Носитель на прямоточном твердо топливном ракетном двигателе.

[Serge]

Предлагаю обсудить возможность создания РН на прямоточном РДТТ. 

Неоднократно в разных темах и тут на форуме и на других форумах поднимался вопрос удельного импульса. В ракетной технике все в конечном счете сводится к нему. Именно его повышение позволит резко удешивить и сделать РН более мощными. Освоить как минимум Луну и начать планирование пилотируемых полетов к другим планетам на деле.

Вопрос - почему бы не попытаться разработать РН у которого первая ступень будет сделана как прямоточный РДТТ ?
В военном деле такие двигатели уже использовались, причем успешно. Как правило на ЗУР систем ПВО, Для примера - http://pvo.guns.ru/s75/17d/17d.htm ( ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 17Д ЗРК С-75 ).

Видится следующая схема :
1. Твердотопливные ракетные бустеры использующиеся только для разгона до скорости работы ПРДТТ. 
2. Большая первая ступень ПРДТТ на современных топливах.
3. Третья ступень по сути уже космический аппарат (разгонный блок) с кислород-водородным двигателем.

Ступень с ПРДТТ должна не просто поднять КА в верхние слои атмосферы , а еще и разогнать в них до скоростей близких к орбитальной. Так что бы на сам КА приходился минимум "доразгона".

Плюс такой схемы - удельный импульс в несколько раз превосходящий уи обычных ракетных двигателей.
Второй плюс - простота двигателя ПРДТТ после его разработки за счет своей простоты должен стоить в изготовлении в разы дешевле ЖРД.

Получается высокий УИ + Высокая мощность + Простота (удешивление) изготовления. К этому можно добавить имеющийся задел в области технологий в военном использовании и двойное назначение разработки - пойдет не только в гражданку но и будет интересна военным. Можно расчитывать на финансирование разработок с их стороны.

[Serge]

Добавлю - вот пример подобной ракеты разработанной еще в середине прошлого века для военных целей :

Межконтинентальная баллистическая ракета "ГНОМ"
"Гном" - трехступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета, оснащенная прямоточным твердотопливным маршевым двигателем первой ступени, твердотопливными двигателями второй и третьей ступеней и ускорителем. Проектирование велась с начала 60-х годов в КБ машиностроения (г. Коломна) под руководством Бориса Шавырина.
Пуск ракеты осуществлял ускоритель - четырёхсопловой РДТТ на смесевом топливе, размещавшийся внутри марешевого двигателя первой ступени, который разгонял ее до скорости 1.75М. Отработав, ускоритель отделялся и включалась первая ступень. Двигетель первой ступени - твердотопливный прямоточный воздушный реактивный двигателей (ВРД). Ракета выходила на полётную траекторию. Прямоточный двигатель работал 60-70 секунд, до достижения ракетой скорости 5,5М. После отделения прямоточного ВРД включалась вторая ступень, а затем третья ступень. Вторая и третья ступени были оснащены двигателями на твердом смесевом топливе.



Почти то что нужно, только последние ступени заменяются разгонным блоком на ЖРД для спутников или КА для пилотируемых полетов.

Взято здесь :  http://www.kap-yar.ru/index.php?pg=241

[Плейшнер]

Serge пишет:
В военном деле такие двигатели уже использовались, причем успешно.

То что используется успешно, всегда находит свое продолжение, а 17д и 22д так и не приняли на вооруждение, в чем успех?

[Антикосмит]

Интересна тут цифра в 5,5 м. Можно ли подобного рода двигатели использовать для достижения и поддержания гиперзвуковых скоростей. Вроде бы можно, но как долго и на какой высоте.

[Serge]

В конце статьи по 22 ой подводят итог почему их не приняли на вооружение - чисто по требованиям военных и постепенному устареванию самой системы с-75, плюс имеющиеся ракеты были отработаны и массово выпускались. Военные решили из чисто военного прагматизма.

