Вытеснительная подача

Автор Raul, 07.06.2021 17:37:44

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Raul

07.06.2021 17:37:44 Последнее редактирование: 08.06.2021 22:39:39 от Asteroid
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 13:18:42
Цитата: undefinedМаск собирается производить 120x35 = 4200 рапторов в год
https://www.ao.by/news/news_2932.html
Ваши планы выглядят несколько более скромными :)

Я думаю что по себестоимости РД-180 будет примерно как Раптор, ну а насчет рабочего ресурса посмотрим, что получится. Время работы первой ступени H-1 небольшое, так что, может быть, ресурс будет повыше, в перечете на число запусков. А также мы собираемся сажать первую ступень на специализированных РД, так что аварии будут происходить реже, чем у SpaceX.
И вот цена производства в год нескольких тысяч что РД-170, что РД-180 -- меня несколько напрягает.
Маск пусть штампует свои Рапторы, если бабла много.
А мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
Низкий УИ и плохое массовое совершенство ступеней -- это, конечно, серьезный минус.
Зато прочные баки под вытеснительную подачу будут хорошо переносить нагрузки при многократных полетах.
Похоже, что вытеснительные РД вам придется делать в частном порядке. Но это и лучшему - они будут для вас намного дешевле! Но как вы будете их испытывать? Сразу на 30000 тонн?  :o Давайте для начала приcпособим к этому делу вторую ступень H-11. И будущий стартовый комплекс H-1. А с вас - система мягкой посадки :)



Только вопрос - наcколько тяжелее станут сферические баки?
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Raul

Цитата: Seerndv от 07.06.2021 15:11:28
Цитата: undefinedА мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
- а мне открытой схемы на первой ступени и ДВГГ на верхних. 8)
Ну вот, есть еще один заказчик на H-11 :) Какие еще могут быть варианты РД?
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Raul

На вторую ступень можно поставить несколько двигателей разных типов и все испытать в одном полете. По мере их готовности к испытаниям. :)
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Шестопер239

Цитата: Raul от 07.06.2021 17:37:44
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 13:18:42
Цитата: undefinedМаск собирается производить 120x35 = 4200 рапторов в год
https://www.ao.by/news/news_2932.html
Ваши планы выглядят несколько более скромными :)

Я думаю что по себестоимости РД-180 будет примерно как Раптор, ну а насчет рабочего ресурса посмотрим, что получится. Время работы первой ступени H-1 небольшое, так что, может быть, ресурс будет повыше, в перечете на число запусков. А также мы собираемся сажать первую ступень на специализированных РД, так что аварии будут происходить реже, чем у SpaceX.
И вот цена производства в год нескольких тысяч что РД-170, что РД-180 -- меня несколько напрягает.
Маск пусть штампует свои Рапторы, если бабла много.
А мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
Низкий УИ и плохое массовое совершенство ступеней -- это, конечно, серьезный минус.
Зато прочные баки под вытеснительную подачу будут хорошо переносить нагрузки при многократных полетах.
Похоже, что вытеснительные РД вам придется делать в частном порядке. Но это и лучшему - они будут для вас намного дешевле! Но как вы будете их испытывать? Сразу на 30000 тонн?  :o Давайте для начала приcпособим к этому делу вторую ступень H-11. И будущий стартовый комплекс H-1. А с вас - система мягкой посадки :)



Только вопрос - наcколько тяжелее станут сферические баки?
Ответ.
При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива, для кислород-водорода около 2,5%.
Массовое совершенство вышеописанной вытеснительной ступени будет около 0,13.

Для второй метановой ступени с давлением в баках 15 атмосфер массовое совершенство примерно 0,10.

Цитата: Seerndv от 07.06.2021 15:11:28Вытесниловку - в топку или в качестве игрушек всяких студенческих стартапов. На большее она не приголна  :(

Недооценённая вещь!

Предельная простота конструкции и многоразовости.

