Принципиально новый российский керосиновый ЖРД

[Glaurung]

С кучей проблем по его охлаждению. :roll:

А если его наоборот, необходимо греть? Газифицируйте в нем компонент.

А камера абляционная? :wink:

Нет. Я имел ввиду безгазогенераторную схему.

[Старый]

А зачем вам земная тяга да хотя бы с половины времени полета 1 ступени?

Ну например для снижения гравитационных потерь.

[Старый]

А устройство по его вдвижению/выдвижению?

По памяти, масса устройства по выдвижению насадка на 33-м была порядка 140 кг. Вряд ли масса привода ЦТ будет весить больше. На фоне ориентировочного веса двигателя порядка 3-5 т (тяга 500 тс) это некритично.

Выдвижение насадка не уменьшает а увеличивает тягу. Что имеет принципиальное значение.

[Glaurung]

Выдвижение насадка не уменьшает а увеличивает тягу. Что имеет принципиальное значение.

А центральное тело позволяет удержать габариты в приемлемых пределах, что для нас критично ибо мы ограничены ж/д габаритом, да и с обеспечением безударного выхода из СК как то проще:roll:
Попутным бонусом получаем постоянное значение перегрузки, что, согласитесь, более удобно для экипажа ПТК.

[Glaurung]

А зачем вам земная тяга да хотя бы с половины времени полета 1 ступени?

Ну например для снижения гравитационных потерь.

Ну это определится  a*sin Г, т.ч. не все так однозначно.

[Старый]

А центральное тело позволяет удержать габариты в приемлемых пределах,

Путём снижения тяги.

что для нас критично ибо мы ограничены ж/д габаритом, да и с обеспечением безударного выхода из СК как то проще:roll:

Так у вас ж/д огрпничения на длину или на поперечный размер? И какието проблемы с выходом из СК?

Попутным бонусом получаем постоянное значение перегрузки, что, согласитесь, более удобно для экипажа ПТК.

Кто ищет таких бонусов тот ездит на такси. А для ракеты снижение перегрузки и растягивание активного участка существенно увеличивает гравпотери и снижает ПН.

[Старый]

А зачем вам земная тяга да хотя бы с половины времени полета 1 ступени?

Ну например для снижения гравитационных потерь.

Ну это определится  a*sin Г, т.ч. не все так однозначно.

Есть хоть одна из отечественных РН с дроселированием двигателей?
 Значит однозначно.

[Seerndv]

А если замахнуцца на тороидальные КС с кольцывыми клиновоздушным соплом? Ну хотел же Поповкин новый двигатель без повторения старого:) Опять же впереди мыркаэс :lol:
Чем там у мериканцев эти темы с модификациями J-2 кончились?

[Salo]

Активными ОСИ.

[Glaurung]

А центральное тело позволяет удержать габариты в приемлемых пределах,

Путём снижения тяги.

что для нас критично ибо мы ограничены ж/д габаритом, да и с обеспечением безударного выхода из СК как то проще:roll:

Так у вас ж/д огрпничения на длину или на поперечный размер? И какието проблемы с выходом из СК?

Попутным бонусом получаем постоянное значение перегрузки, что, согласитесь, более удобно для экипажа ПТК.

Кто ищет таких бонусов тот ездит на такси. А для ракеты снижение перегрузки и растягивание активного участка существенно увеличивает гравпотери и снижает ПН.

1) Ж/д ограничения и на длину, и на поперечный размер. Насадок на сопло с диаметром среза 3200 мм будет порядка 4.5 м. По условиям транспортировки - диаметр не более 4.1м. А еще нужно как-то рулевые сопла разместить.
2) Т.к. при подготовке на СК РН опирается на элементы ХО, то сопло волей-неволей находится в отверстии в опорной плите. На начальном участке траектории ракета довольно неустойчива и ее слегка ведет относительно теоретической траектории движения. Т.о. необходимо обеспечить достаточно значительный зазор между соплом и опорной плитой. Как вы собрались это делать с 4.5 метровым насадком? Да, этот насадок даст еще метра 2 к длине. Хоть рельсовые направляющие для ракеты делай.
3) По поводу гравипотерь уже говорил. Оптимизировать траекторией полета. И временем выдвижения ЦТ. Кстати, что там у Зенита с осевыми перегрузками в конце работы 1 ступени? А та же Русь-М задумывалась именно как "такси".

