечивать необходимые 25-30 атмосфер наддувом, то понадобится тяжёлый бак, а у гигантских ракет можно 10 атмосфер получить наддувом, и 15-20 атмосфер за счёт гидростатического давления. И масса баков будет разительно отличаться.

Шестопер239

#59
На сверхтяжелой ракете пакетной компоновки вполне можно применить цилиндрические баки высотой порядка 100 метров (и диаметром несколько метров).
Если залить в такой бак керосин, и стартовать с ускорением 5 м/с^2, гидростатическое давление составит около 17 атмосфер.
Но бак все равно придется делать тяжелым — по крайней мере, его нижнюю часть. Гидростатическое давление способно разорвать бак не хуже давления газов наддува.
Правда, некоторое снижение массы бака будет достигнуто за счет утоньшения стенок в верхней части, и уменьшения массы газов наддува.
Но цилиндрический тонкий и высокий бак с большим отношением длины к диаметру будет обладать плохим массовым совершенством.
Наиболее легкий бак, рассчитанный на высокое давление, должен иметь форму, близкую к сфере (даже если делать толщину стенок одинаковой во всех местах).

Если же устанавливать двигатели первой ступени намного ниже баков первой ступени, метров на 100, и создавать высокое давление за счет высоты топливопроводов — понадобится прочная и тяжелая 100-метровая ферма, способная выдержать снизу силу тяги двигателей, а сверху вес заправленных топливных баков первой ступени.
Если же применить такую компоновку (снизу вверх): двигатели первой ступени, потом вторая ступень, потом ПН, и на самом верху баки первой ступени (они соединены с двигателями первой ступени вертикальным топливопроводом, двигатели и баки первой ступени по завершении ее работы отбрасываются от ракеты одновременно, двигатели вниз, баки уводятся вверх) — тогда корпус второй ступени и обтекатель ПН придется усиливать и утяжелять, чтобы могли выдержать сжимающую нагрузку от веса баков первой ступени.
В итоге сомневаюсь, что получится прибавка мю ПН, или что она будет значительной.