Экономически эффективная одноразовая РН

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет: Знай насосную подачу!

А вот и нихрена. Для РН с РЗТ первой ступени 1500 тонн нужны как минимум три РД-170. А это уже $45 млн. А 30-тонные баки обойдутся меньше чем в миллион.

Ну, во-первых, Вы не знаете себестоимости РД-171М и ошибочно оперируете рыночной ценой. 

Его себестоимость при почти штучном производстве - $12-15 млн.

Дмитрий В. пишет: Во-вторых, каким образом Вы высчитали затраты на изготовление бака диаметром 7 м и длиной 40 м?

А с чего это вдруг простецкий бак должен быть дорогим?

Дмитрий В. пишет: Наконец, габариты и массы РН с насосной подачей будут заметно меньше, чем с вытеснительной из-за более высокого конструктивного совершенства и удельного импульса.

Отнюдь. Двухступенчатый вытесниловский керосиновый моноблок с РБ проигрывает Сункару по Мпн на ГПО на 60%. Метановый - примерно на 30-40%. Разница невелика. При использовании метана разница в УИ весьма небольшая (350 сек у вытесниловки против 359 сек у РД-0124).

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:
Отнюдь. Сварка симиметрового бака с толщиной стенки 0.4 мм не представляется возможной. Чего стоила сварка баков Атласа диаметром 3 м.

А на Атласе варили баки из стали даже толщиной 0,254 мм. В чем проблема-то?

Атлас был намного меньше. ЕМНИП баки Атласа варили две пары рабочих по несколько часов.

[Leonar]

Комодский Варан пишет:
А с чего это вдруг простецкий бак должен быть дорогим?

А с чего вдруг цистерна авиазаправщика стоит 20лямов, а цистерна для воды 6?

[Комодский Варан]

Leonar пишет:

Комодский Варан пишет:
А с чего это вдруг простецкий бак должен быть дорогим?

А с чего вдруг цистерна авиазаправщика стоит 20лямов

Ссылку в студию.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет: Знай насосную подачу!

А вот и нихрена. Для РН с РЗТ первой ступени 1500 тонн нужны как минимум три РД-170. А это уже $45 млн. А 30-тонные баки обойдутся меньше чем в миллион.

Ну, во-первых, Вы не знаете себестоимости РД-171М и ошибочно оперируете рыночной ценой.

Его себестоимость при почти штучном производстве - $12-15 млн.

Дмитрий В. пишет: Во-вторых, каким образом Вы высчитали затраты на изготовление бака диаметром 7 м и длиной 40 м?

А с чего это вдруг простецкий бак должен быть дорогим?

Дмитрий В. пишет: Наконец, габариты и массы РН с насосной подачей будут заметно меньше, чем с вытеснительной из-за более высокого конструктивного совершенства и удельного импульса.

Отнюдь. Двухступенчатый вытесниловский керосиновый моноблок с РБ проигрывает Сункару по Мпн на ГПО на 60%. Метановый - примерно на 30-40%. Разница невелика. При использовании метана разница в УИ весьма небольшая (350 сек у вытесниловки против 359 сек у РД-0124).

Как я и думал, ничего кроме "бла-бла-бла" в ответ не прозвучало.

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет: 

Комодский Варан пишет: 

Дмитрий В. пишет: 

Комодский Варан пишет: 

Дмитрий В. пишет: Знай насосную подачу!

А вот и нихрена. Для РН с РЗТ первой ступени 1500 тонн нужны как минимум три РД-170. А это уже $45 млн. А 30-тонные баки обойдутся меньше чем в миллион.

Ну, во-первых, Вы не знаете себестоимости РД-171М и ошибочно оперируете рыночной ценой. 

Его себестоимость при почти штучном производстве - $12-15 млн.

Дмитрий В. пишет: Во-вторых, каким образом Вы высчитали затраты на изготовление бака диаметром 7 м и длиной 40 м?

А с чего это вдруг простецкий бак должен быть дорогим?

Дмитрий В. пишет: Наконец, габариты и массы РН с насосной подачей будут заметно меньше, чем с вытеснительной из-за более высокого конструктивного совершенства и удельного импульса.

Отнюдь. Двухступенчатый вытесниловский керосиновый моноблок с РБ проигрывает Сункару по Мпн на ГПО на 60%. Метановый - примерно на 30-40%. Разница невелика. При использовании метана разница в УИ весьма небольшая (350 сек у вытесниловки против 359 сек у РД-0124).

Как я и думал, ничего кроме "бла-бла-бла" в ответ не прозвучало. [IMG]

Дмитрий В., Вам бы литературным критиком работать. Серьёзно.

Смотрим двигатели 2-й ступени и РБ. Давление в КС 9 атм, степень расширения 60.



