Лин, блин!

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:
Я уже приводил данные по вытеснительному двигателю. У него УИ 270 сек. При переходе к перекиси будет как раз около 250.

Посчитайте на внутреннее давление 25 атм алюминиевый бак вменяемого диаметра (не менее 500 мм), и Вам откроется. Массу газа и баллона не забудьте присовокупить.

Всё давно посчитано до нас.

Diameter (m): 1.678 m

Length(m): 2.7 m

Empty mass (tonnes): 0.36 t

Propellant mass (tonnes): 3.385 t

Total mass (tonnes): 3.745 t

Thrust (Vac tons): 3.175 t

ISP (Vac sec): 327 s

Вот только тут в баке 15 атм, а не 25. Поднимем давление до 25 атм - масса увеличится на 80-90 кг, вакуумный УИ и тяга немного возрастут. Массовое совершенство упадет с 0.096 до 0.116. Но смысла поднятия давления на верхних ступенях нет. Массовое совершенство первой ступени составит 0.12.

[Комодский Варан]

m-s Gelezniak пишет:
Что то с критикой у них совсен не то.

Совсем то. Степень расширения = 5.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:
Я уже приводил данные по вытеснительному двигателю. У него УИ 270 сек. При переходе к перекиси будет как раз около 250.

Посчитайте на внутреннее давление 25 атм алюминиевый бак вменяемого диаметра (не менее 500 мм), и Вам откроется. Массу газа и баллона не забудьте присовокупить.

Всё давно посчитано до нас.

Diameter (m): 1.678 m

Length(m): 2.7 m

Empty mass (tonnes): 0.36 t

Propellant mass (tonnes): 3.385 t

Total mass (tonnes): 3.745 t

Thrust (Vac tons): 3.175 t

ISP (Vac sec): 327 s

Вот только тут в баке 15 атм, а не 25. Поднимем давление до 25 атм - масса увеличится на 80-90 кг, вакуумный УИ и тяга немного возрастут. Массовое совершенство упадет с 0.096 до 0.116. Но смысла поднятия давления на верхних ступенях нет. Массовое совершенство первой ступени составит 0.12.

Не-не-не! Так не пойдет, мне не нужны таблички из инета, не имеющие отношения к российской технологоческой действительности. В мне приведите массовую сводку ракетного блока 1-й ступени с заправкой, скажем тонны 3. Вытеснительная подача, давление наддува 25 атм, Тяга ДУ, скажем, 6 т, давление в КС 10 атм, давление на срезе сопла 0,5 атм, ВПВ+ керосин. Материал баков - АМг-6Н, материал сухих отсеков Д16. с учетом технологических ограничений, естественно.

[m-s Gelezniak]

Комодский Варан

Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Что то с критикой у них совсен не то.

Совсем то. Степень расширения = 5.

Порно какое то... .

[Дмитрий В.]

m-s Gelezniak пишет:

Комодский Варан

Цитата
m-s Gelezniak пишет:
Что то с критикой у них совсен не то.

Совсем то. Степень расширения = 5.

Порно какое то... .

"Не порно, но задорно!"

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет: Не-не-не! Так не пойдет, мне не нужны таблички из инета, не имеющие отношения к российской технологоческой действительности.

Это всё объясняет.

Дмитрий В. пишет: В мне приведите массовую сводку ракетного блока 1-й ступени с заправкой, скажем тонны 3. Вытеснительная подача, давление наддува 25 атм, Тяга ДУ, скажем, 6 т, давление в КС 10 атм, давление на срезе сопла 0,5 атм, ВПВ+ керосин. Материал баков - АМг-6Н, материал сухих отсеков Д16. с учетом технологических ограничений, естественно.

Да без проблем. Про концентрацию перекиси умолчали, поэтому принимаем ее равной 95%. 