Seerndv

Цитата: Raul от 07.06.2021 17:42:04
Цитата: Seerndv от 07.06.2021 15:11:28
Цитата: undefinedА мне хотелось бы более дешевые, простые, высокоресурсные и надежные двигатели, под вытеснительную подачу.
- а мне открытой схемы на первой ступени и ДВГГ на верхних. 8)
Ну вот, есть еще один заказчик на H-11 :) Какие еще могут быть варианты РД?
- Сатурн-5 и Фалькон-9 не в счет? У них самые успешные двигатели открытой схемы 8)
Иветта, Лизетта, Мюзетта,
Жанетта, о, Жоpжетта.
Вся жизнь моя вами,
Как солнцем июльским согpета,
Покуда со мной вы, клянусь,
Моя песня не спета.

Raul

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Дмитрий В.

Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Raul

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Зато обещают двигатели легче.

Кстати, газ наддува в H-1 - это открытая информация (нигде не мог найти)?
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Шестопер239

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.

Шестопер239

Цитата: Raul от 07.06.2021 19:45:50
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Зато обещают двигатели легче.


Конечно, без индивидуального газогенератора у каждого двигателя, и без турбонасоса.

Дмитрий В.

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:48:11
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:45:50
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Зато обещают двигатели легче.


Конечно, без индивидуального газогенератора у каждого двигателя, и без турбонасоса.
Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Дмитрий В.

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Raul

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Шестопер239

Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.

Дмитрий В.

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44
Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Raul

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Стоп. Откуда взялся газогенератор?
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Шестопер239

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44
Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нужно считать, насколько успеет прогреться сталь от газа за время работы ступени.

Шестопер239

Цитата: Raul от 07.06.2021 20:28:03
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
Стоп. Откуда взялся газогенератор?
Два газогенератра на ступень, для газификации малой части горючего и окислителя -- для наддува ими баков.

Шестопер239

Для повышения среднетраекторного УИ первой ступени предлагаю изготовить жопку ракеты в виде единого сопла с центральным телом (по образцу клиновоздушного двигателя с переменной степенью расширения на разных высотах).

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.

Там в итоге выходит массовая доля топлива 0,8-0,9.

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.

Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:

Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).

У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.

А зачем поддерживать одинаковую температуру?

P.S. В Sea Dragon'е предполагалось поддерживать температуру за счёт наддува метаном. Там был переходный отсек от двигателя к первой ступени, метан постоянно был в состоянии равновесия со своим насыщенным паром. При близости критической температуры часть газа стравливалась прямо в топливный бак, в виде пузырьков поднималось вверх, расширялось там, за счёт этого охлаждалось.

Этот же метан частично растворялся в топливе давая дополнительный УИ, использовался для наддува разнообразных структур, раскрывал "тормозную рубашку" для посадки.

Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?

Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:37:31Два газогенератра на ступень, для газификации малой части горючего и окислителя -- для наддува ими баков.

По идее без этого можно обойтись.

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:59:39
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:37:31Два газогенератра на ступень, для газификации малой части горючего и окислителя -- для наддува ими баков.
По идее без этого можно обойтись.

Во:

https://www.holderaerospace.com/downloads/Technical_Papers/VaPak%20Systems%20Overview.pdf

https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19880069339/downloads/19880069339.pdf

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.

Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:

Там планировались композитные баки.

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:40:46Для повышения среднетраекторного УИ первой ступени предлагаю изготовить жопку ракеты в виде единого сопла с центральным телом (по образцу клиновоздушного двигателя с переменной степенью расширения на разных высотах).

Такие сопла имеют более низкий УИ на определённой высоте, чем заточенный под данную высоту двигатель с соплом Лаваля. 

У движков с вытеснительной подачей топлива главная проблема - низкий УИ на уровне моря. Поэтому там практически единственный вариант для первой ступени - это движок с низкой степенью расширения (буквально равной 2) и большой КС.

Центральное тело там можно использовать лишь для получения дополнительного тепла, для наддува например.

С водородом и перекисью при 11 атм в камере сгорания можно иметь 262 секунды УИ на уровне моря и 299 в вакууме. Дальнейшее увеличение давления лишь поднимает УИ на уровне моря, почти не влияя на вакуумный УИ. Окислитель к топливу соотносятся как 5,5 к 1 по массе. Итого плотность топливной пары будет 356 кг/ м3, с объёмным соотношением водорода к перекиси как 3,63 к 1. Если поднять давление до 21 атмосферы, то можно получить 280 секунд УИ на уровне моря и 299 в вакууме, плотность останется примерно такая же.

