Многоразовые

[avmich]

Наличие плохого примера не является доказательством отсутствия хороших примеров.

Под примерами имелись в виду причины - а не неизбежные неудачи на пути прогресса.

Я не виноват, что ваши хорошие примеры существуют только в вашем воображении, а результаты трудов квалифицированных специалистов для Вас сплошь плохие примеры.

Насчет причин - видимо придется начинать с ликбеза. Ну хотя бы Вы в курсе, что при высоких температурах у материалов во-первых снижается прочность, во-вторых уменьшается интервал времени, в течении которых они могут переносить околопредельные нагрузки?

На всякий случай напомню: исходное утверждение было -

"Нет причин, по которым нельзя сделать рабочий ресурс многоразовых ракет большим. Например, 100 полётов."

Если есть причины, по которым нельзя сделать рабочий ресурс - приводите. Факт дороговизны SSME, на мой взгляд, не является причиной вообще - а является наблюдавшимся явлением, которое, конечно, хорошо, как пример, но для обобщения, по-моему, недостаточно.

Теперь насчёт высоких температур. Тут такое дело - кто хочет, тот добивается. Например, при работе RL-10 ни одна его часть не нагревается выше 650 градусов Цельсия. Так сделан двигатель - после многочисленных доводок. Ресурс это, конечно, снижает, но насколько?

Ещё пример. НК-33 проработал без перерыва часа четыре, кажется, однажды. При этом требуемый ресурс на один полёт - в сто раз меньше.

Это, конечно, тоже не однозначные доказательства в ту или другую сторону. Но косвенные свидетельства - тем не менее. Не хуже SSME, наверное.

[Потусторонний]

Ещё пример. НК-33 проработал без перерыва часа четыре, кажется, однажды. При этом требуемый ресурс на один полёт - в сто раз меньше.

Вот, у Лямора появился движок на его проект

[avmich]

Ещё пример. НК-33 проработал без перерыва часа четыре, кажется, однажды. При этом требуемый ресурс на один полёт - в сто раз меньше.

Вот, у Лямора появился движок на его проект :P

Эх :) . Ещё когда ФНК не существовало, на Абазе обсуждались варианты с РД-270 - для простоты считаем, что его довели... При его тяге к массе - и тяге с УИ - тоже ничего себе вырисовывались варианты.

[Зомби. Просто Зомби]

И на мой взгляд, это хороший вариант как минимум для начала - потому что сделать многоразовую ракетную ступень проще, чем АКС.

Чистый соблазн, продолжающий линию Аполлонов и Шаттлов.
Но, по-моему, Бродяга говорит как раз НЕ о ракетной ступени.

[Lamort]

Ещё пример. НК-33 проработал без перерыва часа четыре, кажется, однажды. При этом требуемый ресурс на один полёт - в сто раз меньше.

Вот, у Лямора появился движок на его проект

Я сторонник использования одинакового двигателя и одинакового топлива на всех ступенях, оптимально было бы использовать аналог RL-10 тягой тонн 30, насколько мне известно у Pratt & Whitney есть подобная разработка.

 Что касается схемы многоразового средства, о котором я говорю, ещё раз приведу ссылку, там всё рассказано.

 http://www.walkinspace.ru/blog/2010-12-22-485

 Однако, я считаю, что сделать одноступенчатый аппарат такого типа сейчас технически невозможно или крайне сложно, потому надо использовать двухступенчатую схему.

 Добавлю также, подчеркну это обстоятельство ещё раз, по такой схеме можно сделать многоразовую систему доставки груза на орбиту с любой стартовой массой, с которой вообще целесообразно делать ракету.
 Если взлётная масса самолёта менее 700 тонн это предел для современных дозвуковых самолётов, то 2000 тонн для ракеты это уже давно достигнутая стартовая масса.

[Valerij]

Очень рекомендую повесть The Rocket Company, 2004 год. Там подробно цифры обсуждаются. ASSTO на водороде (вторая ступень) и керосине (первая). Обе многоразовые и обе пилотируемые, чисто ракетные.

Спасибо за наводку.

Я уже нашел ссылку http://web.archive.org/web/20040227202949/http://hobbyspace.com/AAdmin/archive/SpecialTopics/RocketCom/chap01page1.html и скачал полностью книгу, уже нашел интересные там ссылки. Но это только один из возможных проектов. Я хотел бы больше информации именно о проекте Lamort_а.

[Shestoper]

"Нет причин, по которым нельзя сделать рабочий ресурс многоразовых ракет большим. Например, 100 полётов."

То, что затраты 20 лет и 20 миллиардов $ на разработку такого двигателя и материалов для него делают его неприемлимым для использования в обозримом будущем  - по-моему очевидно по умолчанию.

Если есть причины, по которым нельзя сделать рабочий ресурс - приводите. Факт дороговизны SSME, на мой взгляд, не является причиной вообще - а является наблюдавшимся явлением, которое, конечно, хорошо, как пример, но для обобщения, по-моему, недостаточно.