О/Г = 6
Плотность топливной пары = 1257 кг/м3
Плотность АМг-6 = 2640 кг/м3
σв = 400 МПа

Итак:

Баки с совмещенным днищем:
РЗТ = 3000 кг
Коэффициент заполнения = 0.92
Габариты бака: 1000*1000*3300 мм
d = 1.3*2.5 МПа*1 м/400 МПа = 8.125 мм, для расчетов возьмём 9 мм
S = 2*3.14*0.5 м*(3.3 м+0.5 м) = 12 м2
m = 12 м2*0.009 м*2640 кг/м3 = 285 кг, а с межбаком, топливопроводами, демпфирующими перегородками будет 320 кг

Масса гелия для наддува = 7.5 кг (подогрев до 500 К)
Масса композитного баллона для гелия = 50 кг
Масса ЖРД с тягой 6 тс = 80 кг 
Масса недозабора = 0 кг, ибо перекись вырабатывается полностью на катализаторном пакете, хоть и с меньшим УИ.
Массу СООБ, агрегатов отклонения камеры ЖРД, системы пожаро-взрывопредупреждения, кабельной сети и переходного отсека оценим в 50 кг.

Сухая масса = 507.5 кг
Полная масса = 3507 кг
Массовое совершенство = 507.5 кг/3507.5 кг = 0.145. 

Замечу, что тяга в 6 тс для нанолончера избыточна, она повлечет повышенные аэродинамические потери.
Применение ЖК вместо ВПВ позволит поместить баллон с гелием в бак ЖК, что уменьшит массу баллона для гелия в 3-4 раза. В совокупности со снижением тяги ЖРД до 4 тс это позволит улучшить массовое совершенство до 0.13, что и требовалось доказать. И это ещё без использования алюминий-литиевых сплавов.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет: Не-не-не! Так не пойдет, мне не нужны таблички из инета, не имеющие отношения к российской технологоческой действительности.

Это всё объясняет.

Дмитрий В. пишет: В мне приведите массовую сводку ракетного блока 1-й ступени с заправкой, скажем тонны 3. Вытеснительная подача, давление наддува 25 атм, Тяга ДУ, скажем, 6 т, давление в КС 10 атм, давление на срезе сопла 0,5 атм, ВПВ+ керосин. Материал баков - АМг-6Н, материал сухих отсеков Д16. с учетом технологических ограничений, естественно.

Да без проблем. Про концентрацию перекиси умолчали, поэтому принимаем ее равной 95%.

О/Г = 6
Плотность топливной пары = 1257 кг/м3
Плотность АМг-6 = 2640 кг/м3
σв = 400 МПа

Итак:

Баки с совмещенным днищем:
РЗТ = 3000 кг
Коэффициент заполнения = 0.92
Габариты бака: 1000*1000*3300 мм
d = 1.3*2.5 МПа*1 м/400 МПа = 8.125 мм, для расчетов возьмём 9 мм
S = 2*3.14*0.5 м*(3.3 м+0.5 м) = 12 м2
m = 12 м2*0.009 м*2640 кг/м3 = 285 кг, а с межбаком, топливопроводами, демпфирующими перегородками будет 320 кг

Масса гелия для наддува = 7.5 кг (подогрев до 500 К)
Масса композитного баллона для гелия = 50 кг
Масса ЖРД с тягой 6 тс = 80 кг
Масса недозабора = 0 кг, ибо перекись вырабатывается полностью на катализаторном пакете, хоть и с меньшим УИ.
Массу СООБ, агрегатов отклонения камеры ЖРД, системы пожаро-взрывопредупреждения, кабельной сети и переходного отсека оценим в 50 кг.

Сухая масса = 507.5 кг
Полная масса = 3507 кг
Массовое совершенство = 507.5 кг/3507.5 кг = 0.145.

Замечу, что тяга в 6 тс для нанолончера избыточна, и она повлечет повышенные аэродинамические потери.
Применение ЖК вместо ВПВ позволит поместить баллон с гелием в бак ЖК, что уменьшит массу баллона для гелия в 3-4 раза. В совокупности со снижением тяги ЖРД до 4 тс это позволит улучшить массовое совершенство до 0.13, что и требовалось доказать. И это ещё без использование алюминий-литиевых сплавов.

