Эффективная одноступенчатая РН на базе РД-0146

Комодский Варан · 01.05.2016 17:25:20

Вот почитал я про "глупые РН" и подумал, почему бы не сделать одноступенчатую РН на паре кислород/водород?
Посчитал-получилось очень оптимистично.

Берём 5 двигателей РД-0146, ставим их так, как показано на картинке:

Информацию про УИ и тягу для этого двигателя в атмосфере я не нашёл, поэтому буду считать приблизительно, смотря на характеристики похожего двигателя RL-10:

Суммарная тяга двигателей :
43.5 тонн (на уровне моря) (ориентировочно);
50 тонн (в вакууме);

Удельный импульс:
370 сек (на уровне моря) (ориентировочно);
463 сек (в вакууме);

Масса РН: 32 тонны, тяговооружённость при старте: 1.36; Большую часть deltaV РН тратит в вакууме, с высокой эффективностью. Поэтому средний УИ будет где-то 420-440 сек. Для расчётов буду брать 420 сек.

Подробной информации про массовое совершенство водородных ступеней я не нашёл. У Сатурна-5 массовое совершенство 2-й ступени равно 12.5 к 1 (масса заправленной ступени к массе пустой ступени).
Однако 2-я ступень Сатурна-5 несла на себе 3-ю ступень + КК Аполлон с лунным модулем. Если убрать силовые элементы конструкции, необходимые для удержания 3-й ступени и всего выше, сделать ступень с использованием композитов, то думаю массовое совершенство поднимется до 13-14 к 1, а может и до 15 к 1. Для полёта на НОО нужно около 9500 м/с. При УИ 420 сек это отношение снаряжённой РН к массе пустой ступени с ПН= 10 к 1.

Считаем с разным массовым совершенством:

1)Массовое совершенство: 13 к 1; Масса ПН=0.8 тонн; масса пустой ступени=2.4 тонны, заправленной=31.2 тонны. Соотношение масса РН/масса ПН= 40 к 1. (Уже довольно не плохо)
2)Массовое совершенство: 14 к 1; Масса ПН=1 тона; масса пустой ступени=2.215 тонны, заправленной=31 тонна. Соотношение масса РН/масса ПН= 32 к 1. (Лучше, чем у РН Союз, Falcon-9 и многих других РН)
3)Массовое совершенство: 15 к 1; Масса ПН=1.15 тонны; масса пустой ступени=2.05 тонны, заправленной=30.85 тонны. Соотношение масса РН/масса ПН= 27.82 к 1. (Уступает лишь Сатурну-5)
В полёте для минимизации перегрузок сначала отключаются 2 боковых двигателя, затем ещё 2 боковых, и ракета летит на одном центральном.
Можно было бы разработать один более мощный двигатель, и не ставить 5. Но при глубоком дросселировании тяги (до 5%) теряется УИ, поэтому выгоднее отключать боковые двигатели.
Что скажите, господа?

Сергей Капустин · 01.05.2016 16:31:26

напоминает. а двигатели парашютом сажать).

а на самом деле все упирается в экономику ИХМО. если бы одноступ мог выводить дешевле, наверно давно бы сделали.

Комодский Варан · 01.05.2016 17:38:24

ЦитироватьСергей Капустин пишет:

напоминает. а двигатели парашютом сажать).

а на самом деле все упирается в экономику ИХМО. если бы одноступ мог выводить дешевле, наверно давно бы сделали.

Тоже неплохая идея.
4 двигателя весят в сумме около тонны. Лучше выводить дополнительную тонну ПН, чем двигатели)

Boris Mekler · 01.05.2016 17:47:42

ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Тоже неплохая идея.
4 двигателя весят в сумме около тонны. Лучше выводить дополнительную тонну ПН, чем двигатели)

Всё уже украдено до нас

Shestoper · 01.05.2016 18:03:09

Вторая ступень Сатурна имела низкую тяговооруженость. Для второй ступени этого хватало, для старта с земли - маловато будет. Увеличение тяговооруженности требует более мощных двигателей и снижает массовое совершенство.
Композиты использовать для криогенных баков затруднительно. Во всяком случае композиты с полимерной матрицей. При низких температурах они растрескивается. С этой проблемой столкнулись американцы в 90-ых, пытаясь создать одноступенчатый носитель.

