SpaceX семейство метановых двигателей Raptor

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
Мы же выбрали равные условия - двигатели одинаковой тяги. Что тебя не устраивает?

Меня не устраивают такие условия. С какой это дури такие условия? С другими условиями доказать "достоинства" метана не получается?

[Старый]

Устраивает меня одинаковая ПН. Выводимая керосиновой и метановой ракетами. Каждая оптимизированная под минимальную стоимость.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:
Устраивает меня одинаковая ПН. Выводимая керосиновой и метановой ракетами. Каждая оптимизированная под минимальную стоимость.

Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

Не к массе конструкции ибо например стоимость системы управления не меняется, ну да ладно, давай пока так.

[Bell]

Дмитрий В. пишет:

Старый пишет:
Устраивает меня одинаковая ПН. Выводимая керосиновой и метановой ракетами. Каждая оптимизированная под минимальную стоимость.

Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

+4-5% ПН при равной Мкон ступеней. Ну или наоборот -4-5% конструкции при равной ПН.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
Ок, щас посчитаем. Поскольку минимальная стоимость в основном определяется массой конструкции, оптимизацию проведем по критерию "максимум отношения Мпг к суммарной массе конструкции". Массу ПГ зададим 8,5 т.

Не к массе конструкции ибо например стоимость системы управления не меняется, ну да ладно, давай пока так.

При одинаковых материалах и технологиях стоимость разработки и производства зависит от массы конструкции. Недаром буржуи используют тот критерий, который я предложил.

[Bell]

Старый пишет:
Не к массе конструкции ибо например стоимость системы управления не меняется, ну да ладно, давай пока так.

Между прочим, если учитывать соотношение компонентов и двукратную дешевизну ЖМ, разница стоимости горючего будет почти 3 раза. ЖК почти одинаково (с метаном чуть меньше).

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
При одинаковых материалах и технологиях стоимость разработки и производства зависит от массы конструкции. Недаром буржуи используют тот критерий, который я предложил.

Ну делай пока по массе конструкции. Хотя общеизвестно что чем больше ракета тем дешевле килограм её конструкции. 
По тому критерию что ты предложил невозможно т.к. ракета создаётся под ПН а не под стартовую тягу. Вероятно буржуи используют этот критерий тоже когда нужно доказать что чёрное это белое. 

[Дмитрий В.]

Вот и результат:

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
При одинаковых материалах и технологиях стоимость разработки и производства зависит от массы конструкции. Недаром буржуи используют тот критерий, который я предложил.

1)Ну делай пока по массе конструкции. Хотя общеизвестно что чем больше ракета тем дешевле килограм её конструкции.
2)По тому критерию что ты предложил невозможно т.к. ракета создаётся под ПН а не под стартовую тягу. Вероятно буржуи используют этот критерий тоже когда нужно доказать что чёрное это белое.

1)С чего бы это вдруг? Стоимость одинаковых материалов неизменна, а разница в объемах закупок не настолько велика, чтобы ценна существенно варьировалас. Для ракеты меньших размеров трудоемкость сварочных и сборочных операций меньше (меньше крепежа, короче сварные швы, меньше стыков и т.д.).
2)Вообще-то многие современные ракеты спроектированы по этому критерию (Атлас-5 и Дельта-4 без СТУ), о чем свидетельствует невысокая тяговооруженность. Все просто - из имеющихся двигателей пытаются выжать максимум отдачи по полезной нагрузке.

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
2)Вообще-то многие современные ракеты спроектированы по этому критерию (Атлас-5 и Дельта-4 без СТУ), о чем свидетельствует невысокая тяговооруженность. Все просто - из имеющихся двигателей пытаются выжать максимум отдачи по полезной нагрузке.

Невысокая тяговооружённость свидетельствует только о том что ракета оптимизирована под полёты с ускорителями и ни о чём другом. У некоторых классических моделей она даже ниже единицы. 
 Кстати да, увеличение стартовой тяговооружённости не увеличивает ли мю пн и не снижает ли стартовую массу и стоимосить?

[Bell]

Дмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

[Bell]

Хотя наверно на массе межбака и теплоизоляции (да и ее объеме) магистрали можно что-то сэкономить.

[Старый]

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

И сечение всех трубопроводов будет на 20% больше. В том числе и в двигателе.

[Дмитрий В.]

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

Совершенно верно. Поэтому массу топливного отсека взял на 12-14% выше, чем для керосинового варианта. Зато нет межбака и есть криогенное упрочнение бака горючего.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:
Вот и результат:
 

Что-то у тебя с массой конструкций метановых ступеней не так. Топливо на 20% менее плотное - масса бака будет где-то на 15% больше за счет длины обечаек. Ты как бак считаешь?

И сечение всех трубопроводов будет на 20% больше. В том числе и в двигателе.

Не-а! Ведь тяга и расход топлива у метанового варианта меньше

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
2)Вообще-то многие современные ракеты спроектированы по этому критерию (Атлас-5 и Дельта-4 без СТУ), о чем свидетельствует невысокая тяговооруженность. Все просто - из имеющихся двигателей пытаются выжать максимум отдачи по полезной нагрузке.

Невысокая тяговооружённость свидетельствует только о том что ракета оптимизирована под полёты с ускорителями и ни о чём другом. У некоторых классических моделей она даже ниже единицы.
 Кстати да, увеличение стартовой тяговооружённости не увеличивает ли мю пн и не снижает ли стартовую массу и стоимосить?

Нет. Сатурн-5 не предполагалось оснащать СТУ, а тяговооруженность у него что-то в районе 1,16-1,17.
Увеличение стартовой тяговооруженности до определенного предела увеличивает МюПг, но одновременно увеличивает массу конструкции и ее стоимость.

[Старый]

Дмитрий В. пишет: Зато нет межбака и есть криогенное упрочнение бака горючего.

"Нет межбака" это достоинство или недостаток?

[Дмитрий]

у метанового давление pk меньше, чем у K/O2 и тяга меньше.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет: Зато нет межбака и есть криогенное упрочнение бака горючего.

"Нет межбака" это достоинство или недостаток?

Масса меньше