А бак с квадратным сечением?   Или как понимать габарит 1000*1000*3000 мм? Радиус бака какой?
Откуда взялся межбак для топливного отсека с совмещенными днищами?
Как учтено ослабления в районе сварного шва?
Перекись дорабатывает, конечно, но не в ноль, также как и горючее. Процента 1,5 оставьте на незабор, побойтесь Бога
СПВП на нанолончере? Хм, смело, ну, да ладно, пусть в массу резерва пойдет.
Масса двигателя 80 кг - ладно, готов принять, хотя более вероятное значение 120 кг (надо же катпакет запихнуть куда-то).
По газу пока спорить не буду - лень считать.
Как я понимаю, днища в расчете приняты плоскими? И если да, то судя по формуле расчета площади радиус бака все же 0,5 м, тогда ошибка в формуле расчета толщины стенок (в сторону завышения).

Что касается тяги - то она в самый раз: при стартовой массе 3-хступенчатого нанолончера в 4,5-4,8  т тяговооруженность приемлемая. А вот диаметр в 1 м "ставит крест" на всей затее - именно здесь резко растут аэродинамические потери (а вовсе не от тяговооруженности) - нагрузка на мидель маленькая.

Так что, Вам надо подтянуть уровень подготовки и продолжить свои экзерциции.

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет: 
А бак с квадратным сечением?    Или как понимать габарит 1000*1000*3000 мм? Радиус бака какой?

длина*ширина*высота. Бак круглого сечения. Радиус 500 мм.

Дмитрий В. пишет: 
Откуда взялся межбак для топливного отсека с совмещенными днищами?

Имел ввиду массу совмещенного днища.

Дмитрий В. пишет: 
Как учтено ослабления в районе сварного шва?

Добавил почти 1 мм к толщине стенок бака.

Дмитрий В. пишет: 
Перекись дорабатывает, конечно, но не в ноль, также как и горючее. Процента 1,5 оставьте на незабор, побойтесь Бога    

Отнюдь. У нормальных РН масса недозабора составляет 0.5% (у РБ 1%). Или опять будем ориентироваться на "отечественные изделия"    ?

Дмитрий В. пишет: 
Как я понимаю, днища в расчете приняты плоскими? И если да, то судя по формуле расчета площади радиус бака все же 0,5 м, тогда ошибка в формуле расчета толщины стенок (в сторону завышения).

Вот и отлично, баки будут ещё легче, массовое совершенство ещё лучше.

Дмитрий В. пишет: 
Что касается тяги - то она в самый раз: при стартовой массе 3-хступенчатого нанолончера в 4,5-4,8 т тяговооруженность приемлемая. А вот диаметр в 1 м "ставит крест" на всей затее - именно здесь резко растут аэродинамические потери (а вовсе не от тяговооруженности) - нагрузка на мидель маленькая.

Большой диаметр позволяет ставить ВСН с бОльшей степенью расширения, чем, скажем при диаметре 0.8 м. Большие аэродинамические потери окупятся большим вакуумным УИ. И транспортабельность будет получше.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет: 
Отнюдь. У нормальных РН масса недозабора составляет 0.5% (у РБ 1%). Или опять будем ориентироваться на "отечественные изделия"    ?
Вот и отлично, баки будут ещё легче, массовое совершенство ещё лучше.

Дмитрий В. пишет:
Что касается тяги - то она в самый раз: при стартовой массе 3-хступенчатого нанолончера в 4,5-4,8 т тяговооруженность приемлемая. А вот диаметр в 1 м "ставит крест" на всей затее - именно здесь резко растут аэродинамические потери (а вовсе не от тяговооруженности) - нагрузка на мидель маленькая.

Большой диаметр позволяет ставить ВСН с бОльшей степенью расширения, чем, скажем при диаметре 0.8 м. Большие аэродинамические потери окупятся большим вакуумным УИ. И транспортабельность будет получше.

Вот пример бы реальный откуда взялись 0,5-1%, с цифрами.
Виртуальные продувки Таймыра, выполненные на одном из предприятий отрасли, показали, что при увеличении диаметра корпуса с 500 до 900 мм лобовое сопротивление увеличивается примерно в 1,6 раза. Так что, поосторожнее с диаметром: даже рост степени расширения сопла может не окупить роста аэродинамических потерь, тем более что увеличение размеров сопла увеличивает конечную. массу ступени.

