SLS - space launch system (3-я попытка)

[silentpom]

главное, чтобы все кто делал j2x не ушли на пенсию

[Дмитрий В.]

silentpom пишет:
Народ, а почему у SLS такая слабая верхняя ступень? Потому что она должна включаться уже на орбите, но тогда непонятно, почему просто не оставить промежуточный вариант с 1 RL10?

Оптимальная тяговооруженность должна быть примерно 0,25-0,3.

[Apollo13]

silentpom пишет:
Народ, а почему у SLS такая слабая верхняя ступень? Потому что она должна включаться уже на орбите, но тогда непонятно, почему просто не оставить промежуточный вариант с 1 RL10?

Может потому что масса ICPS 30 т, а EUS 130 т.

[silentpom]

Дмитрий В. пишет:
Оптимальная тяговооруженность должна быть примерно 0,25-0,3.

это для степени, которая запускается, когда 1ая космическая уже набрана? на сатурна вроде 0.73 получилась, хотя RL-10 уже был, но от него почему-то отказались в пользу j2

[silentpom]

хотя там 31 ступени надо было 147 секунд дуть, чтобы на орбиту выйти, наверное из-за этого пришлось длеать ее тяговооруженной.  вопрос - когда у SLS включается верхняя ступень, кто-нить знает?

[Валерий Жилинский]

silentpom пишет:

Сергей пишет:
Извиняюсь, неправильно выразил мысль, следует - технической потребности , какое то новое нужное техническое качество.

я не знаю что такое "потребность в новом техническом качестве". знаю что SLS это ARES с человеческим лицом без бесполезной ARES-I с учетом мнения группы DIRRECT. которая нифига не из конгрессменов была составлена

Проблема только в том, что прекращение программы "Созвездие" было произведено по инициативе Комитета Августина Нормана, составленного из специалистов НАСА и авторитетных представителей индустрии, по рекомендации Комитета была запущена программа COTS, а по настоянию Конгресса и Сената из программы "Созвездие" были сохранены Орион и SLS. И именно Конгресс и Сенат урезают финансирование работ с коммерсантами, и стабильно дают денег больше, чем просит НАСА на Орион и SLS.
   
Кстати, группа DIRRECT - это проффессионалы бизнеса, а не космической индустрии. Им заказали стратегию проекта - они её разработали. Так как Орион и SLS абсолютно нерыночный продукт, они не заморачивались вопросом, на сколько система будет востребована, и что с её помощью можно сделать, а что - нет.

[Mark]

silentpom пишет:

Дмитрий В.

пишет:
Оптимальная тяговооруженность должна быть примерно 0,25-0,3.

это для степени, которая запускается, когда 1ая космическая уже набрана? на сатурна вроде 0.73 получилась, хотя RL-10 уже был, но от него почему-то отказались в пользу j2

Блок-1 получи 1 х RL10B-2 (462с)
Блок-2 получи 4 х 4 RL10

[Mark]

silentpom пишет:
главное, чтобы все кто делал j2x не ушли на пенсию

А кто сегодня еще жив из первых создатели?

Первые работы над J-2 двигателем начались уже осенью 1959 года. На двигателю возмножно было регулирования соотношения компонентов топлива от 4,0 до 6,0.

Самый высоки УИ 4270 м/с был возмножны при 1: 4,5
Максимальная тяга 1020 КН была при 1:5,5  

[Apollo13]

Mark пишет:
Первые работы над J-2 двигателем начались уже осенью 1959 года.

Речь о новом двигателе J-2X, который разработали в 2000-х на основе J-2, но не планируют использовать в SLS.

[Mark]

Apollo13 пишет:

Mark

пишет:
Первые работы над J-2 двигателем начались уже осенью 1959 года.

Речь о новом двигателе J-2X, который разработали в 2000-х на основе J-2, но не планируют использовать в SLS.

Да, ну пока ещо не видно как будет после 2035-40 года, последнее слово про J-2X ещe НАСА не сказала, увеличим ПН до 170 тонн.(я же писал).

[Mark]

НАСА например уже давно разработало требования к перспективному кислородно-водородному двигателю для МБ на подставие RL-10. Из расчетов получаем:

УИ - 520с
Тяга - 4,5 до 11 тонн
Масса - 163 кг
Диапазон регулирования тяги - 30:1

РБ с подобным двигателем обеспечит доставку на геостационарную орбиту полезного груза массой примерно в 1,5 раза большей, чем масса при использовании существующего в настоящее время двигателя на 440с.

