РН Феникс

[Вернер П.]

Сергей пишет:
При запасах прочности более трех, материал работает в упругой зоне(а это миллионы допустимых циклов нагружения) и никакой усталостью металла здесь и не пахнет.

А какие характерные частоты вибрации летящей ракеты? С частотой вращения ТНА?

[Вернер П.]

Сергей пишет:  При запасах прочности более трех.

Кстати, да. При запасе прочности более трех, чтобы кронштейн отломился от банальной перегрузки, его надо пропилить наполовину

[Дмитрий В.]

Плейшнер пишет:

fagot   пишет:
Кронштейн мог отломиться из-за банальной перегрузки, а не из-за количества циклов нагружения.

Теоретически мог, практически усталостные разрушения гораздо более вероятны

А откуда там усталостное разрушение при однократном цикле нагружения? Скорее, можно предположить заводской брак.

[Вернер П.]

Дмитрий В. пишет:
А откуда там усталостное разрушение при однократном цикле нагружения? Скорее, можно предположить заводской брак.
               
                  

Колебания.
Заводской брак наверняка - микротрещина, развившаяся от циклических нагружений

[Дмитрий В.]

Плейшнер пишет:

Дмитрий В.   пишет:
А откуда там усталостное разрушение при однократном цикле нагружения? Скорее, можно предположить заводской брак.
               
                  

Колебания.
Заводской брак наверняка - микротрещина, развившаяся от циклических нагружений

Усталостное разрушение характерно для большого числа циклов, которое не свойственно для одноразовой ракетной техники.

[Вернер П.]

Дмитрий В. пишет:
Усталостное разрушение характерно для большого числа циклов, которое не свойственно для одноразовой ракетной техники.

А сколько циклов знакопеременного нагружения испытала система кронштейн-шарбаллон за 130 сек. Источник колебаний - вибрация

[Вернер П.]

Плейшнер пишет:
А сколько циклов знакопеременного нагружения испытала система корпус-кронштейн-шарбаллон за 130 сек. Источник колебаний - вибрация

пс добавил корпус

[Дмитрий В.]

Для любителей посадки "по-Масковски" рекомендую обратиться к бессмертному наследию Старого. Для "Тризенита" он предлагал (1 ступень) умеренный ЖРД с давлением в КС 150-200 атм (типа дефорсированного РД-170) без газовода-сильфона, но с рулевым ЖРД. Так вот, с точки зрения одновременного обеспечения надежности + обеспечения возможности вертикальной посадки эта схема выглядит оптимальной. Итак, на 1-й ступени - 4-хкамерный маршевый ЖРД тягой 700 тс с неподвижными камерами + 4-хкамерный рулевик тягой 100 тс. Оба с давлением в КС 120-150 атм и УИ 300/325 с в пустоте. Вся прелесть в том, что модифицированный рулевик с высотным соплом (УИ=350...352 с) вполне подходит в качестве маршевого для 2-й ступени. Да, забыл сказать, при таких параметрах температура ГГ-газа (окислительного) порядка 300-350 град С - вполне приемлемо с точки зрения надежности (и отсутствия сажи!). Поскольку для посадки нужен ЖРД многократного включения, то автоматически получаем 2-ю ступень с возможностью двух-трехкратного запуска (в ряде случаев не нужен разгонный блок). Всего на моноблочной ракете с г/п порядка 19 т на НОО 3 двигателя "2,5" типов! Рекомендую!

[Сергей]

Плейшнер пишет:

Сергей пишет:
При запасах прочности более трех, материал работает в упругой зоне(а это миллионы допустимых циклов нагружения) и никакой усталостью металла здесь и не пахнет.

А какие характерные частоты вибрации летящей ракеты? С частотой вращения ТНА?

Нагрузки на шар-баллон и соответственно на кронштейн можно разделить условно на две основные группы - продольные (по оси ракеты) , медленно меняющиеся по амплитуде и практически одного знака и поперечные знакопеременные от аэродинамической нагрузки, работы органов управления, изгибных колебаний баков. В плане разрушения кронштейна с трещиной опасней знакопеременные поперечные нагрузки, которые суммируются с осевыми. Частоты отклонения поворотных камер - примерно 0,5-1(2) гц , частоты изгибных колебаний оси ракеты примерно 10-30 гц. Если грешить на усталостную прочность, то в первую очередь должен развалиться ТНА, у него и запас прочности по давлению не больше 2, да и автотранспорт долго бы не протянул.

