Союз-5

[Salo]

Александр Хороших пишет:

G.K. пишет:
Но почему то таких двигателей очень мало, а реально летавших я чего-то и вспомнить толком не могу...

SSME - там два ТНА. Правда, обе турбины на водороде.

И схема газ-жидкость.

[C-300]

Bell пишет:
Согласование работы двух ТНА - задача сложная. А преимущества неочевидны, поскольку растут общие габариты и масса двигателя.

40 лет назад американцы сделали ССМЕ с двумя ТНА - кислородным и водородным. Сумели согласовать их. Насос водорода характеризуется всегда большими частотами вращения - усложнение регулирования. Теперь, через 40 лет и на кислород-метановом двигателе можно надеяться, что эту проблему можно обойти.
Насчёт габаритов ничего сказать не могу - нужно проводить расчёт ТНА и компоновку ЖРД.
А масса уменьшится однозначно за счёт того, что каждый  насос будет вращаться с оптимальной частотой. Плюс возрастёт кпд, упростятся уплотнения.

[C-300]

Salo пишет:
И схема газ-жидкость.

Белл поднял вопрос о согласовании работы ТНА. вот я и решил отметить, что это вполне возможно.

[Salo]

Дмитрий В. пишет:
В общем, куда более оптимальным вариантом был бы тандем с РД0162 на 1-й ступени и РД0162СД - на второй.

Salo пишет:
С двумя РД0162? С одним получится пятитонник.

Дмитрий В. пишет:
С двумя 162-ми и одним 162СД*. 13 тонн на стандартную НОО.
*-с высотным соплом и УИ в пустоте порядка 370 с.

Дмитрий В. пишет:
А если еще и движки форсировать на старте, до и до 15 можно добраться. А выше-то и не нужно.

РД0164 и есть форсированный до 250-270 тс (у Земли) РД0162.
Дима, выкладывай цифирь.

[C-300]

В общем, я насчёт своей идеи не настаиваю. Понимаю, что она с позиции теории имеет свои плюсы, но у практики на этот счёт всегда своё мнение.

[G.K.]

Александр Хороших пишет:
поднял вопрос о согласовании работы ТНА

А я о летающих газ-газах

[C-300]

G.K. пишет:
А я о летающих газ-газах  

Моя ошибка. 
Вообще, просуществуй СССР ещё лет 20 и мы бы увидели движок по схеме газ-газ на БРПЛ Макеева Такое вот ИМХО.
П. С. в порядке окончательного офф-топа. Salo, где-то вы выкладывали статью о том, как исаев проектировал ЖРД по схеме газ-газ с Рк=1000 атм. Носом не ткнете?

[G.K.]

Александр Хороших пишет:
 схеме газ-газ на БРПЛ Макеева

А зачем на БРПЛ такое чудо?

[Дмитрий В.]

Salo пишет:
РД0164 и есть форсированный до 250-270 тс (у Земли) РД0162.
Дима, выкладывай цифирь.

[C-300]

G.K. пишет:
А зачем на БРПЛ такое чудо?

Дальнейшее повышение энергомассового совершенства при ограниченных габаритах. В линейке Р-29-Р-29Р-Р-29РМ в ЖРД первой ступени давление в КС все больше и больше повышалось. Но, при прочих равных, повышение Рк обеспечивается ростом удельной адиабатической работы газа на турбине, линейно зависящей от температуры газа. Во всех рекомендациях, что я читал, температура окислительного газа ограничивается величиной в 1000 К. Так что при некоторой предельной температуре газа можно получить предельное давление в КС.
Дальнейший рост Рк возможен как раз за счёт перехода на схему газ-газ: удельная адиабатная работа остаётся той же, но растут массовые расходы через турбины. Отсюда рост мощности турбины и возможность повысить давление в КС.

[G.K.]

Александр Хороших пишет:
Дальнейшее повышение энергомассового совершенства при ограниченных габаритах

Это типа "засунем Воеводу в подводную лодку"?

[C-300]

G.K. пишет:
Это типа "засунем Воеводу в подводную лодку"?

Извините, не понял. Если вы про прочноплотную компоновку, то она сначала была примена на БРПЛ Р-27 в 60-х и только в 80-х - на 15А18М.

[G.K.]

Александр Хороших пишет:
Извините, не понял.

В смысле того, что бы добиться максимального забрасываемого веса.

[Salo]

Дмитрий В. пишет:

Salo пишет:
РД0164 и есть форсированный до 250-270 тс (у Земли) РД0162.
Дима, выкладывай цифирь.

http://s005.radikal.ru/i210/1305/e4/5be315ccaea5.jpg
 

У второго варианта первая ступень по железной дороге только в разобранном варианте пройдёт.
Массовое совершенство у тебя как всегда оптимистичное, но общий вывод - 14 тонн на тандеме с зенитоподобной первой ступенью вполне возможны.

Почему ЦСКБ делает трёхблок на ту же ПН?