В чем успешность и 17 и 22 - в том что ракеты были полностью разработаны, успешно прошли испытания и соответствовали затребованным характеристикам.

Здесь они , так же как и не летавший "Гном" приведены только для примера. Тем более что уже 21 век и возможности по материалам стали гораздо выше.

Вопрос в самом подходе почему не используется данная концепция ? Хорошо - пока нет гиперзвуковых прдтт , но сверхзвуковые как видно были сделаны еще тогда. То есть можно экономить как минимум на первой ступени ракеты - получая в разы более высокий уи при мощности нормального ракетного двигателя. Соответственно получать большие массовые возможности по следующим ступеням и выводу пн в космос. Да еще сам движок проще и дешевле жрд.
Вообще , на сколько понимаю , именно ттд это лучший путь экономии на движках т.к. они гораздо дешевле и проще жрд, сразу же отпадают все проблемы многоразовости и цены. Так тут, в прямоточных, еще и уи резко выше.
Получается вполне разумный и уже опробованный еще в прошлом веке подход. Пока нет гиперзвуковых - делаем сверхзвуковые для 1 ступени. Заодно развиваем технологию, при появлении гиперзвукового прдтт добавляем еще одну ступень на нем и получаем великолепную, мощную и дешевую систему для выхода в космос.

[Serge]

Антикосмит пишет:
Интересна тут цифра в 5,5 м. Можно ли подобного рода двигатели использовать для достижения и поддержания гиперзвуковых скоростей. Вроде бы можно, но как долго и на какой высоте.

Там в статье есть эта информация - прямоток до 20 км , дальше как обычный ттд или жрд следующей ступени. Но это еще в прошлом веке. Интересно посмотреть что уже сделанно сейчас.

Вот тут есть интересный общий обзор http://www.testpilot.ru/review/hiper/hyper.htm  , добавление - по этому обзору - извеняюсь тут только на жидких и газообразных топливах и т.п. твердотопливных нет.

А вообще сейчас и в сша и у нас вроде бы нацелены на прямоточный гиперзвук для замены обычных баллистических ракет в перспективе (для преодоления про). 
То есть военные могли бы быть вполне заинтересованны в разработки такой гражданской ракеты для дальнейшего использования у себя.

[garg]

Мне кажется тут проблемка в больших перегрузках, и в недостаточной высоте переключения на ЖРД второй ступени. Первые ступени в классической ракете-носителе вроде как отрабатывают скорости до 2,5 - 3 км/с и высот не менее 40 км. А тут все еще большое аэродинамическое сопротивление, да и вектор скорости наверняка слишком пологий для такой высоты. 

Или я что то не так понимаю?

[Serge]

Я не знаю таких тонкостей. Возник вопрос и пришел к вам на форум. На сколько читал другие темы здесь достаточно много людей хорошо разбирающихся в данных вопросах.

[supermen]

Serge пишет:
Вопрос в самом подходе почему не используется данная концепция ? Хорошо - пока нет гиперзвуковых прдтт , но сверхзвуковые как видно были сделаны еще тогда. То есть можно экономить как минимум на первой ступени ракеты - получая в разы более высокий уи при мощности нормального ракетного двигателя. Соответственно получать большие массовые возможности по следующим ступеням и выводу пн в космос. Да еще сам движок проще и дешевле жрд.

РДТТ с одной стороны проще, вроде шашка и шашка, а с другой управление вектором тяги и расходом в ЖРД гораздо понятнее. Да и насчет дешевизны вопрос не однозначный.

[Serge]

Еще вопрос по современным прямоточным ттрд. Если в 60х того века движок работал до 20 км. То на сколько увеличились возможности сейчас ? Плюс первая ступень поднимающая до 20 км и разгоняющая при этом до нескольких махов то же неплохо , и в перспективе вторая ступень на гиперзвуке - там все будет еще лучше и высоты более 30 км.

Самое главное тут два несомненных плюса - простота и дешевизна производства уже разработанного двигателя. И второй плюс отличный удельный импульс.