С метан-кислородом можно иметь 241 секунду УИ на уровне моря и 276 в вакууме. Окислитель к топливу соотносятся как 2,75. Плотность топливной пары будет 783,8 кг/м3, соотношение компонентов по объёму будет метан к кислороду как 1 к 1,014.

С бутан-кислородом выйдет 237 секунд УИ на уровне моря и 267 секунд в вакууме. О/Т = 2,35. Плотность топливной пары = 887 кг/м3, КРТ по объёму как С4Н10 к О2 = 1 к 1,19.

С бутан-перекисью выйдет 219 секунд УИ на уровне моря и 250 в вакууме. О/Т = 6 к 1 по массе и 3 к 1 по объёму, плотность топливной пары = 1004 кг/м3.

С керосином(Т-1)-перекисью выйдет 217 секунд УИ на уровне моря и 248 в вакууме, О/Т = 5,74 к 1 по массе и 4,12 к 1 по объёму, плотность равна 1078 кг/м3.

С НДМГ-тетраоксидом выйдет 225 секунд на уровне моря, 257 секунд в вакууме, О/Т будет 2,116 к 1 по массе и 1,15 к 1 по объёму, плотность = 1144 кг/м3.

Итого, лучшая топливная пара для первой ступени - пероксид+водород или пероксид+бутан, т.к. хорошие УИ, плотность и самовоспламенение.

Raul

Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:08:44
Цитата: Raul от 07.06.2021 20:00:30
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 19:46:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.
Чтобы не тратить дефицитный (до начала полетов к Юпитеру) гелий, предлагаю наддувать газифицированными компонентами топлива.
Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.
А мы будем тормозить газифицированным кислородом из остатков, выбирая последние 1.5%
А еще стальные жаропрочные баки и газификация в газогенераторе позволят хорошенько подогреть наддувочный газ, Кельвин эдак до 800.
По поводу:

ЦитатаИзвестен ЖРД с вытеснительной подачей компонентов топлива (патент на ЖРД США №3151448, Реферативный журнал, Авиационные и ракетные двигатели №3, 1966 г.), камера сгорания которого жестко соединена со вспомогательной камерой, при этом окислитель и горючее подаются во вспомогательную камеру и основную камеру через отверстия и форсуночные блоки, что обеспечивает газификацию компонентов топлива во вспомогательной камере, и высокую полноту сгорания компонентов топлива и многоступенчатое воспламенение в основной камере сгорания.

https://patents.google.com/patent/RU2551713C1/ru
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Raul

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 10:54:23У движков с вытеснительной подачей топлива главная проблема - низкий УИ на уровне моря. Поэтому там практически единственный вариант для первой ступени - это движок с низкой степенью расширения (буквально равной 2) и большой КС.
Я же говорю, не надо всю первую ступень переводить на вытесниловку, достаточно иметь один посадочный РД  (он же вспомогательный при старте). Для его небольших баков можно поднять давление повыше.
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Шестопер239

08.06.2021 11:22:24 #30 Последнее редактирование: 08.06.2021 11:29:42 от Шестопер239
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 10:54:23
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 20:40:46Для повышения среднетраекторного УИ первой ступени предлагаю изготовить жопку ракеты в виде единого сопла с центральным телом (по образцу клиновоздушного двигателя с переменной степенью расширения на разных высотах).

Такие сопла имеют более низкий УИ на определённой высоте, чем заточенный под данную высоту двигатель с соплом Лаваля.

У движков с вытеснительной подачей топлива главная проблема - низкий УИ на уровне моря. Поэтому там практически единственный вариант для первой ступени - это движок с низкой степенью расширения (буквально равной 2) и большой КС.

Центральное тело там можно использовать лишь для получения дополнительного тепла, для наддува например.

С водородом и перекисью при 11 атм в камере сгорания можно иметь 262 секунды УИ на уровне моря и 299 в вакууме. Дальнейшее увеличение давления лишь поднимает УИ на уровне моря, почти не влияя на вакуумный УИ. Окислитель к топливу соотносятся как 5,5 к 1 по массе. Итого плотность топливной пары будет 356 кг/ м3, с объёмным соотношением водорода к перекиси как 3,63 к 1. Если поднять давление до 21 атмосферы, то можно получить 280 секунд УИ на уровне моря и 299 в вакууме, плотность останется примерно такая же.