[fagot]

Плейшнер пишет:
Кстати, да. При запасе прочности более трех, чтобы кронштейн отломился от банальной перегрузки, его надо пропилить наполовину

Сомневаюсь я в таких запасах прочности, первые десятки процентов там скорее всего.

[Вернер П.]

Сергей пишет:
Нагрузки на шар-баллон и соответственно на кронштейн можно разделить условно на две основные группы - продольные (по оси ракеты) , медленно меняющиеся по амплитуде и практически одного знака и поперечные знакопеременные от аэродинамической нагрузки, работы органов управления, изгибных колебаний баков. В плане разрушения кронштейна с трещиной опасней знакопеременные поперечные нагрузки, которые суммируются с осевыми. Частоты отклонения поворотных камер - примерно 0,5-1(2) гц , частоты изгибных колебаний оси ракеты примерно 10-30 гц.  
                       

Физика процесса такая,  вибрация передается корпусом ракеты, шарбаллон является инертной массой, которая сопротивляется перемещениям от вибрации. Вся эта знакопеременная нагрузка воспринимается кронштейном.

Если грешить на усталостную прочность, то в первую очередь должен развалиться ТНА, у него и запас прочности по давлению не больше 2, да и автотранспорт долго бы не протянул.

Должен быть первоначальный концентратор - микротрещина вполне годится

[Alex Degt]

Плейшнер пишет:
Кстати, да. При запасе прочности более трех, чтобы кронштейн отломился от банальной перегрузки, его надо пропилить наполовину  

Дмитрий В. пишет:
А откуда там усталостное разрушение при однократном цикле нагружения? Скорее, можно предположить заводской брак.

Может я не прав но скорее всего указ Маска что б запас прочности исходил из экономии. То есть процентов десять...

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:
Так вот, с точки зрения одновременного обеспечения надежности + обеспечения возможности вертикальной посадки эта схема выглядит оптимальной. Итак, на 1-й ступени - 4-хкамерный маршевый ЖРД тягой 700 тс с неподвижными камерами + 4-хкамерный рулевик тягой 100 тс. Оба с давлением в КС 120-150 атм и УИ 300/325 с в пустоте. Вся прелесть в том, что модифицированный рулевик с высотным соплом (УИ=350...352 с) вполне подходит в качестве маршевого для 2-й ступени. Да, забыл сказать, при таких параметрах температура ГГ-газа (окислительного) порядка 300-350 град С - вполне приемлемо с точки зрения надежности (и отсутствия сажи!). Поскольку для посадки нужен ЖРД многократного включения, то автоматически получаем 2-ю ступень с возможностью двух-трехкратного запуска (в ряде случаев не нужен разгонный блок). Всего на моноблочной ракете с г/п порядка 19 т на НОО 3 двигателя "2,5" типов! Рекомендую!

ну Маск посадил Фалкон на баржу...  
бум такой Феникс делать?

удлиненный метановый зенит... мст примерно 615т
20т на ноо

в варианте посади первую ступень аки Маск    на ноо будет меньше конечно




ранее в том году предлагал...

[Сергей]

fagot пишет:

Плейшнер пишет:
Кстати, да. При запасе прочности более трех, чтобы кронштейн отломился от банальной перегрузки, его надо пропилить наполовину    

Сомневаюсь я в таких запасах прочности, первые десятки процентов там скорее всего.

Цифры по нагрузкам  были в теме по Фалькону, после того когда он взорвался.

[pkl]

Pretiera пишет:

vlad7308 пишет:
или что-то совсем другое

+ к тому при 50 % дисконте от достигнутого уровня по РН + многоразовый корабль (типа Дракона) позволит увеличить турпоток до 100-150 человек (15-20 полетов в год для туристов) 

Где же Вы их столько найдёте?

Лунная программа потребует 8-10 пусков в год. т.е. к нынешним 10 можно смело добавить 20-25 пусков, что достаточно для МРК

На два бы денег наскрести... :oops:

[pkl]

George пишет:

Alex_II пишет:
Лет десять примерно.

Да, именно так. Развертывание серийного производства, ЛКИ, постройка одной ПУ "А" на Восточном, выход в серию будет примерно к 2025 году.

То есть, разговоры о "фениксе" носят в основном теоретический характер. Но какой замене существующим РН не может быть и речи. Тут бы с имеющимися справится. Переход на "А5" с "Протона" завершает эпопею компенсации потерь РН времен СССР.