Разве не перспективно ? Я так прикидывал что еще такого было бы так же дешево и эффективно - ничего нет даже в разработках. Или дорого и фантастично типа Скайлона или ЯРД. Или попытка сделать многоразовое , но после шаттлов что то сомнительно что это правильный путь.

[октоген]

 



 Уж больно разные условия горения на скоростях от 3 до 8 и более махов. Тупо не успевает гореть водород, не говоря уже про всякие продукты сгорания газогенератора на твердом топливе. А 6 м-это менее 2 км в сек, что не дотягивает до скорости разделения  существующих ракет-носителей. А эти 6М еще получить нужно...


В общем и целом " мыши плакали, кололись, но продолжали кусать кактус"

[Плейшнер]

supermen пишет:
РДТТ с одной стороны проще, вроде шашка и шашка, а с другой управление вектором тяги и расходом в ЖРД гораздо понятнее. Да и насчет дешевизны вопрос не однозначный.
               
                  

Да и развитие ракет показывает, что  в каком-либо классе ракет сначала появляются жидкостные, а потом уже твердотопливные. По крайней мере так было с зенитными, потом с тактическими, средней дальности, межконтинентальными. Гиперзвуковые вряд ли станут исключением, управлять горением жидкого топлива всегда легче

[garg]

Serge пишет:
 Я так прикидывал что еще такого было бы так же дешево и эффективно - ничего нет даже в разработках. Или дорого и фантастично типа Скайлона или ЯРД. Или попытка сделать многоразовое , но после шаттлов что то сомнительно что это правильный путь.

Ну шатлы сейчас никто повторять вроде и не собирается. А Скайлон - на данном этапе не намного более фантастичен чем ГПВРД . И там и там движки еще не сделали. Причем у скайлона - эксплуатационные условия воздушного режима все таки по проще. А главную заковырку - охладитель официально сделали. 
ГПВРД же сколько лет делают - а рабочих образцов все нет.
А Венчур стар - тоже одноступ планировался на водороде - вложить достаточно бабла и получиться могло дельное изделие (термические нагрузки у пустых бочек при сходе с орбиты всеж поменьше чем у космоплана.)

[Посторонний]

Serge пишет:
и в перспективе вторая ступень на гиперзвуке - там все будет еще лучше и высоты более 30 км.

На этих высотах воздух разрежённый и у него малая плотность. Не будет требуемого расхода рабочего тела.
Про гиперзвуковые прямоточные двигатели забудьте.
Обычные сверхзвуковые прямоточны двигатели можно было бы использовать в нижних слоях атмосферы, где плотность воздуха большая. Диаметр воздухозаборника каждого из прямоточных двигателей всё равно будет соизмерим с диаметром самой ракеты, если хочется, чтобы тяга прямоточных двигателей была хотя бы соизмерима с тягой ракетных двигателей первой ступени.

[Serge]

Спасибо тем кто отписался. Основную проблему уловил - все таки они серьезно не дотягивают до требуемых скоростей и высот в режиме прямоточника. 

На столько красиво как я предствлял не будет , понятно почему это направление не реализовано.

Хотя само по себе оно все таки красиво хоть пока и не достижимо - средство выведения с простотой ттрд и удельным импульсом воздушно реактивного двигателя... з-зх.

[Serge]

Можно все таки попытаться проработать такой вариант для сверхлегких ракет. Первая ступень ракет для запуска микро и нано спутников.

[Александр Ч.]

А от того, что спутник будет микро или нано, изменится высота?

[Serge]

первая ступень поднимающая до 20 км будет иметь уи воздушно-реактивного двигателя. Это уменьшит стоимость запуска. До 20 км как раз уже пройдены самые плотные слои атмосферы основные аэродинамические потери позади.

дальше этот же движок работает как чистый рдтт.

если это направление развивать надо с чего то начинать. а легкие ракеты это не такие большие топливные шашки что технологически легче сделать.

