Холивар Raptor vs РД0164, Мюллер vs Рачук

[SGS_67]

Lanista пишет:

Salo пишет:
Поясните, что Вы видите на этих скриншотах?

Видимо это был удар ниже пояса, жертва скончалась =)

Цыц.

[SGS_67]

Deflang пишет:

Lanista пишет:
Видимо это был удар ниже пояса, жертва скончалась =)

Отсидка в кустах, потом очередная смена ника, далее очередной зашквар и так по кругу

Не твоего ума это дело, обманщик сверхзвуковых птиц.

[SGS_67]

Искандер пишет: 
Что значит безгазогенераторный? Метан газифицируется в рубашке охлаждения?

Именно (про метан).
В тракте же окислителя работает турбина на кислом генераторном газе.
Которая поставляет около 3/4 мощности на общий вал.
В целом, схема не является безгазогенераторной,

Если "да", то такая схема по идее должна иметь пределы размера "горшка" т.к. при увеличении размеров объем "горения" увеличивается "в кубе", а площадь охлаждаемой поверхности "в квадрате". Так?

Не буквально так, но мысль верная.
Оттого чисто на испарительном метане получить большую тягу без извратов не выйдет.
На водороде всё гораздо лучше.
Относительно масштаба, но не принципа!

Насколько я понимаю РД-0162 будет проще, но рекордные характеристики Raptor для него недостижимы.

Раптор имеет совершенно естественную схему с двумя ГГ, и двумя турбонасосами.
В принципе, ограничений у неё нет.

Как особо нет их и для РД-0162, поскольку испарительный приводной контур там играет вспомогательную роль.

[SGS_67]

Искандер пишет:
Может быть...

С газ-газ понятно, но сложнее - два насоса без прямой механической связи причем один на холодном газе

В данный исторический период, такой сложности не существует.
Сложности существуют с устройством мозгов, и отнюдь не ракет и систем управления двигателями.

. Отработка рабочих диапазонов и алгоритмов управления наверняка задача не тревиальная, а без компьютерного управления в реальном времени система похоже работать вообще не сможет - неустойчива. Оправдывает ли это газ-газ?

Скажите, при помощи какого устройства Вы отправили это сообщение?
Можно ли, опять же, утверждать, что путь его появления на экранах читателей форума был решением тривиальной задачи?

[Salo]

SGS_67 пишет:

Искандер пишет:
Может быть...

С газ-газ понятно, но сложнее - два насоса без прямой механической связи причем один на холодном газе

В данный исторический период, такой сложности не существует.
Сложности существуют с устройством мозгов, и отнюдь не ракет и систем управления двигателями.

Поэтому создать САЗ для двигателя с ДОГГ с коэффициентом охвата аварийных ситуаций более 0,5-0,6 так и не смогли.

[Искандер]

М-мм,.. да...    Теоретик.

[Валерий Жилинский]

Salo пишет:
Поэтому создать САЗ для двигателя с ДОГГ с коэффициентом охвата аварийных ситуаций более 0,5-0,6 так и не смогли.

У нас много чего сделать "не смогли". Тем не менее это проблема инженерная, а не принципиальная. Кто-то не смог, а кто-то сможет.

[Salo]

Валерий Жилинский пишет:
У нас много чего сделать "не смогли".

Тыкните пальчиком в керосиновый западный ЖРД с ДОГГ.

[Дмитрий В.]

Несколько в сторону. Занятная компоновка:

http://www.alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/J2_vs_RL20P-3.png

[Валерий Жилинский]

Salo пишет:

Валерий Жилинский пишет:
У нас много чего сделать "не смогли".

Тыкните пальчиком в керосиновый западный ЖРД с ДОГГ.

Вообще-то я про схему газ-газ с раздельными турбокомпрессорами.

[Salo]

Турбокомпрессоры это из другой епархии.

[Гость22]

SGS_67 пишет:

Гость 22 пишет:
Кстати, про блокировку ТНА вы сами додумались?

Мне показалось это логичным.

Ну да, блокировать вал ТНА при его раскручивании - очень логично :-) Вы пионером не в Китае, случайноа, были? ;-)

[Гость22]

SGS_67 пишет: У Гахуна нет ничего про двигатели испарительной схемы. Так что вопрос остаётся в силе.

В данном случае отличие схем из книги от испарительной схемы - это конструкция газогенератора и источник тепла: в испарительной схеме "ГГ" - это камера двигателя. В обоих случаях ГГ питается компонентами, подаваемыми насосами из баков, и при надлежащем проектировании никакого запирания компонентов при раскрутке пусковыми газами нет и не будет (впрочем, для испарительной схемы никакого пускового газа и не нужно).