Возможно более эффективным для повышения массового совершенства будут гладкие "надувные" баки, как на ранних Атласах.
Без поддерживающего каркаса, с оболочкой из тонкой высокопрочной стали (от 1,2 до 0,25 мм толщиной в разных точках бака). Оболочка бака стабилизировалась наддувом. Без наддува пустой бак сплющивался. Такие баки допустимы для верхних ступеней, которые несут сверху только небольшой вес ПН, а не других ступеней.
Также может повысить эффективность одноступа может трёхкомпонентный двигатель. Чтобы вначале расходовалось плотное топливо, занимающее мало места в баках, пусть с меньшим УИ, а под конец кислород-водород.
Таким способом долю ПН можно поднять на 20% по сравнению с обычным водородным одноступом.

Но даже при реализации всех этих ухищрений мю ПН одноступа остаётся скромным. Где-то в районе 3% в лучшем случае.
А вот водородный двухступ может вывести ПН порядка 7,5% стартовой массы.

Комодский Варан · 01.05.2016 18:18:57

ЦитироватьShestoper пишет:
Вторая ступень Сатурна имела низкую тяговооруженость. Для второй ступени этого хватало, для старта с земли - маловато будет. Увеличение тяговооруженности требует более мощных двигателей и снижает массовое совершенство.
Композиты использовать для криогенных баков затруднительно. Во всяком случае композиты с полимерной матрицей. При низких температурах они растрескивается. С этой проблемой столкнулись американцы в 90-ых, пытаясь создать одноступенчатый носитель.

Возможно более эффективным для повышения массового совершенства будут гладкие "надувные" баки, как на ранних Атласах.
Без поддерживающего каркаса, с оболочкой из тонкой высокопрочной стали (от 1,2 до 0,25 мм толщиной в разных точках бака). Оболочка бака стабилизировалась наддувом. Без наддува пустой бак сплющивался. Такие баки допустимы для верхних ступеней, которые несут сверху только небольшой вес ПН, а не других ступеней.
Также может повысить эффективность одноступа может трёхкомпонентный двигатель. Чтобы вначале расходовалось плотное топливо, занимающее мало места в баках, пусть с меньшим УИ, а под конец кислород-водород.
Таким способом долю ПН можно поднять на 20% по сравнению с обычным водородным одноступом.

Но даже при реализации всех этих ухищрений мю ПН одноступа остаётся скромным. Где-то в районе 3% в лучшем случае.
А вот водородный двухступ может вывести ПН порядка 7,5% стартовой массы.

Как думаете, надувные баки можно использовать с жидким водородом? Они не боятся сверхнизких температур?

ПН в 3% это тоже довольно не плохо, если сравнивать с классическими многоступенчатыми ракетами.

октоген · 01.05.2016 17:36:11

Дмитрий В. еще на Авиабазе выкладывал просчет одноступа на РД-0120. Но с вытеснительной кик-ступенью. Можете найти его там. Получалось что-то около 4% мю пн.

Комодский Варан · 01.05.2016 18:40:56

Цитироватьоктоген пишет:
Дмитрий В. еще на Авиабазе выкладывал просчет одноступа на РД-0120. Но с вытеснительной кик-ступенью. Можете найти его там. Получалось что-то около 4% мю пн.

Кажется, я нашёл. Это? http://forums.airbase.ru/2007/12/t66255--o-vozmozhnosti-sozdaniya-odnostupenchatoj-rn-odnorazovoj-i-e.html