Хотя бы первая ступень за счет прямотока увеличивающая полезную нагрузку и снижающая стоимость. уже был бы большой плюс.

Сейчас много где пишут что спрос на доставку микро и нано спутников в космос в ближайшие годы будет быстро расти - неплохая ниша для развития такой технологии.

Понятно что со скоростью полный пролет - прямоток на требуемых скоростях не работает даже с жидким топливом, как выше писали. Но возможность просто поднять нагрузку до 20 км по высоте в режиме воздушно реактивного двигателя , а потом разгоняться должно неплохо сыграть на стоимости кг выведенного на орбиту.

[Александр Ч.]

На дворе был кол. На колу мочало. Начинаем все с начала.
Найдите в вики статью про формулу Циолковского и посчитайте. Школьного курса математики для этого достаточно.

[C-300]

Serge пишет:
Плюс такой схемы - удельный импульс в несколько раз превосходящий уи обычных ракетных двигателей.

На небольшом участке траектории. Прямоточные двигатели эффективны при работе на определённом режиме (под режимом понимаю скорость полёта и внешнее давление). При отклонении от него полётный кпд падает. Также нужно учитывать тот факт, что массовое совершенство РПД хуже, чему ракет с РДТТ или ЖРД.

Serge пишет:
Второй плюс - простота двигателя ПРДТТ после его разработки за счет своей простоты должен стоить в изготовлении в разы дешевле ЖРД.

РПД не так прост. Встают вопросы распыла топлива, его полного сгорания, работы РПД на изменяющихся режимах. Наконец, отработка РПД в наземных условиях - тоже не подарок.

РПД обеспечивает работу лишь на небольшом участке траектории - воздушном, при ухудшении массового совершенства (что соответствует усложнению и удорожанию комплекса). В общем, овчинка выделки не стоит. Уже обсуждалось на этом форуме годом раньше или около того.

[Serge]

Александр Хороших пишет: 

На небольшом участке траектории. Прямоточные двигатели эффективны при работе на определённом режиме (под режимом понимаю скорость полёта и внешнее давление). При отклонении от него полётный кпд падает. Также нужно учитывать тот факт, что массовое совершенство РПД хуже, чему ракет с РДТТ или ЖРД

РПД не так прост. Встают вопросы распыла топлива, его полного сгорания, работы РПД на изменяющихся режимах. Наконец, отработка РПД в наземных условиях - тоже не подарок.

РПД обеспечивает работу лишь на небольшом участке траектории - воздушном, при ухудшении массового совершенства (что соответствует усложнению и удорожанию комплекса). В общем, овчинка выделки не стоит. Уже обсуждалось на этом форуме годом раньше или около того.

Спасибо за ответ, а не подскажите как та тема называлось. Интересно почитать.

[C-300]

Serge пишет:
а не подскажите как та тема называлось. Интересно почитать.

Да вот как раз там ничего интересного нет    Вот: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic12888/
Ещё рекомендую к прочтению вот эту статью: http://militaryrussia.ru/blog/topic-801.html

И, раз тема заинтересовала, поищите книжку по РПД - помню, была такая.

[Serge]

еще раз спасибо.

[Имxотеп]

Касательно рдтт-прямоточников: пока можно констатировать зачаточный уровень развития данной темы. В литературе есть лишь единичные упоминания по экспериментальным исследованиях на сейсчет. Я нашел только одну статью, где было получено успешное горение твердого топлива на сверхзвуке, в условиях, соответствующих M=5.
Касательно прямоточников вообще - все не так однозначно. Есть проблемы, но есть и перспективы их решения. Например в 90е-2000е годы у французов была программа PREPHA по концептуальному исследованию прямоточников, в том числе применительно к одноступенчатым и двухступенчатым носителям. Были рассмотрены все упомянутые выше недостатки, как то массовое совершенство, тяговая эффективность, сложность аэрокосмических причиндалов и сформулирована концепция системы, в многом лишенной изъянов традиционных "самолетных" схем. Концепция эта весьма напоминала "Гном".


