Холивар Raptor vs РД0164, Мюллер vs Рачук

[Вернер П.]

SGS_67 пишет:

Плейшнер пишет:
 Какая разница какова температура кипения. По определению и метан и водород в баке будут при температуре кипения.

Вы невнимательно читаете тему. Я уже говорил о том, что тепловые потоки в рубашку будут отличаться при пуске, именно из-за разницы в температурах кипения.
Соответственно, и её интенсивность.

Будут отличаться но не принципиально.
Начальное горение в камере НЯП обеспечивается за счет давления наддува баков. Ситуация отличалась  принципально если  бы начальное испарение обеспечивалось за счет теплоемкости камеры

SGS_67 пишет:

А на превращение их в газ надо затратить тепло, и примерно одинаковое количество что для метана что для водорода

Похоже, вы хотите просто поспорить, хоть по поводу данного положения никто и не возражал.
Насчёт теплотворной способности данных веществ тогда как?

-Думаю, что запуск водородника и метанника мало чем отличается
-Ничто не мешает сделать первоначальную "дыру" в камеру чуть больше, чтобы подать метана больше чем водорода

[Salo]

SGS_67 пишет:

Salo пишет:

SGS_67 пишет:
Интересно было бы узнать, насколько они реальны.

Это наезд, или просто демонстрация ЧСВ?

 
Вопрос переадресовываю Вам же.
Двигатель экспериментальный. Могди привести лишь расчётные характеристики.

Экспериментальный двигатель проходил ОСИ по зарубежному контракту. Вы утверждаете, что итальянскому заказчику нагло соврали? :{}

[Salo]

Завершение серии огневых испытаний двигателя-демонстратора LM10-MIRA нового поколения для РН «Вега»

03.07.2014 АО "Конструкторское бюро химавтоматики"
В Воронеже успешно завершена серия огневых испытаний двигателя-демонстратора.
Российской компанией КБХА (г. Воронеж) и итальянской фирмой «Авио» завершено создание двигателя-демонстратора LM10-MIRA, призванного обеспечить модернизацию европейской РН «Вега».
Инновационный двигатель LM10-MIRA использует компоненты топлива «жидкий кислород – сжиженный природный газ (СПГ)», обладает тягой порядка 10 тс, и выполнен по безгазогенераторной схеме, имеющей большой потенциал для двигателей верхних ступеней ракет-носителей. Огневая отработка этого двигателя успешно проведена в мае-июне 2014 г. на стендовой базе КБХА.
Разработка кислородно-метанового двигателя для модернизации 3-ей ступени РН «Вега» является одной из главных целей программы «Лира», осуществляемой головной итальянской компанией ELV под эгидой и в рамках межагентского соглашения между Итальянским космическим агентством (ИКА) и Роскосмосом. По итогам предварительного согласования конфигурации, завершенной в декабре 2008 г., КБХА и «Авио» определена конструкция летного варианта двигателя. Параллельно были инициированы работы по проектированию, изготовлению и испытаниям полноразмерного двигателя-демонстратора.
В сравнении с летным вариантом, демонстратор имеет такую же термодинамическую схему, конструкцию и уровень тяги, но оптимизирован в части минимизации временных и финансовых затрат на его создание. В соответствии с данной целью, при разработке демонстратора был значительным образом использован существующий задел по двигателю-прототипу РД0146У, созданному КБХА. Компанией «Авио» были разработаны смесительная головка и турбонасосный агрегат горючего. На протяжении всех этапов создания демонстратора, команда специалистов «Авио» и КБХА, работая совместно, продемонстрировала истинный дух сотрудничества и в полной мере использовала шанс применить лучшие инженерные подходы из Европейской и Российской космических школ. Правильность выполненных работ по проектированию и изготовлению двигателя была успешно подтверждена экспериментальным путем при проведении огневых испытаний.
Для достижения главной цели испытаний были поставлены и решены следующие задачи:
 

[/li]
• исследование характеристик поджига и стабильности горения в широких диапазонах регулирования;
• подтверждение охлаждающих свойств СПГ;
• подтверждение работоспособности агрегатов двигателя;
• исследование процессов запуска и останова двигателя;
• многократный запуск в течение одного пускового дня;
• запуск с имитацией условий вакуума.
  