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет: увеличение размеров сопла увеличивает конечную. массу ступени.

ВСН имеет массу 10-20 кг, это пренебрежимо мало. А прирост УИ: 10-15 сек.

Дмитрий В. пишет: Так что, поосторожнее с диаметром

Аэродинамические потери у нанолончера в диаметре 1 м примерно 300 м/с, у аналогичного в диаметре 0.8 м 200 м/с. Эта разница с лихвой перекрывается повышением УИ на 10 сек.

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет: 
Вот пример бы реальный откуда взялись 0,5-1%, с цифрами.

Just to add some more confusion, in this 2013 lecture, at 31:10, Elon Musk says the then-current version first stage had a mass fraction of 94%, and the new first stage (presumably the current one) will have a mass fraction of 95.5%.  The values give a lower empty mass.  For the non-densified 386t of fuel, 94% pmf gives an empty mass of 25t.  For the new design with 418t of fuel, a 95.5% pmf gives an empty mass of 20t.

This still might be compatible with Hans's landing mass of 27t.   Perhaps 20t of basic structure, 2t of legs, 3t of interstage (anyone have any idea of how much an interstage weighs?) and 2t of residuals (enough for 8 seconds of single-engine operation). 

2/418*100% = 0.478%.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:
Вот пример бы реальный откуда взялись 0,5-1%, с цифрами.

Just to add some more confusion, in this 2013 lecture , at 31:10, Elon Musk says the then-current version first stage had a mass fraction of 94%, and the new first stage (presumably the current one) will have a mass fraction of 95.5%. The values give a lower empty mass. For the non-densified 386t of fuel, 94% pmf gives an empty mass of 25t. For the new design with 418t of fuel, a 95.5% pmf gives an empty mass of 20t.

This still might be compatible with Hans's landing mass of 27t. Perhaps 20t of basic structure, 2t of legs, 3t of interstage (anyone have any idea of how much an interstage weighs?) and 2t of residuals (enough for 8 seconds of single-engine operation).

2/418*100% = 0.478%.

Я уж думал, что серьезное, а здесь только предположения и гадания на кофейной гуще.

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:
Вот пример бы реальный откуда взялись 0,5-1%, с цифрами.

Just to add some more confusion, in this 2013 lecture , at 31:10, Elon Musk says the then-current version first stage had a mass fraction of 94%, and the new first stage (presumably the current one) will have a mass fraction of 95.5%. The values give a lower empty mass. For the non-densified 386t of fuel, 94% pmf gives an empty mass of 25t. For the new design with 418t of fuel, a 95.5% pmf gives an empty mass of 20t.

This still might be compatible with Hans's landing mass of 27t. Perhaps 20t of basic structure, 2t of legs, 3t of interstage (anyone have any idea of how much an interstage weighs?) and 2t of residuals (enough for 8 seconds of single-engine operation).

2/418*100% = 0.478%.

Я уж думал, что серьезное, а здесь только предположения и гадания на кофейной гуще.

Всегда при расчетах принимается масса недозабора 0.5%, на верхних ступенях - около 1%.

First stages often have residuals on the order of 0.5%, which means that your burnout mass in real life will be higher than just the dry mass, it'll be (wet mass - dry mass) * 0.5% + dry mass. For upper stages, the residuals are often higher, like on the order of 1%

First Stage
Gross Mass:  305.83 tonnes (assume one tonne added for interstage)
Final Mass:   23.16 tonnes (assume 0.5% residual for all stages)
Average ISP:  328 sec

The final component of scale-dependent weight is the propellant residuals, which are routinely expressed as a fraction f of the loaded propellant (typically between 0.5 and 1 percent):

И даже на сайте НАСА:

A volume of approximately 24 liters per tank would allow a propellant load of 18 kg of MMH or 30 kg of MON3 to be accommodated with 10% ullage and 0.5% residual volumes.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:
Всегда при расчетах принимается масса недозабора 0.5%, на верхних ступенях - около 1%.