Ещё пример. НК-33 проработал без перерыва часа четыре, кажется, однажды. При этом требуемый ресурс на один полёт - в сто раз меньше.

Во-первых помимо полетов, нужны ещё межполетные прожиги на стенде, чтобы убедиться что в двигателе во время полета ничего сне сломалось от вибраций и т. п.
Причем прожигают обычно на полную длительность полета.

Во-вторых двигатель нельзя использовать в реальных полетах до полной выработки ресурса - иначе в последних полетах его надежность будет непредсказуема.

[Valerij]

"Нет причин, по которым нельзя сделать рабочий ресурс многоразовых ракет большим. Например, 100 полётов."

То, что затраты 20 лет и 20 миллиардов $ на разработку такого двигателя и материалов для него делают его неприемлимым для использования в обозримом будущем  - по-моему очевидно по умолчанию.

ИМХО, если пойти на незначительное снижение удельного импульса и незначительное повышение массы двигателя, то можно получить необходимый двигатель значительно быстрее и дешевле, используя существующие технологии и материалы.

Ещё пример. НК-33 проработал без перерыва часа четыре, кажется, однажды. При этом требуемый ресурс на один полёт - в сто раз меньше.

Во-первых помимо полетов, нужны ещё межполетные прожиги на стенде, чтобы убедиться что в двигателе во время полета ничего сне сломалось от вибраций и т. п.
Причем прожигают обычно на полную длительность полета.

А что мешает оснастить двигатель достаточным количеством датчиков и писать все параметры в процессе полета? Тогда у нас будет полная информация о поведении двигателя в процессе полета. Это не отменяет необходимости прожига перед полетом, но короткого, и не снимая его с носителя.

Во-вторых двигатель нельзя использовать в реальных полетах до полной выработки ресурса - иначе в последних полетах его надежность будет непредсказуема.

А многоразовый носитель и сам первое время будет иметь укороченный ресурс, и только по практическим результатам полетов ресурс следующих его "поколений" будет увеличиваться.

[Наперстянка]

... Зачем АКС 20 шт ТРД? Если она стартует с катапульты - то ей потребуется всего два, весьма скромных, для возвращения на место старта. Если с помощью дозвукового разгонщика - то им не придется разгоняться быстрее 600-800 км/час. А разгоняться дальше АКС может на ракетно-прямоточных двигателях. ...

А что это за ракетно-прямоточный двигатель,- ни один поисковик не показывает результатов. Уж не твердотопливная ли ступень Шаттла :?:

[Наперстянка]

"...
   В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономичность (удельный импульс) двигателя.
   Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп, как представляется, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов «идеальный» теплообменник пока так и не разработан.

  ... "

- "... Министр обороны А. А. Гречко даже не дал разрешения на орбитальные испытания почти готового ЭПОС, начертав по разным данным резолюцию «Фантазиями мы заниматься не будем» ... "(из Википедии)

[Salo]

А что это за ракетно-прямоточный двигатель,- ни один поисковик не показывает результатов. Уж не твердотопливная ли ступень Шаттла :?:

:lol:
Вас на Яндексе и Гугле забанили?

[Наперстянка]

Вертолет использует воздух тоже для увеличения тяги,а корабли используют даже воду. В означенных вами военных самолетах двухконтурность применена в соответствии с их тех.заданиями(и для того,чтобы птичка в турбину не попала),

Интересно как второй контур может помешать попаданию птички в двигатель?

Не в двигатель,а в турбину. - Вентилятор центробежно размазывает по стенке птичку и та выходит через второй контур,минуя лопатки турбины.

[Salo]

- "... Министр обороны А. А. Гречко даже не дал разрешения на орбитальные испытания почти готового ЭПОС, начертав по разным данным резолюцию «Фантазиями мы заниматься не будем» ... "(из Википедии)

Вот и Вы прекращайте, по примеру маршала. :wink:  

[Asgard]

... Зачем АКС 20 шт ТРД? Если она стартует с катапульты - то ей потребуется всего два, весьма скромных, для возвращения на место старта. Если с помощью дозвукового разгонщика - то им не придется разгоняться быстрее 600-800 км/час. А разгоняться дальше АКС может на ракетно-прямоточных двигателях. ...

А что это за ракетно-прямоточный двигатель,- ни один поисковик не показывает результатов. Уж не твердотопливная ли ступень Шаттла :?:

Видимо имеется в виду это http://engine.h10.ru/types/pvrd.shtml
ПВРД.
Он не предназначен для разгона, на какой скорости запустили на той и летит.

[Valerij]

... Зачем АКС 20 шт ТРД? Если она стартует с катапульты - то ей потребуется всего два, весьма скромных, для возвращения на место старта. Если с помощью дозвукового разгонщика - то им не придется разгоняться быстрее 600-800 км/час. А разгоняться дальше АКС может на ракетно-прямоточных двигателях. ...