Первая ступень ускоряла аппарат до скорости 1.5 Маха, после чего включался двухрежимный прямоточник, работавший до скорости 12 М. Дальше довыведение по обычной схеме. Благодаря простой осесимметричной конструкции по массовому совершенству аппарат был близок к типичным образцам ракетной техники. Большая площадь воздухозаборника обеспечивала большую тягу - разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов. Меньше было проблем с теплом и прочностью, меньше сложность двигателя как такового.
Это был безусловно чистый проект, без претензий на воплощение, но весьма показательный в плане технических решений. Если и создадут когда-либо дешевый водородный прямоточник, наилучшим его применением в АКС будет видимо вот такая "гномоподобная" схема, а не монструозные аэрокосмические самолеты с разнообразными многорежимными движками.

[Александр Ч.]

Имxотеп пишет:
разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов.

А у классической ракеты?

[Serge]

Александр Ч. пишет:

Имxотеп пишет:
разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов.

А у классической ракеты?

С классической ракетой скорее стоит сравнивать не время разгона , а потраченную на этот разгон массу топлива.

[Serge]

Имxотеп пишет:
Касательно рдтт-прямоточников: пока можно констатировать зачаточный уровень развития данной темы. В литературе есть лишь единичные упоминания по экспериментальным исследованиях на сейсчет. Я нашел только одну статью, где было получено успешное горение твердого топлива на сверхзвуке, в условиях, соответствующих M=5.
Касательно прямоточников вообще - все не так однозначно. Есть проблемы, но есть и перспективы их решения. Например в 90е-2000е годы у французов была программа PREPHA по концептуальному исследованию прямоточников, в том числе применительно к одноступенчатым и двухступенчатым носителям. Были рассмотрены все упомянутые выше недостатки, как то массовое совершенство, тяговая эффективность, сложность аэрокосмических причиндалов и сформулирована концепция системы, в многом лишенной изъянов традиционных "самолетных" схем. Концепция эта весьма напоминала "Гном".
 
 
Первая ступень ускоряла аппарат до скорости 1.5 Маха, после чего включался двухрежимный прямоточник, работавший до скорости 12 М. Дальше довыведение по обычной схеме. Благодаря простой осесимметричной конструкции по массовому совершенству аппарат был близок к типичным образцам ракетной техники. Большая площадь воздухозаборника обеспечивала большую тягу - разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов. Меньше было проблем с теплом и прочностью, меньше сложность двигателя как такового.
Это был безусловно чистый проект, без претензий на воплощение, но весьма показательный в плане технических решений. Если и создадут когда-либо дешевый водородный прямоточник, наилучшим его применением в АКС будет видимо вот такая "гномоподобная" схема, а не монструозные аэрокосмические самолеты с разнообразными многорежимными движками.

Спасибо. Очень интересно. Разница с Гномом скорее всего из за требования военных - им нужны были меньшие габариты. А в гражданке можно спокойно приделывать разгонную ступень как угодно.

п.с. А почему я не могу поставить плюс интересному сообщению ? Есть какие то ограничения ?

[Serge]

И еще интересно , а если сделать воздухозаборник с изменяемой площадью, это позволило бы воспользоваться прямоточником на больших высотах и скоростях ?

На сколько я понимаю у таких двигателей большой плюс именно в дожигании топлива - основное горение идет в РДТТ, на него никак не влияет прямоток и его режимы. В поток воздух попадают переобогащенные топливом продукты сгорания которые уже перегреты - то есть нет проблем с горением как в классическом прямоточном двигателе из воздушно-реактивного. 

[Александр Ч.]

Serge пишет:

Александр Ч. пишет:

Имxотеп пишет:
разгон до 12 М занимал всего 200 секунд, против 1000-1500 с у "самолетных" вариантов.

А у классической ракеты?