Надеюсь, по-поводу отсутствия запирания турбины пусковым газом возражений больше нет? Для этой-то цели примеров Гахуна должно быть достаточно.

SGS_67 пишет:

Гость 22 пишет:

SGS_67 пишет: Подача давления пускового (инертного) газа в турбину приведёт к росту давления в рубашке. А если давление в турбине будет больше давления наддува, метан в рубашку вовсе не пойдёт.

А куда, по-вашему, будет тратиться мощность турбины, раскручиваемой пусковым газом? Впрочем, вы же ТНА вообще блокировать предлагаете...

Естественно, на подачу компонентов.
Из которых метан, при отсутствии/недостатке испарения, просто зальёт турбину.

Хорошо, что на подачу компонентов :-) Что, по-вашему, происходит при этом с давлением компонентов?

И что значит "зальёт турбину"? Даже если метан при старте не газифицируется полностью и дойдет до турбины в виде жидкости или парожидкости, его вытеснит газами, идущими следом. Это сделает градиент давления.

[Salo]

http://cyberleninka.ru/article/n/kontseptsiya-sozdaniya-mnogorazovogo-marshevogo-kislorodno-metanovogo-zhidkostnogo-raketnogo-dvigatelya-v-kotorom-ispolzuetsya.pdf

 
На рис. 7 приведена фотография огневого пуска экспериментальной установки [4], результаты которого показали:
1. Экспериментальная установка моделирует основные схемные и конструктивные решения, заложенные в проекте перспективного ЖРД. На всех режимах рабочий процесс в камере был устойчив.
2. Экспериментально подтверждены параметры работы камеры и системы подачи двигателя на топливе кислород – СПГ.
3. Отработана логика системы аварийной защиты двигателя, работающего на окислительном генераторном газе и СПГ.
4. Испытания подтвердили правильность решений заложенных при разработке схемы двигателя, работающего на окислительном генераторном газе и СПГ с дополнительной турбиной ТНА.
5. Результаты испытаний в целом подтверждают возможность создания маршевого многоразового ЖРД на компонентах топлива кислород – СПГ по новой принципиальнойсхеме [3].
Выполненная работа продемонстрировала общую готовность предприятия к созданию нового отечественного маршевого ЖРД большой тяги на экологически чистом топливе для использования в перспективных многоразовых ракетно-космических системах.
 
В результате проведенных исследований можно сделать следующие выводы:
1. Разработанная концепция создания многоразового маршевого кислородно-метанового ЖРД, в котором используется ТНА с двумя турбинами на одном валу, одна из которых работает на генераторном газе с избытком кислорода, а вторая – на СПГ газифицированном в тракте охлаждения камеры, реализована на практике в виде действующей экспериментальной установки.
2. Экспериментальная установка, моделирующая основные конструктивные решения, заложенные в проекте нового многоразового кислородно-метанового ЖРД, продемонстрировала свою работоспособность.
3. Исследования показывают, что демонстрационный ЖРД тягой 290 - 390 кН может быть в короткие сроки (2 - 3 года) доведен до огневых испытаний, используя накопленный теоретический [2, 4] и практический [1, 3] опыт.
4. В развитие экспериментальных работ специалистами ОАО КБХА разработаны технические проекты кислородно-метановых двигателей тягой 290, 390 и 1960 кН. Определен облик кислородно-метановых ЖРД.
5. Организация – разработчик маршевого кислородно-метанового ЖРД с ТНА, в котором используются две турбины на одном валу, владеющая технологией его производства, обеспечит свое преимущественное присутствие на рынке космических услуг в течение 15 - 25 лет. При этом потенциальными заказчиками могут стать не только Федеральное космическое агентство, но и зарубежные коммерческие и государственные аэрокосмические организации.

Демонстрационный ЖРД тягой 40 тс уже передали на испытания

[SGS_67]

Искандер пишет:
Может быть...

С газ-газ понятно, но сложнее - два насоса без прямой механической связи причем один на холодном газе...

Если Вы про Раптор, то там обе турбины на горячем.
Холодная (испарительная) турбина в системе газ-газ на метане может быть только вспомогательной, Поскольку параметры рабочего тела плохо поддаются расчёту/регулированию.

[SGS_67]

Salo пишет: 
Поэтому создать САЗ для двигателя с ДОГГ с коэффициентом охвата аварийных ситуаций более 0,5-0,6 так и не смогли.