Цитировать
Ну, что ж, «приступим, помолясь»!
Для начала, по порядку рассмотрим тезисы Бяки.
1) «Водородные баки тяжелы». Разумеется, тяжелее керосиновых. Но, в целом, кислородно-водородные топливные отсеки могут быть достаточно совершенными. Например, масса топливного отсека блока Ц РН «Энергия» была около 30 т (вместе с десятью тоннами невырабатываемых остатков топлива и газов наддува), что составляет примерно 4,2% от массы рабочего запаса топлива. У «Спейс Шаттла», после перевода ПТБ на алюминиево-литиевый сплав и внедрения вафельной конструкции вместо стрингерной, показатели массового совершенства топливного отсека еще выше.
2) «Можно, конечно, придумать сбрасываемые баки». Сбрасываемые баки лишают одноступенчатую систему одного из основных преимуществ – отсутствие зон отчуждения под поля падения отделяемых частей РН.
3) «Высотный двигатель имеет на старте 70% тяги». Когда как. Например, 11Д122 с блока Ц «Энергии», в пустоте развивал тягу в 1,288 раз выше, чем на земле. У «невысотного» RS-68 этот показатель (степень высотности сопла) всего лишь 1,15.
4) «Дросселируется двигатель плохо». Водородные ЖРД дросселируются замечательно. 11Д122 имел диапазон тяги от 50 до 109% от номинала (также проводились испытания при 28% и 124% номинального уровня тяги). Аналогичными дроссельными характеристиками обладает ЖРД SSME. Кстати, в отличие от «керосиновых» ЖРД, «водородники» устойчиво работают в достаточно широком диапазоне соотношений компонентов.
5) «Выдвижные насадки (для работы в активном режиме) не отработаны». На самом деле выдвижные насадки, в т.ч. и для работы «на струе», отработаны, как на РДТТ (российское НПО «Искра», г. Пермь), так и для водородных ЖРД (НПО «Сатурн», ЖРД 11Д57М, 1975-1977 год, стендовые испытания).
6) «Но, самое интересное, этот чудо-двигатель точно также придётся выбросить, после одного использования». Многоразовость не является целевой характеристикой РН. Это средство, которое при определенных обстоятельствах (большая частота запусков, невысокие затраты на разработку) может снизить стоимость выведения КА. В современных условиях, дешевле одноразовые РН.
7) Удельная тяга кислородно-водородных двигателей, в пересчёте на площадь сечения сопла, примерно в 4 раза меньше, чем у кислородно-керосиновых. Диаметры растут». Не знаю, не знаю... Вот два двигателя примерно равной тяги: керосиновый НК-31 (41,5 тс) и водородный 11Д57 (40 тс). У НК-31 диаметр среза сопла 1880 мм, длина 3180 мм, масса 722 кг. У 11Д57 диаметр среза сопла 1860 мм, длина 3660 мм, масса 840 кг. Не вижу существенной разницы в диаметре.