С классической ракетой скорее стоит сравнивать не время разгона , а потраченную на этот разгон массу топлива.

Которое стоит доли процента от общей стоимости. Т.е. предлагаете экономить на спичках, сжигая вместо них банкноты?

[Serge]

Александр Ч. пишет: 
Которое стоит доли процента от общей стоимости. Т.е. предлагаете экономить на спичках, сжигая вместо них банкноты?

Меньшая масса топлива - меньшие габариты ракеты - меньшая мощность и в целом параметры двигателя - меньшая цена не только по топливу но и самого двигателя.

РДТТ проще и ЖРД двигателей и классических реактивных это так же меньшая цена.

Можно зайти и с другой стороны - взять топлива столько же сколько на обычной ракете - что это даст при более высоком уи ? Это даст большую массу полезной нагрузки - следовательно опять же меньшую стоимость килограмма выведенного на орбиту.

Если даже цена РН остается прежней , но при этом ПН возврастает в два раза за счет УИ - то уже стоимость каждого выведенного килограмма становиться в два раза меньше.

а вы все меряете на вес топлива.

[Александр Ч.]

Serge пишет:
а вы все меряете на вес топлива.  

Вообще-то количеством топлива "меряетесь" Вы. Как с расчётами по формуле Циолковского?

[Serge]

Рано с формулой Циолковского прикидывать - сначала нужно посмотреть до каких скоростей и удельного импульса в максимуме можно довести работу на именно таком прямоточнике. Причем именно для подобной ракеты, а не для обычного прямоточного двигателя разрабатываемого под самолеты и т.п.

Если брать обычный прямоточник с его ограничениями по высотам и скоростям - тут выше есть ссылка на старую тему , то это будет одно.
Если это будет вот такой прямоточник на РДТТ с основным горением в ракетном двигателе и дожиганием в потоке воздуха, и если он будет работать на высотах 30+ км и скоростях  10+ м, а лучше 20+ м это будет уже совсем другое.

Рановато все таки отбрасывать этот вариант ракетоносителей.

[C-300]

Имxотеп пишет:
Касательно рдтт-прямоточников: пока можно констатировать зачаточный уровень развития данной темы. В литературе есть лишь единичные упоминания по экспериментальным исследованиях на сейсчет.

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/sorokin/rpd/sorokin-yan-rpd2010.pdf
http://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=2882010

[Имxотеп]

Александр Хороших пишет:
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/sorokin/rpd/sorokin-yan-rpd2010.pdf
 http://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=2882010

Нереально мощные книжки.
Однако видимо мы говорим о разных вещах. Там в сущности рассматриваются разновидности ПВРД с дозвуковым горением - вещь изученная и реализованная. Тогда как для АКС крайне желательны прямоточники со сверхзвуковым горением и вот они-то в твердотопливном варианте не реализованы почти никак.

Serge пишет:
Рано с формулой Циолковского прикидывать - сначала нужно посмотреть до каких скоростей и удельного импульса в максимуме можно довести работу на именно таком прямоточнике

Нет расчета - нет идеи.
Если уж вам так это интересно, сделайте простейшие прикидки для системы с прямоточной ступенью с УИ ~1000 с, работающей в диапазоне 1.5-5 М. Рассчитайте нужную тягу, требуемую площадь воздухозаборника, массу ПВРД (это где-то около 1000 кг на 1 м2 воздухозаборника). Остальное - по обычным ракетным формулкам.

[C-300]

Имxотеп пишет:
. Тогда как для АКС крайне желательны прямоточники со сверхзвуковым горением и вот они-то в твердотопливном варианте не реализованы почти никак.

Ой! Для АКС?! А я думал, рассматривается просто первая ступень с ракетно-прямоточным двигателем. 
В любом случае, смысла особо не вижу - конструкция ракеты усложняется. выигрыш в УИ съедается плохим массовым совершенством. 
Смысл-то не в большом УИ, а в цене кг на орбите.