[Glaurung]

А если замахнуцца на тороидальные КС с кольцывыми клиновоздушным соплом? Ну хотел же Поповкин новый двигатель без повторения старого:) Опять же впереди мыркаэс :lol:

Ползут габариты (вширь). По моим прикидкам при разумных давлениях (150-180 ати) не получить высотное сопло тягой более 350 т в габаритах зенитовского блока. Да, вокруг такого сопла плохо компонуются агрегаты (забивает весь ХО) либо увеличивается длина двигателя. Посему считаю целесообразным делать классическое сопло Лавала с Рз=500 тс с последующим дросселированием и регулировкой высотности "пережимом" критики.

[Старый]

1)
2)

О чём это вы? О каких таких четырёхметровых насадках?

3) По поводу гравипотерь уже говорил. Оптимизировать траекторией полета. И временем выдвижения ЦТ.

Все траектории уже оптимизированы. Уменьшение тяги однозначно приведёт к росту гравпотерь. Особенно на участке первой ступени.  

Кстати, что там у Зенита с осевыми перегрузками в конце работы 1 ступени? А та же Русь-М задумывалась именно как "такси".

Кто боится перегрузок тот не идёт в космонавты.
 Если ракета у вас такси то так и быть, втыкайте цт.

[Bell]

3) По поводу гравипотерь уже говорил. Оптимизировать траекторией полета. И временем выдвижения ЦТ. Кстати, что там у Зенита с осевыми перегрузками в конце работы 1 ступени? А та же Русь-М задумывалась именно как "такси".

Всё-таки это больше вопрос не к двигателям, а к компоновке РН. 2,5-ступенчатая будет иметь даже без дросселирования вполне вменяемые 3,7-4 жэ в конце работы второй ступени, а первой - и того меньше.

[Dude]

Мне такой вариант насадка нравится:
http://www.mai.ru/science/trudy/articles/num1/article3/auther.htm

кроме прибавки тяги, перфорация стенок сопла ещё и положительно влияет на акустику...
почему не делают?

[Плш]

Да откуда там разы? Дай Б-г 0.005-0.01.

Ну допустим снижение вероятности отказа от одной на 25 двигателей до одной на 100 двигателей это уже в 4 раза.

Нет там 4 раз. Сравните 0,995 (расчетная) и 0,993 (достигнутая). На тысячу двигателей разница в 2 двигателя.

Похоже, такая методика расчета не учитывает катастрофического влияния  "посторонних частиц" .

[LG]

Да откуда там разы? Дай Б-г 0.005-0.01.

Ну допустим снижение вероятности отказа от одной на 25 двигателей до одной на 100 двигателей это уже в 4 раза.

Нет там 4 раз. Сравните 0,995 (расчетная) и 0,993 (достигнутая). На тысячу двигателей разница в 2 двигателя.

Похоже, такая методика расчета не учитывает катастрофического влияния  "посторонних частиц" .

М...м... почему-тот никто не учитывает один нюанс.
Для США - разработка на пустом месте. У  них нет ничего и им надо сделать хоть что-то.
Для нас - другая ситуация. А именно - разработа чего-то лучшего вместо того что мы уже имеем.

[avmich]

Часто пускаемые ракеты - это средний (Союз), средне-тяжёлый (Зенит), тяжёлый (Протон) классы, примерно 7-14-21 тонн на орбите ИСЗ.

Заметим, что эти классы ракет - особенно 7 и 21 - не меняются десятилетиями, разве что дрейфуют в сторону увеличения. И это не только в России - аналоги этим ракетам есть у многих участников рынка.

Если ничего не изменится - спрос будет продолжать оставаться таким же. В этом смысле нужно оптимизировать новые ЖРД под эти классы ПН.