При огневых испытаниях поставленные задачи выполнены в полном объеме. В конечном итоге проведено 11 включений и достигнуто более 660 с наработки. Во время огневых испытаний продемонстрирована возможность многократного запуска и регулирования двигателя, подтверждена возможность изменения внешних условий по компонентам топлива. Также были исследованы процессы захолаживания, запуска и выключения, поджига и горения в камере в условиях вакуума.
Полученные результаты и опыт, накопленный «Авио» и КБХА при выполнении совместных работ по созданию демонстратора, создали надежную техническую базу для разработки летного варианта двигателя для модернизированной РН «Вега»

http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=128

[Salo]

По-поводу запуска двигателя:
http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=129

Успешное продолжение огневых испытаний российско-итальянского жидкостного ракетного двигателя

  24 июня 2014 года на испытательном стенде КБХА успешно продолжилась серия огневых испытаний кислородно-метанового двигателя LM10 MIRA, разработанного предприятием совместно с итальянской фирмой AVIO.
  Программа испытаний выполнена в полном объеме. В течение одного пускового дня подтверждена возможность многократного запуска двигателя, в том числе в условиях вакуума.
  Проведено четыре испытания двигателя длительностью 60 секунд каждое в земных условиях и одно испытание длительностью 60 секунд в высотных условиях.
  В испытании приняли участие представители компании AVIO.

[silentpom]

он экспандерный или вытеснительный?

[Salo]

silentpom пишет:
он экспандерный или вытеснительный?

Ссылка

Инновационный двигатель LM10-MIRA использует компоненты топлива «жидкий кислород – сжиженный природный газ (СПГ)», обладает тягой порядка 10 тс, и выполнен по безгазогенераторной схеме, имеющей большой потенциал для двигателей верхних ступеней ракет-носителей.

[Salo]

И, кстати, сорокатонный прототип КБХА уже передало на ОСИ.
Там уже газогенераторная замкнутая схема. Какая именно пока не публиковалось.

[Дмитрий В.]

Salo пишет:
И, кстати, сорокатонный прототип КБХА уже передало на ОСИ.
Там уже газогенераторная замкнутая схема. Какая именно пока не публиковалось.

Из отчета КБХА: В рамках опытно-конструкторской работы по теме «ПМДУ-КБХА-Д2015» предприятием завершена подготовка производства и изготовлен стендовый образец жидкостного ракетного двигателя РД0162Д2А на топливе кислород-метан с тягой на уровне 40 тс с замкнутой окислительной схемой.

[Salo]

Значит подзабыл.

[Валерий Жилинский]

Плейшнер пишет:

SGS_67 пишет:
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА

Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой

Понятно, что в данном случае это не нужно от слова "совсем". Это просто два вала, две турбины, два раздельных насоса - горючего и окислителя.

[SGS_67]

Плейшнер пишет:
Будут отличаться но не принципиально.

Я вот перемножил все "непринципиальности", и у меня получилось, что время выхода на рабочий режим для метана должно быть минимум в 5 раз большим, чем для водорода, при использовании в похожих движках.

Начальное горение в камере НЯП обеспечивается за счет давления наддува баков.

Начальное горение в камере не может обеспечиваться за счёт наддува баков. Наддув лишь обеспечивает начальную подачу компонентов топлива в тракт.

 Ситуация отличалась принципально если бы начальное испарение обеспечивалось за счет теплоемкости камеры

Именно за счёт неё начальное испарение и обеспечивается.
А также за счёт других "тёплых" элементов тракта.
Об этом уже было написано выше.

-Думаю, что запуск водородника и метанника мало чем отличается
-Ничто не мешает сделать первоначальную "дыру" в камеру чуть больше, чтобы подать метана больше чем водорода

- Понятно, спасибо.
- Скажите, у вас есть предположения, почему время выхода на давление 40% от номинала для движка, РД-0162, схему которого вы приводили, составляет такую значительную величину - 4,2с в земных условиях?
Казалось, там должно быть всё в ажуре - крутит и подогревает окислительный ГГ, однако, всё не так...

[Salo]

Валерий Жилинский пишет:

Плейшнер пишет:

SGS_67 пишет:
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА

Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой

Понятно, что в данном случае это не нужно от слова "совсем". Это просто два вала, две турбины, два раздельных насоса - горючего и окислителя.

Так, да не совсем:
http://lpre.de/resources/articles/43694741.pdf
 
Две отдельные турбины.
На валу одной, приводимой окислительным газом из ГГ, первые ступени насосов окислителя и горючего.
На валу второй, приводимой подогретым в рубашке КС метаном, соответственно вторые ступени.

[Вернер П.]

Валерий Жилинский пишет:

Плейшнер пишет:

SGS_67 пишет:
А ежли брать соотношение стоимостей парного и одиночного ТНА

Так в статье пишут не про парный ТНА и не про два ТНА а про двухвальный ТНА.
Лично у меня ассоциация с авиационным двухвальным двигателем, где один вал проходит сквозь другой

Понятно, что в данном случае это не нужно от слова "совсем". Это просто два вала, две турбины, два раздельных насоса - горючего и окислителя.

Не исключено, что авторы именно это и имели в виду. Но то что Вы описали называется просто - "два ТНА". А не двухвальный

[SGS_67]

Salo пишет:
Экспериментальный двигатель проходил ОСИ по зарубежному контракту. Вы утверждаете, что итальянскому заказчику нагло соврали?  :{}  

Умерьте свои фантазии, и не приписывайте собеседнику того, чего он не имел и в мыслях, а лишь задал простой вопрос.