С метан-кислородом можно иметь 241 секунду УИ на уровне моря и 276 в вакууме. Окислитель к топливу соотносятся как 2,75. Плотность топливной пары будет 783,8 кг/м3, соотношение компонентов по объёму будет метан к кислороду как 1 к 1,014.

С бутан-кислородом выйдет 237 секунд УИ на уровне моря и 267 секунд в вакууме. О/Т = 2,35. Плотность топливной пары = 887 кг/м3, КРТ по объёму как С4Н10 к О2 = 1 к 1,19.

С бутан-перекисью выйдет 219 секунд УИ на уровне моря и 250 в вакууме. О/Т = 6 к 1 по массе и 3 к 1 по объёму, плотность топливной пары = 1004 кг/м3.

С керосином(Т-1)-перекисью выйдет 217 секунд УИ на уровне моря и 248 в вакууме, О/Т = 5,74 к 1 по массе и 4,12 к 1 по объёму, плотность равна 1078 кг/м3.

С НДМГ-тетраоксидом выйдет 225 секунд на уровне моря, 257 секунд в вакууме, О/Т будет 2,116 к 1 по массе и 1,15 к 1 по объёму, плотность = 1144 кг/м3.

Итого, лучшая топливная пара для первой ступени - пероксид+водород или пероксид+бутан, т.к. хорошие УИ, плотность и самовоспламенение.

Спасибо за подробную информацию.
Пустотный УИ указан для движка первой ступени с низкой степенью расширения, или для высотного сопла?

Мне из этих пар кажется наилучшей бутан-кислород. Меньше плотность, чем с перекисью, но выше УИ.
Перекись дороже кислорода, а главное -- взрывается при при контакте с железом, требует алюминиевых баков. А их нужно более основательно защищать теплозащитой для посадки многоразовой ступени, чем стальные баки, и сильнее ограничена температура газов наддува.
А пара водрод-перекись имеет низкую плотность, и все сложности использования жидкого водорода.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 10:43:10
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Там планировались композитные баки.

Угу. Не вижу тут проблемы. Чисто металлическая бочка выйдет гораздо тяжелее и дороже, хотя бы из-за сварки толстых листов.

Предлагаю такой композит:



Зайлон. Брат кевлара. Весьма дешёвый, учитывая что на разрыв он прочнее кевлара более чем в полтора раза, в пересчёте на массу. Его даже используют для армирования бетона и производства всяких теннисных ракеток... Держит температуры жидкого гелия, можно нагревать до 780 градусов! Правда при охлаждении длина волокон УВЕЛИЧИВАЕТСЯ. Главный минус - не любит ультрафиолет, потому его надо использовать как промежуточный слой в корпусе.

Или стекловолокно:



Обладает прочностью почти как у углеволокна, правда в 2 раза тяжелее при этом. Имеет большую популярность в кораблестроении, при этом химически и термически весьма устойчивый материал. Недостаток - некоторая токсичность в обработке, но с этим судостроители успешно борются.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 11:31:08
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 10:43:10
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Там планировались композитные баки.

Угу. Не вижу тут проблемы. Чисто металлическая бочка выйдет гораздо тяжелее и дороже, хотя бы из-за сварки толстых листов.

Предлагаю такой композит:



Зайлон. Брат кевлара. Весьма дешёвый, учитывая что на разрыв он прочнее кевлара более чем в полтора раза, в пересчёте на массу. Его даже используют для армирования бетона и производства всяких теннисных ракеток... Держит температуры жидкого гелия, можно нагревать до 780 градусов! Правда при охлаждении длина волокон УВЕЛИЧИВАЕТСЯ. Главный минус - не любит ультрафиолет, потому его надо использовать как промежуточный слой в корпусе.

Или стекловолокно:



Обладает прочностью почти как у углеволокна, правда в 2 раза тяжелее при этом. Имеет большую популярность в кораблестроении, при этом химически и термически весьма устойчивый материал. Недостаток - некоторая токсичность в обработке, но с этим судостроители успешно борются.
У твердотопливных МБР композитные баки значительно дороже, чем металлические у жидкостных.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24Пустотный УИ указан для движка первой ступени с низкой степенью расширения, или для высотного сопла?


Вакуумный УИ указывается для сопла со степенью расширения в 2 единицы.