Что может измениться, чтобы потребовались существенно другие ракеты? Что-то не видно серьёзных государственных проектов на существенно большие ПН. Американская программа SLS пока что вызывает сомнения. Существующие РН попадают в имеющиеся классы, РН, разрабатываемые "новыми частниками" на рынке тоже попадают в эти классы. Не только потому, что существующий рынок диктует - а и потому, что даже будущие потребности можно удовлетворять, в большой степени, всё теми же средними и тяжёлыми ракетами. Частники скорее смотрят на варианты стыковок с РБ или разработки заправок на орбите (кстати, буквально на днях запрос касательно этих заправок ушёл главе НАСА от калифорнийского конгрессмена).

Частники, как несомненно умеющие считать деньги - и как единственная сила, способная существенно поменять статус кво, других пока не видно - скорее будут двигаться в сторону большей серийности, чем более крупных носителей.

Итого - на мой вгляд (я думаю, тут я могу ошибаться) средний и тяжёлый классы пока остаются в ближайшей перспективе. Тогда вопрос темы становится таким - как оптимально получать тягу порядка 400 тонн и 1000 тонн? Тут все критерии оптимальности вспоминаются - надёжность, стоимость производства, стоимость разработки, стоимость эксплуатации, экология...

Судя по СпейсЭксу, частники прошли уровень тяги 25 тонн на одну камеру, а до замкнутой схемы пока не дошли. Сегодняшний уровень тяги на камеры - примерно 60-65 тс, средний носитель - 9 камер, 10+ тонн на орбите ИСЗ, тяжёлый - соответственно, втрое больше (классы постепенно растут). Сделает ли СпейсЭкс двигатель существенно большей тяги - пока неясно.

В России же может иметь смысл делать, скажем, вариант ненапряжённого НК-33. Тягой в 120 тс средний класс РН достигается, например, "трёхблоком" модулей с одним ЖРД (а-ля первая ступень Союза 2-1в), а тяжёлый класс РН - трёхблоком модулей с тремя ЖРД.

[Glaurung]

1)
2)

О чём это вы? О каких таких четырёхметровых насадках?

О предлагаемом варианте перспективного двигателя с 1 камерой на 500 тс земных. По моим прикидкам у него диаметр среза сопла (без насадка) получается порядка 3200 мм.
С многокамерником фокус с насадками, в условиях ограниченности поперечных габаритов, вообще не пройдет.

[Dude]

Судя по СпейсЭксу, частники прошли уровень тяги 25 тонн на одну камеру, а до замкнутой схемы пока не дошли. Сегодняшний уровень тяги на камеры - примерно 60-65 тс, средний носитель - 9 камер, 10+ тонн на орбите ИСЗ, тяжёлый - соответственно, втрое больше (классы постепенно растут). Сделает ли СпейсЭкс двигатель существенно большей тяги - пока неясно.

SpaceX "танцевали от печки" RS-27A, тоже следуя безрисковым путем удешевления производства и роста земного УИ, уменьшив размеры КС/сопла и повысив давление. Если бы могли, они бы сделали УИ ещё больше.

Ну и как их опыт может нам помочь, если "танцевать от печки"  РД-170?

[avmich]

SpaceX "танцевали от печки" RS-27A, тоже следуя безрисковым путем удешевления производства и роста земного УИ, уменьшив размеры КС/сопла и повысив давление. Если бы могли, они бы сделали УИ ещё больше.

Ну и как их опыт может нам помочь, если "танцевать от печки"  РД-170?

СпейсЭкс скорее танцевали от собственных первых Мерлинов, тягой до 30 тс. Может ли их опыт нам помочь - неясно; думаю, что пока что собственный опыт у нас больше. Но вот стоит ли замахиваться на что-то РД-170-образное? Может быть, наиболее эффективно и надёжно иметь малонапряжённую замкнутую схему? С давлением не выше  - а то и ниже - 150 атм? Там вроде бы эффективно подавляется ВЧ, и тяга на камеру получается достаточно большая без особых сложностей?