"Феникс" тоже к 2025 г. обещают. Дааа... сей год обещает быть весьма интересным...

[pkl]

Плейшнер пишет:
Подозреваю, что Вы выяснили это с такой же достоверностью как ранее выяснили габариты Союза-5.
Кстати, кто это "мы", кто второй?

Все, кто журнал читают. А в достоверности я очень даже сильно уверен - наш любимый жур отличается точностью и вниманием к деталям. :{}

pkl пишет: 
то это не хорошо, и не плохо. Это вообще никак

"Вообще никак" будет только при равенстве цены, но метан дешевле, поэтому "никака" быть не может.

pkl пишет: 
так как стоимость топлива составляет менее процента от стоимости пуска РН

Это другой вопрос.
Пока разбираем вопрос, безотносительно ракеты, то что метан дешевле керосина это ему плюс или минус?

Нет, это один и тот же вопрос. Мы выбираем не абстрактный метан или керосин в вакууме, а конкретную ракету со всей сопутствующей инфраструктурой, которая, может так статься, станет нашим основным средством выведения до конца этого столетия.

pkl пишет: 
А вот необходимость разрабатывать под метан отдельную линейку ЖРД, для 1, 2 ступеней и РБ

Керосиновые ТОЖЕ надо разрабатывать, их нет дешевых и надежных (как РД-10

Пока обойдёмся теми, что имеются в наличии.

pkl пишет: 
+ необходимость создания и поддержания отдельной инфраструктуры, в дополнение к керосиновой и водородной,

В отличии от водородной, метановая инфраструктура ЕСТЬ: он сжижается , хранится и транспортируется миллионами тонн.

Я про космодром говорил: на космодроме нет ни метановой, ни водородной инфраструктуры. А керосиновая и кислородная уже есть.

pkl пишет: 
Цена горючего - это самое последнее, на что надо обращать внимание при создании РН

Естественно, никто же не говорит что цена метана это его единственный плюс, более того это НЕ главный его плюс

Ну, слава богу! :oops:  Итак, по стоимости преимущество... эээ... вроде, есть, но оно несущественно, так?

[pkl]

Плейшнер пишет:

pkl пишет:

Плейшнер пишет:
Вы не можете представить ситуацию, что кто-то узнал это раньше Вас? Почему по вашему мнению я должен обалдеть вместе с Вами?
Вообще-то на форуме этот вопрос обсуждался

Вы с таким жаром отстаиваете метан, что я, право, даже не знаю...

Я отстаиваю не метан, а перспективный носитель - надежный и дешевый. Метан не самоцель а средство достижения.

Уточните: перспективный носитель на метане, так? Ну так и я говорю не о том или ином горючем, а тоже о носителе. Так вот, допустим,о метановый носитель надёжнее "Феникса" на РД-170. А вот насчёт дешевизны... стоимость создания на космодроме метановой инфраструктуры в стоимость носителя входит?

[pkl]

Плейшнер пишет:

pkl пишет:
Вы предполагаете использовать на всех ступенях ракет, так?

Да, именно так. Метан и кислород, больше ничего.

Метановые разгонные блоки будут проигрывать водородным.

pkl пишет: 
Я же насчёт водорода предлагаю ограничиться заправкой разгонных блоков. Для начала. Причём не всех подряд, а только в тех случаях, когда нам надо запустить на ГСО или отлётную траекторию что-то особо тяжёлое. В остальных случаях можно обойтись керосином.

Примерно также, если слово керосин заменить на метан.

Хотите заменить керосин на метан - Вам надо будет делать новую ракету и все двигатели для неё. В нашем случае /космодром Восточный/ у нас будет три инфраструктуры для трёх разных типов горючего. Не многовато ли? При этом без водорода всё равно не обойтись - это Вы признаёте.

[pkl]

Плейшнер пишет:

Павел73 пишет:
Метан обладает некоторыми эксплуатационными преимуществами по сравнению с керосином. Но они слишком малы, чтобы стоило городить этот огород.

Я не устану это писать: Метан позволяет создавать двигатели для РН, которые ОДНОВРЕМЕННО дешевы, надежны и обладают высоким УИ.

Но их надо создать! Потратив энную сумму денег, которых не так, чтобы завались.

Керосиновые например либо дешевы, надежны но с низким УИ (открытая схема)...

Ну и что? Керосин стоит копейки. Низкий УИ компенсируем увеличением стартовой массы РН.