Кем принимается?
Вы мне примеры конкретных изделий ракетной техники приведите с указанием на конкретные, реальные данные по относительным массам остатков топлива и газов. А то, Вы и 0% принимаете:D

[garg]

Хотел создать темку - но прав не хватило. Потому оставлю тут, ибо в чем-то близкородствено:

Буквально в начале недели наткнулся на короткую и малоинформативную заметку об очередном проекте микроланчера. И топливо банальное - керосин с перекисью, и ПН - 100 кг - бодрый среднячек среди родственников. Композиты с вытесниловкой опять таки каждый второй ныне пытается использовать.  Пуск - в один лям, тоже в пределах разумного, хотя и очень интересна удельная цена килограмма для этого класса (10 тыщ/кг) 

Казалось бы -что тут такого. Но все меняет 2 детали рвущие шаблон: Это SSTO и линейный клиновоздушный движок. Честно - все вместе у меня в голове не укладывается.

Вот первоначальная разорвавшая мне мозг ссылка из заметки.
Вот найденный сайт производителей с пиаром

Ключевые параметры чисто для быстрого ознакомления:
Диаметр - 1,5 метра
Сухая масса - 550 кг,
Стартовая - 16290 кг,
Тяга у земли / в пустоте - 22,9 т / 33,5 т
Импульс isl / vac - 230 / 314 c
Давление в баках / в камере сгорания 20 / 16 бар. 
Подробнее в последней ссылке.

Как вам такие чудеса химеростроения?

[Комодский Варан]

garg, сейчас Дмитрий В. придёт и скажет, что такого массового совершенства не бывает.
Хотя там всё вполне реально, если сравнивать с первой ступенью BA-2.

И вообще очень хорошо, что растет интерес к вытеснительной подаче, за ней будущее. Это только у нас могут запихнуть ТНА даже в систему ориентации КА.

[Дмитрий В.]

garg пишет:
Хотел создать темку - но прав не хватило. Потому оставлю тут, ибо в чем-то близкородствено:

Буквально в начале недели наткнулся на короткую и малоинформативную заметку об очередном проекте микроланчера. И топливо банальное - керосин с перекисью, и ПН - 100 кг - бодрый среднячек среди родственников. Композиты с вытесниловкой опять таки каждый второй ныне пытается использовать. Пуск - в один лям, тоже в пределах разумного, хотя и очень интересна удельная цена килограмма для этого класса (10 тыщ/кг)

Казалось бы -что тут такого. Но все меняет 2 детали рвущие шаблон: Это SSTO и линейный клиновоздушный движок. Честно - все вместе у меня в голове не укладывается.

Вот первоначальная разорвавшая мне мозг ссылка из заметки.
Вот найденный сайт производителей с пиаром

Ключевые параметры чисто для быстрого ознакомления:
Диаметр - 1,5 метра
Сухая масса - 550 кг,
Стартовая - 16290 кг,
Тяга у земли / в пустоте - 22,9 т / 33,5 т
Импульс isl / vac - 230 / 314 c
Давление в баках / в камере сгорания 20 / 16 бар.
Подробнее в последней ссылке.

Как вам такие чудеса химеростроения?

О! Лидеры мирового ракетостроения - румыны и австрийцы - отметились! :-)
Так, чисто для прикола - прикиньте перегрузку в конце работы двигателя.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:
garg, сейчас Дмитрий В. придёт и скажет, что такого массового совершенства не бывает.
Хотя там всё вполне реально, если сравнивать с первой ступенью BA-2.

И вообще очень хорошо, что растет интерес к вытеснительной подаче, за ней будущее. Это только у нас могут запихнуть ТНА даже в систему ориентации КА.

Будущее у вытесниловки - узкая ниша вспомогательных ДУ и небольшие разгонные блоки/верхние ступени.

[Сергей]

garg пишет:
Вот найденный сайт производителей с пиаром

Там , если пощелкать, есть и еще красивые картинки, пневмосхема ДУ, текст.

[Сергей]

Дмитрий В. пишет:
Так, чисто для прикола - прикиньте перегрузку в конце работы двигателя.
               
                  

Ну это у них регулируется отсечкой нужным количеством камер.