Как видим, УИ 350 сек.

Теперь про движок 1-й ступени. Давление в КС 16 атм, степень расширения 4.



УИ ур.моря-вакуум = 243-290 сек.

Ну а теперь собственно РН:






Полезная нагрузка выводится на суперсинхронную орбиту с апогеем 200 000 км. DeltaV перехода на ГСО = 1500 м/с.

Стартовая масса РН = 832 тонны.
Стартовая масса Сункара = 520 тонн.
832/520 = 1.6. 

Но ЕМНИП Сункар выводит 5 тонн ПН на ГПО-1800, ПН на ГПО-1500 у него будет где-то 4200 кг. 
А по сему: 832/520/(5/4.2) = 1.344. 

Вот Вам и вытесниловка!

[Дмитрий В.]

Варан, Вы что-то путаете с УИ. Скажем для РД-119 степень расширения 1273 почти, а УИ всего 352 с, при том, что компоненты ЖК-НДМГ. Вы там что в консерватории поправьте.

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:
Варан, Вы что-то путаете с УИ. Скажем для РД-119 степень расширения 1273 почти, а УИ всего 352 с, при том, что компоненты ЖК-НДМГ. Вы там что в консерватории поправьте.

РД-119 был создан более чем полвека назад. 

У современного РД-0124 степень расширения примерно 120-130, а УИ 359 сек. И это ЖК/РГ-1.
Даже на сайте НАСА написано:

LOx/LCH4 was sel ected by ESAS as one of two propellant combinations of most interest because it is high performing, non-toxic, and can be obtained from Martian and lunar in-situ resources (CH4 from the Martian atmosphere and LOx fr om the Martian and lunar soil).ii The integrated pressure fed propulsion system design concept to perform these functions was selected for its simplicity, reliability and lower development cost over other comparable systems. iii The ESAS recommended SM system consisted of one fixed position main engine, of 66.7 kN thrust, 363.6 seconds Isp and expansion ratio of 150:1.

У нас степень расширения поменьше, УИ будет пониже.

[Дмитрий В.]

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:
Варан, Вы что-то путаете с УИ. Скажем для РД-119 степень расширения 1273 почти, а УИ всего 352 с, при том, что компоненты ЖК-НДМГ. Вы там что в консерватории поправьте.

РД-119 был создан более чем полвека назад.

У современного РД-0124 степень расширения примерно 120-130, а УИ 359 сек. И это ЖК/РГ-1.
Даже на сайте НАСА написано :

LOx/LCH4 was sel ected by ESAS as one of two propellant combinations of most interest because it is high performing, non-toxic, and can be obtained from Martian and lunar in-situ resources (CH4 from the Martian atmosphere and LOx fr om the Martian and lunar soil).ii The integrated pressure fed propulsion system design concept to perform these functions was selected for its simplicity, reliability and lower development cost over other comparable systems. iii The ESAS recommended SM system consisted of one fixed position main engine, of 66.7 kN thrust, 363.6 seconds Isp and expansion ratio of 150:1.

У нас степень расширения поменьше, УИ будет пониже.

Вы кислое-то с пресным не путайте. На западе под степенью расширения обычно понимают соотношение площади выходного сечения сопла и критики. А для расчета нас интересует отношение давления в КС к давлению на срезе сопла. У РД0110, например, почти тысяча, а у РД0124 и того выше. Вот я и спрашиваю: каким образом получить приличный УИ вытеснительного ЖРД на 1-й ступени (степень расширения примерно 25-50 против к примеру 340 у РД-170) и на 2-йм ступени?. Ну, со 2-й ладно - будем увеличивать сопло, но сколько массы это даст?

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:
Варан, Вы что-то путаете с УИ. Скажем для РД-119 степень расширения 1273 почти, а УИ всего 352 с, при том, что компоненты ЖК-НДМГ. Вы там что в консерватории поправьте.

РД-119 был создан более чем полвека назад.

У современного РД-0124 степень расширения примерно 120-130, а УИ 359 сек. И это ЖК/РГ-1.
Даже на сайте НАСА написано :

LOx/LCH4 was sel ected by ESAS as one of two propellant combinations of most interest because it is high performing, non-toxic, and can be obtained from Martian and lunar in-situ resources (CH4 from the Martian atmosphere and LOx fr om the Martian and lunar soil).ii The integrated pressure fed propulsion system design concept to perform these functions was selected for its simplicity, reliability and lower development cost over other comparable systems. iii The ESAS recommended SM system consisted of one fixed position main engine, of 66.7 kN thrust, 363.6 seconds Isp and expansion ratio of 150:1.

У нас степень расширения поменьше, УИ будет пониже.