Для вакуумного двигателя практически безальтернативна топливная пара пероксид водорода + водород, т.к. у двигателя на такой топливной паре следующие статы:

Давление в камере сгорания: 5 атмосфер.

Степень расширения сопла: 250.

УИ в вакууме: 393 секунды

На уровне моря работать не может, эффективен только на высоте: 23 км = 240 секунд УИ, 31 км = 317 секунд УИ, 43 км = 374 секунды УИ.

Соотношение топливных компонентов по массе как О/Т = 11,045, по объёму = 0,55 к 1.

Плотность топливной пары: 543,2 кг/м3.

Каждый квадратный метр на срезе сопла даёт примерно 4 килоньютона тяги, т.е. понадобится раскрывающееся/раскладное сопло, как здесь:

https://youtu.be/hHG3Z0O9Xzo

Дмитрий В.

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:38:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:38:12
Цитата: Raul от 07.06.2021 19:34:10
Цитата: Шестопер239 от 07.06.2021 18:32:37При изготовлении сферических баков из стали с пределом прочности на растяжение 1 ГПа и запасе прочности 1,3 стенка сферического бака с давлением 30 атмосфер должна иметь толщину 0,001 диаметра бака. Такой бак будет весить 6% от массы кислород-метанового топлива.
У насосных ЖРД масса баков для кислород-метана составляет 1% от массы топлива
Т.е. +25 тонн (500т * 5%) к сухой массе при переходе на вытеснительную подачу топлива. И при взрыве почти 10 метрового "шаробаллона" эффект будет поразительный.

Что, если использовать вытеснительную подачу топлива только для увеличения тяги на старте и для посадки (32 тонны топлива - 60 секунд на старте и 6 секунд посадки при тяге вытеснительного РД 120 тонн и УИ 250?
Надо ещё учесть массу вытесняющего газа которая будет в 10 раз больше (на самом деле, больше, поскольку ещё и объём бака вырастет при фиксированной грузоподъёмности), чем для насосной подачи.

Там в итоге выходит массовая доля топлива 0,8-0,9.
Т.е. выше чем у Н-1 со сферическими баками? ню-ню.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Дмитрий В.

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.

Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:

Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).

У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.
У банкира Била, видимо, была другая физика ;D
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Дмитрий В.

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:57:41
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:51:38Понятно, и это решение увеличит массу газа наддува ещё раза в 4 (по сравнению с гелием). При одинаковой температуре, вестимо.

А зачем поддерживать одинаковую температуру?
Для равенства условий при сравнении.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Дмитрий В.

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:58:44
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?

Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.
Да, только несущая способность в разы падает:
https://ornamita.ru/tehinfo2/svoystva-stali-aisi-304/
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 11:46:37Для вакуумного двигателя практически безальтернативна топливная пара пероксид водорода + водород, т.к. у двигателя на такой топливной паре следующие статы:

Давление в камере сгорания: 5 атмосфер.

Степень расширения сопла: 250.

УИ в вакууме: 393 секунды

На уровне моря работать не может, эффективен только на высоте: 23 км = 240 секунд УИ, 31 км = 317 секунд УИ, 43 км = 374 секунды УИ.

Соотношение топливных компонентов по массе как О/Т = 11,045, по объёму = 0,55 к 1.

Плотность топливной пары: 543,2 кг/м3.

Каждый квадратный метр на срезе сопла даёт примерно 4 килоньютона тяги, т.е. понадобится раскрывающееся/раскладное сопло, как здесь:


Для тяги 40 меганьютон для второй ступени понадобится суммарная площадь сопел в гектар.
Даже с раскладным соплом нужно уменьшить степень расширения раз в 5.
Двигатель Аполлона AJ10-137 на аэрозине и тетраоксиде при давлении в камере 7 атмосфер и степени расширения 60 выдавал УИ 314 с. 
Если на метане или бутане с кислородом при степени расширения 40-60 -- то  реально получить УИ 330-350 с.
С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом -- думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24Перекись дороже кислорода, а главное -- взрывается при при контакте с железом, требует алюминиевых баков.

Для самовоспламеняемого топлива она стоит весьма дёшево, может легко храниться, и может быть стабилизирована (обычно добавляется слабый раствор азотной кислоты/кислая соль щелочного металла/комплексообразователь, суть которого связать в комплекс примеси, дестабилизирующие перекись).