САЗ - это система аварийной защиты7

Если так,скажите, когда крайний раз такую пытались делать?

[SGS_67]

Deflang пишет:

SGS_67 пишет:
Не твоего ума это дело, обманщик сверхзвуковых птиц.

Ну да, куда ж мне до обезьяны, скрывающейся за твоим ником, которую посадили за пк, научили копипастить и пустили на технический форум  

Тебе, дятел, пристало б занять свой шесток и запомнить свой шестнадцатый номер.
В данной теме ты способен только с.ать. По причине природного хамства и технического скудоумия.

[SGS_67]

Искандер пишет:
М-мм,.. да...    Теоретик.

В данном случае, не совсем.
Хоть ЖРД своими руками собирать не приходилось, каюсь.

[Salo]

SGS_67 пишет:

Salo пишет:
Поэтому создать САЗ для двигателя с ДОГГ с коэффициентом охвата аварийных ситуаций более 0,5-0,6 так и не смогли.

САЗ - это система аварийной защиты7

Если так,скажите, когда крайний раз такую пытались делать?

Была ещё на Н-1.

[SGS_67]

Гость 22 пишет:

SGS_67 пишет: У Гахуна нет ничего про двигатели испарительной схемы. Так что вопрос остаётся в силе.

В данном случае отличие схем из книги от испарительной схемы - это конструкция газогенератора и источник тепла: в испарительной схеме "ГГ" - это камера двигателя.

Это так.
Но, в испарительной схеме на метане, это нерегулируемый источник тепла.
Тогда, как в "сжигательной" он регулируется при помощи быстродействующих устройств.

Собственно, сути вопроса это не меняет.

ЗЫ. Испарительные водородники просьба не поминать. Там, при умеренных тягах, можно позволить и быстрое регулирование, путём перепуска части Г в обход рубашки.

 В обоих случаях ГГ питается компонентами, подаваемыми насосами из баков, и при надлежащем проектировании никакого запирания компонентов при раскрутке пусковыми газами нет и не будет (впрочем, для испарительной схемы никакого пускового газа и не нужно).

Будет.
Поэтому, так делать никто не станет.

Для испарительной схемы может быть выгодна ограниченная по оборотам раскрутка ТНА на земле, перед пуском двигателя, при помощи дополнительного привода, как и было обозначено раньше.
Потому, что магистрали и компоненты тракта тёплые, а основная турбина, при работе в обратном цикле, будет создавать разрежение в рубашке (т.е., давление ниже атмосферного), способствуя, таким образом, интенсификации газообразования и быстрейшему запуску двигателя, что может быть существенно для связки.
В вакууме раскрутка турбонасоса перед пуском может и вовсе оказаться вредной, по причинам, обозначенным мною выше.

Да, вот и картинки, приведённые ув. Salo это подтверждают.
Жаль, что его комментариев по данному вопросу нет.

Надеюсь, по-поводу отсутствия запирания турбины пусковым газом возражений больше нет? Для этой-то цели примеров Гахуна должно быть достаточно.

Возражений нет, поскольку схема запуска, предложенная Вами в этой теме, нигде не применялась, и вряд ли будет применяться.
Примеров Гахуна недостаточно. Поскольку термодинамический баланс двигателя испарительной схемы там не представлен.

SGS_67 пишет:

Гость 22 пишет:

SGS_67 пишет: Подача давления пускового (инертного) газа в турбину приведёт к росту давления в рубашке. А если давление в турбине будет больше давления наддува, метан в рубашку вовсе не пойдёт.

А куда, по-вашему, будет тратиться мощность турбины, раскручиваемой пусковым газом? Впрочем, вы же ТНА вообще блокировать предлагаете...

Естественно, на подачу компонентов.
Из которых метан, при отсутствии/недостатке испарения, просто зальёт турбину.

Хорошо, что на подачу компонентов :-) Что, по-вашему, происходит при этом с давлением компонентов? 

И что значит "зальёт турбину"? Даже если метан при старте не газифицируется полностью и дойдет до турбины в виде жидкости или парожидкости, его вытеснит газами, идущими следом. Это сделает градиент давления.

Придётся повториться: в двигателе испарительной схемы подача пускового газа именно в рабочую турбину приведёт к росту давления в рубашке и уменьшению газообразования компонента в ней.
Вплоть до почти полного прекращения.
Ну, это, по-моему, очевидно...

По поводу попадания жидкости в раскрученную турбину - не думаю, что она этому обрадуется, если не сказать больше.