Вы кислое-то с пресным не путайте. На западе под степенью расширения обычно понимают соотношение площади выходного сечения сопла и критики. А для расчета нас интересует отношение давления в КС к давлению на срезе сопла. У РД0110, например, почти тысяча, а у РД0124 и того выше. Вот я и спрашиваю: каким образом получить приличный УИ вытеснительного ЖРД на 1-й ступени (степень расширения примерно 25-50 против к примеру 340 у РД-170) и на 2-йм ступени?. Ну, со 2-й ладно - будем увеличивать сопло, но сколько массы это даст?

Я считаю всегда по геометрической степени расширения. На верхних ступенях можно спокойно увеличивать геометрическую степень расширения до 60, это даст 350 сек УИ. У AJ10-118K степень расширения была 65.

На первой ступени хватит и степени расширения 4, УИ в вакууме 290 сек. Вполне нормально. 

[октоген]

Варан, любые голые расчеты в считалках стоит проверять поиском аналогий среди существующих движков. И пересчетом параметров этих реальных движков в считалке. Ибо все эти считалки завышают параметры.

[Комодский Варан]

октоген пишет:
Варан, любые голые расчеты в считалках стоит проверять поиском аналогий среди существующих движков. И пересчетом параметров этих реальных движков в считалке. Ибо все эти считалки завышают параметры.

Я часто именно так и делаю. Вот давайте возьмём AJ-10-118K:

Unfuelled mass: 98 kg (216 lb). Specific impulse: 321 s. Burn time: 444 s. Diameter: 1.70 m (5.50 ft). Engine: 98 kg (216 lb). Chamber Pressure: 8.96 bar. Area Ratio: 65. Thrust to Weight Ratio: 43.7040816326531. Coefficient of Thrust vacuum: 5.27806773740639.

Вот что получается:


Как видим, RPA завышает УИ почти на 4 секунды! Но, AJ10-118K был создан в далёком 1989 году. Если его немного доработать (смотрим пример с Союзом-ФГ), то разница в УИ будет ещё меньше.

Меняем АТ на ЖК, аэрозин на метан, оставляя давление в КС и степень расширения неизменными:



Так что, 350 сек на вытесниловке с вменяемыми размерами сопла вполне достижимы. 

[avmich]

октоген пишет:
Варан, любые голые расчеты в считалках стоит проверять поиском аналогий среди существующих движков. И пересчетом параметров этих реальных движков в считалке. Ибо все эти считалки завышают параметры.

Я часто для запаса беру "замороженную" модель газового состава, там УИ, как правило, ниже, чем можно добиться в реальности.

[Denis Voronin]

Чтобы ракета была экономически эффективной её надо изначально разрабатывать экономически эффективными методами. В нынешних реалиях РФ это фантастика.

А многоразовость - это всего навсего один из способов снижения цены, но можно обойтись. Если кто забыл, то Маск тряхнул рынок без многоразовости.

[Комодский Варан]

Denis Voronin пишет:
Чтобы ракета была экономически эффективной её надо изначально разрабатывать экономически эффективными методами. 

У вытесниловской РН самая низкая цена разработки.

[Slowspeed]

А я вот думаю, надо переходить к одноступенчатым ракетам. Отбрасывать не ступени, а ненужные объемы баков по мере выработки горючего. Отрезать от них лазером кольцевые сегменты и отбрасывать. Ну еще движки отстреливать для снижения тяги по мере уменьшения массы. Огромная экономия!

[Leonar]

Slowspeed пишет:
Ну еще движки

А че тоже куски не отрезать?

[Denis Voronin]

А ещё можно отстреливать движки вместе с ненужными баками... чёрт, кажется это где-то уже было)))

[Slowspeed]

Вы не понимаете - если отстреливаем целиком бак, то во время работы ступени мы везем лишнюю массу бака (часть не заполненную топливом) с самого начала работы ступени и до конца (причем по мере выработки топлива эта бесполезная часть будет нарастать). А постоянное избавление от опустевших частей даст огромный прирост импульсу, так как топливо будет не будет тратиться на разгон ненужных частей ракеты.

[Атяпа]

Slowspeed пишет:
Вы не понимаете - если отстреливаем целиком бак, то во время работы ступени мы везем лишнюю массу бака (часть не заполненную топливом) с самого начала работы ступени и до конца (причем по мере выработки топлива эта бесполезная часть будет нарастать). А постоянное избавление от опустевших частей даст огромный прирост импульсу, так как топливо будет не будет тратиться на разгон ненужных частей ракеты.

Понятно. Освободилось, скажем 10% объема бака - избавились от них, отрезали и сбросили. Освободилось ещё 10% - и от них избавились аналогично. И т. д.
Всё очень просто...