Речь шла о РД-0146ДМ, а LM10 MIRA - двигатель с другой комплектацией, и неизвестными достигнутыми характеристиками.
За ссылки спасибо, хоть я их по наводке ув. Плейшнера уже прочитал, и не обнаружил ничего по сути своего вопроса.

[Salo]

SGS_67 пишет:
Я вот перемножил все "непринципиальности", и у меня получилось, что время выхода на рабочий режим для метана должно быть минимум в 5 раз большим, чем для водорода, при использовании в похожих движках.

http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=129

В течение одного пускового дня подтверждена возможность многократного запуска двигателя, в том числе в условиях вакуума.
Проведено четыре испытания двигателя длительностью 60 секунд каждое в земных условиях и одно испытание длительностью 60 секунд в высотных условиях.

И?

[Вернер П.]

SGS_67 пишет:

Плейшнер пишет:
Будут отличаться но не принципиально.

Я вот перемножил все "непринципиальности", и у меня получилось, что время выхода на рабочий режим для метана должно быть минимум в 5 раз большим, чем для водорода, при использовании в похожих движках.

А расчет можно посмотреть?

SGS_67 пишет:

Начальное горение в камере НЯП обеспечивается за счет давления наддува баков.

Начальное горение в камере не может обеспечиваться за счёт наддува баков. Наддув лишь обеспечивает начальную подачу компонентов топлива в тракт.

Речь про запальник

SGS_67 пишет:

Ситуация отличалась принципально если бы начальное испарение обеспечивалось за счет теплоемкости камеры

Именно за счёт неё начальное испарение и обеспечивается.
А также за счёт других "тёплых" элементов тракта.
Об этом уже было написано выше

Было написано также про запальник, это куда более надежный источник тепла

SGS_67 пишет:
- Скажите, у вас есть предположения, почему время выхода на давление 40% от номинала для движка, имеющего одновальный ТНА с двумя турбинами и ГГ в тракте окислителя (РД-0162), составляет такую значительную величину - 4,2с в земных условиях?

Там вроде речь шла не про РД-0162 а про некую экспериментальную установку, что впрочем не принципиально.
Если говорить про РД-0162 то турбина на окислительном газе раскрутила бы ротор на УРА, потому как на нее приходится 80% мощности. Проблема видимо в том что при более быстром запуске ( за счет окислительной турбины) в метановую турбину начнет поступать не газообразный а жидкий метан. Поэтому раскрутку приходится придерживать искусственно, имхо.

[SGS_67]

Плейшнер пишет:
Не исключено, что авторы именно это и имели в виду. Но то что Вы описали называется просто - "два ТНА". А не двухвальный

Здесь явный бардак в терминах.

[Salo]

Процедура запуска RL10:
http://www.lpre.de/resources/articles/EXP_LPRE.pdf

Перед каждым пуском двигателя необходимо захолаживание систем подачи и осаждение топлива в баках. Поэтому двигатель должен быть работоспособным на разных режимах, как это показано на рис. 15.
 

Режим I . Двигатель работает на компонентах, поступающих из баков под давлением
насыщенных паров, ТНА не вращается. Целью работы на этом режиме является создание
малой тяги для осаждения компонентов топлива в баках и полезное использование
компонентов при захолаживании системы подачи. Состояние компонентов изменяется от
перегретого пара до насыщенной жидкости. Тяга двигателя составляет около 1 % от
номинального значения.
Режим II . Двигатель работает на режиме малой тяги (5...25 %) с ТНА, вращающимся
под действием давления наддува топливных баков. Режим служит для осуществления
маневров на орбите с малыми приращениями скорости или для перехода на режим полной тяги после непродолжительной работы на режиме II, когда можно осуществить полный наддув баков и заполнить компонентами все магистрали.

[Гость22]

В безгенераторной (испарительной) схеме начальная теплоемкость камеры используется только для испарения первой "порции" горючего для подачи в запальник. После этого (в RL10 ~0.3 с после команды "Старт" ) работающий запальник подогревает рубашку.

В RL10 начальная температура рубашки незначительно влияет на выход на режим:
 

[Гость22]

По-поводу того, что метан хуже водорода при старте: отличия только количественные, но не принципиальные. Даже если метановый двигатель будет дольше выходить на режим, это не повлияет на миссию (там важен суммарный импульс). В крайнем случае поставят электроподогрев для начального питания запальника для уменьшения/стабилизации времени старта.

В многодвигательной ДУ тоже никаких проблем не будет, т.к. все двигатели будут в одинаковых условиях, с примерно одинаковой начальной температурой => время выхода на режим будет тоже олинаков. К тому же более "быстрый" двигатель можно "придержать" на пару секунд пока остальные не прогреются до той же степени.