Для изготовления баков пойдёт хорошая эмаль или алюминий.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24А их нужно более основательно защищать теплозащитой для посадки многоразовой ступени, чем стальные баки, и сильнее ограничена температура газов наддува.

Кстати, для первой ступени Sea Dragon'а расчётная температура составляла порядка 530-570 градусов. Вполне рабочая температура для большинства сталей, сплавов алюминия, зайлона, стекловолокна.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 11:22:24и сильнее ограничена температура газов наддува.

Тут слишком сильна разгоняться не надо. Большое давление в КС всё равно не нужно.

Ракета со слишком тяжёлыми баками будет иметь меньший МюПГ, следовательно должна быть больше по размерам и по массе, жрать больше топлива, требовать больше газа наддува для наддува больших баков, и либо более тяжёлую, либо более производительную систему наддува.

Лично я наилучшей считаю такую схему компоновки:



Слева бак с совмещёнными днищами, посередине с несовмещёнными днищами, справа моя схем. Диаметр равен 24 у всех трёх блоков, длина соответственно 85, 90, 104 метра (до 22% разницы длины), объём баков с топливом одинаков.

Красный и синий - горючее и окислитель. Жёлтый бак - бак для газа наддува. Делается бак наддува из тех же компонентов, что и днища топливных баков, также бак для наддува топлива служит своеобразной теплоизоляцией для компонентов топлива с разной температурой кипения.

Например, пероксид кристаллизируется при -2 градусах Цельсия, бутан при - 138 градусах уже кристаллизируется, а кислород при -182 градусах только сжижается. А если между ними будет прослойка, то всё будет норм: криогенный компонент охлаждает стенки своего бака и бак наддува, в баке наддува охлаждается газ, это газ потом нагревается от теплообменника, который нагревается от двигателя.

Конечно в идеале иметь систему самонаддува, но вот в чём проблема:

Малое давление в камере сгорания ведёт к большим размерам КС, что ведёт к хорошему соотношению площадь КС/объём КС. Т.е. у нас расход топлива (зависит от объёма КС) растёт гораздо быстрее, чем площадь с которой мы можем снимать тепло.

Малое давление в КС ведёт к низким температурам в КС. Так, для водород-перекисного двигателя со степенью расширения в 2, давлением в КС = 11 атм, температуры в КС будут подниматься на выше 2100 Кельвинов. И это у водорода с его-то температурой сгорания... Ей Богу, можно сопло просто сделать тонкостенной монолитной конструкцией карбида-чего-нибудь (благо распространённые в промышленности карбиды плавятся при температурах за 2000 градусов Цельсия).

Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 11:59:34
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:51:09
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 19:50:52Статистика как-то не подтверждает факта того, что вытеснительный двигатель легче ЖРД с ТНА при равной тяге. Разумеется, речбь идёт о сравнительно большой тяге.
Вот характеристики второй ступени Beal Aerospace BA-2:
Status: Development 2000. Thrust: 3,599.00 kN (809,087 lbf). Gross mass: 189,000 kg (416,000 lb). Unfuelled mass: 14,560 kg (32,090 lb). Specific impulse: 282 s. Burn time: 168 s. Height: 18.80 m (61.60 ft). Diameter: 6.20 m (20.30 ft). Span: 6.20 m (20.30 ft).
У Протона вторая ступень имели 11 тонн сухой массы при стартовой массе в 168 тонн, так что плюс-минус одинаковая масса.
У банкира Била, видимо, была другая физика ;D

Композиты и очень плотная топливная пара.

Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 11:57:53Т.е. выше чем у Н-1 со сферическими баками? ню-ню.

Ну как считали. Как можно было сделать такое низкое весовое совершенство у Н-1, понятия не имею.

Цитата: Дмитрий В. от 08.06.2021 12:01:54
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 09:58:44
Цитата: Дмитрий В. от 07.06.2021 20:13:26Как снизится предел прочности стали при использовании газа с такой температурой?
Нержа, по идее, держит 600-900 градусов по Цельсию под нагрузками.
Да, только несущая способность в разы падает:
https://ornamita.ru/tehinfo2/svoystva-stali-aisi-304/

Угу.