Да, водород всегда выигрывает, имеет большую перспективу, тоже и двигатели на УИ 700с будут возможные.

[Leonar]

Mark пишет:
УИ - 520с

а оно реально?

[Mark]

Leonar пишет:

Mark

пишет:
УИ - 520с

а оно реально?

Да, из документов видно (90 годы) что ето зависит от давления в КС. В двигателю J-2 например видно что УИ будет 480,8с при давлению в КС до 10,2 МПа, масса двигателя 215 кг. Сегодня это не проблема, зависит только от заказника и денег.


У меня была русская ссылка из конгресса, видно что УИ возмножно сделать до 700-750с при подогреве топлива, тяга около 50-75 кг. Теперь идет тендер Роскосмоса (до 2030) на ету технологиу.

[Василий Ратников]

Mark пишет:
видно что УИ возмножно сделать до 700-750с при подогреве топлива

никогда о таком не слышно, пожалуйста посмотрите информацию, очень интересно.

[Salo]

Чем подогревать будем?

[Mark]

Salo пишет:
Чем подогревать будем?

Пока ссылку не нашел, пишут черес фотоэлектрические преобразователи.

[Leonar]

Mark пишет:

Salo пишет:
Чем подогревать будем?

Пока ссылку не нашел, пишут черес фотоэлектрические преобразователи.

может лучше так? 

[frigate]

Была хорошая статья с 4 вариантами маршевой ДУ для верхей ступени СЛС
The Space Launch System Capabilities with a New Large Upper Stage Benjamin Donahue, Sheldon Sigmon Boeing Exploration Launch Systems, Huntsville, AL 3582
Кому надо пишите в личку  

[Mark]

Leonar пишет:

Mark

пишет:
УИ - 520с

а оно реально?

http://www.rocket-propulsion.info/resources/articles/EXP_LPRE.pdf

[Leonar]

4.3. ДВИГАТЕЛЬ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СОЛНЕЧНОЙ ЭНЕРГИИ Двигатели МБ эксплуатируются в космическом пространстве, где на весь корабль воздействует поток солнечной энергии. Появилась идея использовать эту энергию для улучшения характеристик двигателя. Если двигатель применяется для буксировки громоздких конструкций с малыми ускорениями, появляется возможность дополнить космический корабль специальным устройством для поглощения солнечной энергии с целью подогрева компонентов топлива. В этом случае можно существенно увеличить давление в камере сгорания и удельный импульс тяги в связи с увеличением энтальпии топлива. Один из вариантов двигателя безгенераторной схемы с использованием солнечной энергии, разрабатываемого в Японии, представлен на рис. 29 [18]. Жидкий водород из насоса направляется сначала в охлаждающий тракт камеры сгорания, а затем поступает в теплообменник, нагреваемый солнцем. Из теплообменника водород направляется в турбину ТНА, а затем в камеру сгорания. Для увеличения поглощаемой солнечной энергии снаружи космического корабля располагается вогнутое зеркало, фокусирующее солнечные лучи на поверхности теплообменника. Подогрев водорода будет зависеть от размеров зеркала и панелей теплообменника, а также от качества изготовления этих агрегатов. Зеркало должно быть оснащено механизмом слежения за взаимным расположением солнца и корабля, чтобы обеспечивать максимальное поглощение энергии. Рис. 29. Пневмогидравлическая схема двигателя с солнечным теплообменником: 1. 3 - насосы жидкого водорода и кислорода; 2 - турбина; 4 - солнечные лучи; 5 - теплообменник; 6 - зеркало Расчетные исследования показали, что, например, для двигателя, имеющего давление в камере 5 МПа (51 кг/см2 ), использование зеркала площадью 1600 м2 позволяет увеличить удельный импульс тяги с. 4560 Н-с/кг (465 с) до 4854 Н-с/кг (495 с). Этот же двигатель с зеркалом площадью 3600 м имеет удельный импульс тяги в пустоте 5100 м/с (520 с), т.е. выше теоретического значения удельного импульса для кислородно-водородного топлива, находящегося в баках при температуре кипения.

это прикол?