[Salo]

Полная выборка из статьи:

 http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/439356/?page=0

В КБХА ведутся работы по созданию перспектив­ных двигателей. Наиболее сложным представляется создание кислородно-метанового многоразового ЖРД как двигателя, не имеющего отечественного аналога и значительного конструктивного и технологического задела.
С целью минимизации рисков при создании дви­гателя РД0162 при выборе принципиальной схемы и основных внутренних параметров (см. таблицу 2) в основу был положен принцип умеренного уровня термомеханической (прочностной) напряженности основных деталей и исключения (по возможности) проблемных вопросов (например, сажеобразования в турбинном тракте при использовании восстанови­тельного газа; опасности возгорания конструктивных элементов турбины, работающей на окислительном газе: разрушения лопаток турбин от потери прочности при малоцикловом нагружении; разрушения паяных оболочек камеры от чрезмерного статического давле­ния горючего в охлаждающем тракте). Приоритетами данного двигателя являются повышенная надежность и безопасность использования, экологичность, а так­же низкая стоимость создания и эксплуатации, что яв­ляется определяющим для двигателя проекта много­разовой космической системы (МРКС).
Таблица 2 Та bl е2
 

Наименование параметра	Значение параметра
Тяга на Земле, кН (тс)	2000 (203,87)
Тяга в пустоте, кН (тс)	2216 (225,87)
Удельный импульс тяги на Земле, кгс*с/кг	321.3
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс»с/кг	356
Соотношение компонентов топлива	3,5
Давление в камере сгорания, МПа (кгс/см-)	17,53 (175.3)
Температура окислительного газа перед турбиной, К (°С)	588 (315)
Температура газифицированного метана перед турбиной, К ("С)	532 (259)
Допустимый уровень форсирования, %    Время работы в полете, с. не менее    Кратность использования двигателя    Вероятность безотказной работы	35    200    25    0,999
Вероятность безаварийной работы	0,9999
Трудоемкость межполётного технического обслуживания, н/час	100
Время межполётного технического обслуживания, дней	3
Высота (от привалочной плоскости узла подвеса до среза сопла), м	3552
Диаметр среза сопла (внутренний), мм	1650
Масса «сухая», кг	2150

В штатном варианте выбрано давление в камере сгорания 175 кгс/см: и разработана новая принципи­альная схема двигателя с дожиганием (рис. 14).
Особенностью нового схемного решения является использование на валу ТНА двух турбин, одна из ко­торых работает на газе с избытком кислорода, а вто­рая - на газифицированном в охлаждающем тракте горючем - метане.
Данная схема, относящаяся к классу схем с до­жиганием по типу «газ-газ», позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких тем­пературах газов перед турбинами 588 К (315 "С). Это создает хорошие предпосылки для достижения тре­буемой долговечности турбин и одновременно позво­ляет свести к минимуму для окислительного газового тракта опасность возгорания элементов конструкции, поскольку температура газа значительно ниже порога поджига даже простой конструкционной стали.
Двигатель РД0162 может рассматриваться приме­нительно к использованию в составе перспективной МРКС и рассчитан на 50. НЮ и большее количество полетов.
Отсутствие продуктов сгорания по линии восстано­вительного газа турбины полностью исключает про­блемы, связанные с образованием сажи. Наличие из­быточного запаса суммарной мощности двух турбин на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 35%) без превышения допустимого уровня температур газов перед турбинами.
Последнее в сочетании с эффективной системой ава­рийной защиты обеспечивает возможность реализации логики «горячего» резервирования тяги и, как следствие, выполнение полной программы полета РН даже при от­казе одного из четырех двигателей первой ступени
Для отработки двигателя планируется использовать 11 стендовых двигателей, провести примерно 400 ис­пытаний (включая комплексные стендовые и летные) с суммарной наработкой примерно 65000 с (320 по­летных циклов). Срок создания двигателя составит пять лет для однократного применения и восемь лет для многократного применения в составе МРКС.

[Salo]

Кстати стоимость разработки оценивается в 5 миллиардов рублей.

[Старый]

Bell пишет:
Согласование работы двух ТНА - задача сложная. А преимущества неочевидны, поскольку растут общие габариты и масса двигателя.

Я так думаю что если всё на одном валу то проблемы согласования нет. 
 А вот преимущества да, неочевидны. Более того - весьма сомнительны. 

[Mark]

Если стартова масса на 300 тонн и тяга РД-0162 двигатели 600 тонн (3х 200т), будет 2г при старте. Много!  У Зенита есть 1,6г.

[Mark]

Salo пишет:
Кстати стоимость разработки оценивается в 5 миллиардов рублей.

Это разработка от нуля, для меня это тяжело верить, или будут тоже элементы от РУС-М носителя Думаю что это логично и дешевле !!!

[C-300]

Старый пишет:
Я так думаю что если всё на одном валу то проблемы согласования нет.

Bell говорил о согласовании работы двух ТНА по предложенной мной схеме: турбина на кислом газе+насос Ок, турбина на сладком газе+насос Г.