А что это за ракетно-прямоточный двигатель,- ни один поисковик не показывает результатов. Уж не твердотопливная ли ступень Шаттла :?:

Плохо искали. Яндекс с первой попытки выдает http://yandex.ru/yandsearch?clid=9582&text=%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%BD%D0%BE-%D0%BF%D1%80%D1%8F%D0%BC%D0%BE%D1%82%D0%BE%D1%87%D0%BD%D1%8B%D0%B9+%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C&lr=2

двигатель, сочетающий в себе прямоточный воздушно-реактивный двигатель и расположенный во входной части химический ракетный двигатель. Продукты неполного сгорания топлива, выходящие из ракетной камеры, используются в качестве топлива, сгорающего в воздухе, проходящем через двигатель. В воздушный поток, проходящий через двигатель, может также подаваться и сжигаться в нем дополнительное топливо. По сведениям, опубликованным в печати, основным преимуществом этого типа двигателя перед прямоточным воздушно-реактивным является его способность работать в статических условиях и при малых скоростях полета, а также больший диапазон скоростей возможного использования двигателя.

http://www.aviaport.ru/directory/dict/?id=945&char=228&type=Term

Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) представляет собой двигатель прямоточной схемы, в воздушном контуре которого установлены ракетные двигатели. Газообразные продукты первичного сгорания топлив в камере ракетного двигателя истекают из его сопла в прямоточный воздушный тракт непосредственно за диффузором. Реактивные газы РкД, обладающие высокой температурой и большой кинетической энергией, смешиваются с воздухом в камере эжектора, повышая его полное давление и температуру. В воздушном контуре РПД могут устанавливаться дополнительные коллекторы, через которые жидкое горючее вводится непосредственно в воздух или в смесь газов. Сгорая в свободном кислороде воздуха, это горючее повышает температуру газов перед их истечением из сопла комбинированной установки. Подмешивание атмосферного воздуха к реактивной струе позволяет увеличить импульс последней.
 РПД обладает промежуточными характеристиками между РкД и ПВРД, более высокой тягой, чем ПВРД, и более высокой экономичностью, чем ЖРД. Таким образом, он может охватить так называемую "мертвую" зону в характеристиках этих двигателей. В зависимости от требования можно изменять долю ракетного и прямоточного контуров и, таким образом, иметь характеристики РПД, более близкие к РкД или ПВРД. В принципе компоновка РПД позволяет осуществить переход комбинированного двигателя целиком на прямоточный режим работы. Это целесообразно осуществить при скоростях полета, когда тяговые характеристики СПВРД оказываются достаточными для выполнения технической задачи (обычно это числа М = 2,5-3,0). На большой высоте, когда плотность атмосферного воздуха мала и воздушный контур РПД имеет малую долю тяги, возможно форсировать РПД за счет повышения тяги РкД, установленного в его тракте.

http://interlibrary.narod.ru/GenCat/GenCat.Tech.Dep/GenCatAir/900000001/900000001.htm

[Asgard]

Кстати Валера почему так мало распространены ракеты на ПВРД?

[Наперстянка]

А что это за ракетно-прямоточный двигатель,- ни один поисковик не показывает результатов. Уж не твердотопливная ли ступень Шаттла :?:

:lol:
Вас на Яндексе и Гугле забанили?

Нашел,нашел. Но правильное название этому устройству будет "Помпажный двигатель" - расчитан на особо одаренных разработчиков-помпажистов,ярых сторонников помпажа. Экономистам лучше отойти от них в сторону.

[Shestoper]

ИМХО, если пойти на незначительное снижение удельного импульса и незначительное повышение массы двигателя, то можно получить необходимый двигатель значительно быстрее и дешевле, используя существующие технологии и материалы.

Ладно, насчет 20 миллиардов я вероятно погорячился.
Думаю за  гораздо меньшие деньги можно сделать ЖРД с гарантированным ресурсом порядка часа работы, с возможностью выдержать без переборок несколько полетов и прожигов на стенде.

[Наперстянка]

...
Думаю за  гораздо меньшие деньги можно сделать ЖРД с гарантированным ресурсом порядка часа работы, с возможностью выдержать без переборок несколько полетов и прожигов на стенде.

Это легко можно сделать с водородным двигателем,причем,очень большим,если использовать высоконапорную щелевую завесу из криптона в камере сгорания и нормальную водородную турбину ТНА.

[avmich]

"Нет причин, по которым нельзя сделать рабочий ресурс многоразовых ракет большим. Например, 100 полётов."

То, что затраты 20 лет и 20 миллиардов $ на разработку такого двигателя и материалов для него делают его неприемлимым для использования в обозримом будущем  - по-моему очевидно по умолчанию.

По-моему, нет. ЖРД, например, давно многоразовые по умолчанию. Ни 20 лет, ни 20 миллиардов на двигатель, даже самый серьёзный, не нужны - если судить по F-1 и РД-170.