Ну, а теперь о возможности создания одноступенчатой РН при достигнутом уровне массового совершенства конструкции. Чтобы не фантазировать, рассмотрим вариант РН с четырьмя 11Д122 от блока Ц «Энергии» тягой по 147,5 тс каждый, УИ = 454,7 с в вакууме. Схему выведения примем следующую (почему, объясню ниже): сначала КА выводится на переходную эллиптическую незамкнутую орбиту 0*180 км (пуск из Байконура, наклонение 51,6 град, высота окончания активного участка траектории 100 км), в апогее переходной орбиты ДУ КА выдает импульс довыведения (примерно 55-60 м/с) и космический аппарат выходит на круговую орбиту высотой 180 км.
Расчеты показывают, что при оптимизации одноступенчатых РН по критерию «максимум относительной массы полезного груза», оптимальная тяговооруженность составляет примерно 1,4, а характеристическая потребная скорость не превышает 9000 м/с. Стартовая масса РН составит (4*147,5)/1,4 = 421 т. Масса четырех залитых ЖРД составит 4*3,7 т = 14,8 т. Но ДУ, кроме двигателей, включает в себя различные трубопроводы, систему аварийной защиты, элементы крепления к корпусу и т.п. Примем, что масса этих элементов составляет 30% от массы залитых ЖРД, т.е. 0,3*14,8=4,44 т. Масса ДУ, таким образом, равна 14,8+4,44=19,24 т. Массу рабочего запаса топлива найдем из формулы Циолковского:
число Циолковского = EXP (9000/(454.7*9.81)) = 6.74.
Масса рабочего запаса = (6,74-1)*421/6,74 = 358,5 т.
Конечная масса РН в момент окончания активного участка 421/6,74 = 62,46 т.
Масса топливного отсека (массовое совершенство, как у «Энергии») = 0,042*358,5 = 15,06 т.
Массу прочих элементов и систем РН (хвостовой отсек, адаптер полезного груза, приборный отсек с СУ, головной обтекатель, бортовая кабельная сеть, система пожаро- взрывопредупреждения и т.п.) примем равной 2,5% от массы заправленной ракеты, т.е 0,025*421=10,5 т.
Тогда массу ПГ на переходной орбите найдем, вычитая из конечной массы РН массы ДУ, топливного отсека и прочих отсеков и систем: Масса ПГ = 62,46-19,24-15,06-10,5 = 17,66 т.
Считая, что КА имеет ДУ на компонентах АТ+НДМГ с УИ = 326 с, получим массу топлива для довыведения на опорную орбиту (опускаю промежуточные вычисления): примерно 300 кг. Таким образом, масса ПГ на опорной орбите составит 17,66-0,3=17,36 т. Ну, с некоторым запасом, пусть будет 17,3 т, или примерно 4,1% от стартовой массы РН. А Вы говорите – невозможно! Возможно, и даже с уровнем конструктивно-массового совершенства, достигнутого 20 лет назад. А ведь 11Д122 был первым в СССР водородным ЖРД такой тяги и был несколько (на 300 кг примерно) перетяжелен относительно проектных данных. К тому же, многое я взял в запас: например, ГО сбрасывается в данном расчете при окончании АУТ, но его можно сбросить гораздо раньше (правда, опять нужна зона отчуждения). Двигатели сейчас можно сделать с более высоким совершенством, можно применить алюминий-литиевые сплавы (типа 01460) и композиты, уменьшить массу СУ и т.д. Да, и еще, коэффициент безопасности для пилотируемой «Энергии» составлял 1,4. Для беспилотных РН, его можно снизить до 1,3.
Теперь несколько комментариев.
1)Почему схема с довыведением? Во-первых, чтобы довольно крупный ракетный блок падал в антиподную точку (нейтральные воды Тихого океана), не засоряя космическое пространство. Во-вторых, такая схема выведения энергетически выгодна: например, по расчетам ХС составляет примерно 8850-8900 м/с (так что принятая ХС=9000 м/с идет тоже в запас). Возможно и непрерывное выведение на круговую орбиту. В данном случае, необходимо с некоторого момента дросселировать ДУ (например, отключением части ЖРД или вводом в состав ДУ рулевых ЖРД с небольшой тягой).
2)Почему потребная ХС такая маленькая? ХС зависит от многих факторов: форма траектории, параметры орбиты, тяговооруженность РН, УИ двигателей, площадь миделя и т.п. Подбирая оптимальные проектные и проектно-баллистические параметры РН, можно достигнуть умеренных значений ХС. Кроме того, одноступенчатые РН имеют относительно «короткий» АУТ, что обеспечивает низкое значение гравитационных потерь.
3)Если создание одноступенчатых РН возможно, почему их не делают? Во-первых, для «одноступов» характерен повышенный риск невыполнения ТЗ по массе ПГ. Поскольку и ПГ и конструкция РН разгоняются до одной и той же конечной скорости, то производная массы ПГ по массе конструкции равна минус единица» (насколько выросла масса конструкции, ровно на столько же снизится масса ПГ). Например, в проектной практике зачастую фактическая масса конструкции превышает проектную процентов на 10. В рассмотренном выше примере, это означает снижение массы ПГ на 0,1*(19,24+15,06+10,5) = 4,48т – четверть от расчетной массы ПГ! Во-вторых, для одноступенчатых систем характерен высокий уровень перегрузок. В рассмотренном примере осевые перегрузки в конце АУТ составят 4*147,5*1,288/62,46 = 12,16 единиц! Избежать этого недостатка можно либо переходом на двухтопливные РН, либо, опять же за счет дросселирования ДУ. Расчеты показывают, что при современном уровне массового совершенства и характеристиках ЖРД, двухтопливные РН практически неимеют никаких весомых преимуществ перед чисто водородными.
Вроде бы, все. С уважением, ДВ.

Комодский Варан · 01.05.2016 20:17:53

А теперь пессимистические расчёты:
Массовое совершенство: 12 к 1; Масса ПН=0.58 тонны; масса пустой ступени=2.62 тонны,
заправленной=31.42 тонны. Соотношение масса РН/масса ПН= 55 к 1.

Массовое совершенство: 11 к 1; Масса ПН=0.32 тонны; масса пустой ступени=2.88 тонны,
заправленной=31.68 тонны. Соотношение масса РН/масса ПН= 100 к 1.

А при массовом совершенстве 10 к 1 ПН будет = 0. Кроме самой РН на орбиту ничего не выйдет