Поэтому у Сверхтяжа Шестопёра бак для горячего газа наддува из толстой стали, большой основной бак с топливом из тонкой стали. Газ для наддува при переходе в основной бак с топливом будет расширяться с пониженим давления и температуры. Хотя тогда выигрыша в массе не будет...

Кстати, учитывая высокую тяговооружённость первой ступени и малый запас топлива в ней, может есть смысл уложить в бак наддува теплоизолятор, чтобы сталь, из которой сделан бак наддува тупо не успеет нагреться. А когда ракета приземлится, она просто стравит неостывший шаз наддува в атмосферу.

Жаропрочное стекловолокно как раз держит до 1200 градусов тепла и имеет совсем низкую теплопроводность и весьма прочное на разрыв.

Но вообще я за композиты, и наддув баков заранее закачанными под высоким давлением газами.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36Для тяги 40 меганьютон для второй ступени понадобится суммарная площадь сопел в гектар.


1 гектар = 10 000 м2, что эквивалентно вот такой ракете:



Диаметр ракеты = 24 метрам.

Вы вообще какую грузоподъёмность на НОО хотите? Какой диаметр? Потому что диаметр нижней части сопла равен 115 метрам.

Можно понизить степень расширения сопла до 150, тогда тяга с 1м2 среза сопла в вакууме будет 6,5 кН, а УИ в вакууме = 388 секунд. На срезе сопла температура 500К.

Вообще я считаю, что 40 МН слишком большая тяга для второй ступени. Второй ступени хватит и 2,5-3,5 МН для 200-250 тон на НОО.

И стартовую массу при этом от 3700 до 5000 тонн.


Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36Даже с раскладным соплом нужно уменьшить степень расширения раз в 5.


При степени расширения в 50 тяга с 1 м2 сопла в вакууме равна 18,9 кН, УИ равен 376 секунд в вакууме. На срезе сопла температура 700К.

Тут вообще нужно привлекать Эксель. Больше расширения сопла = больший УИ и большая масса. Но сопло может быть очень лёгким и без системы охлаждения, т.к. смешные температуры, так что огромная степень расширения имеет плюсы.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом -- думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.

УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 14:11:57
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом -- думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.

УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.

Тогда, может, три ступени?
C вытеснительными ЖРД, металлическими баками и без водорода двумя ступенями вывести больше 1,5-1,6% не получится.
А тремя ступенями - 2,5-2.7%.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 15:55:20
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 14:11:57
Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 12:18:36С учетом большей плотности, чем у водородного топлива, и отсутствия эксплуатационных сложностей с водородом -- думаю, это оправдает снижение УИ секунд на 40.
УИ второй ступени жертвовать не стоит. Там у неё ХС должна быть порядка 6-6,5 км/с (результат обобщения проектов РН с вытеснительной подачей топлива). Поэтому вторая ступень должна иметь высокоэффективную топливную пару и высокую степень расширения, чтобы хоть что-то выводить.
Тогда, может, три ступени?
C вытеснительными ЖРД, металлическими баками и без водорода двумя ступенями вывести больше 1,5-1,6% не получится.
А тремя ступенями - 2,5-2.7%.

Тут это уже обсуждалось.

https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=3219.0

Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.

Выигрыш в стартовой массе тоже не велик.

Третья ступень = третий двигатель, дополнительные сборочные операции = увеличение цены.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 16:30:54Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.


Трехступ немного выигрывает у двухступа по мю ПН при выведении на НОО  (что не окупает усложнение ракеты за счет третьей ступени) только для ступеней с насосными ЖРД. 
Для вытеснительной подачи ситуация другая - по массовому совершенству и УИ такие ступени ближе к твердотопливным. Существовало несколько полностью твердотопливных носителей (и еще несколько - с одной верхней жидкостной ступенью для точного довыведения на орбиту), и все они имели не меньше 3 ступеней, а некоторые и 4.

Цитата: Шестопер239 от 08.06.2021 16:48:46
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 08.06.2021 16:30:54Соотношения тяга/ПН у трёхступа примерно такое же, как у двуступа.
Трехступ немного выигрывает у двухступа по мю ПН при выведении на НОО  (что не окупает усложнение ракеты за счет третьей ступени) только для ступеней с насосными ЖРД.
Для вытеснительной подачи ситуация другая - по массовому совершенству и УИ такие ступени ближе к твердотопливным. Существовало несколько полностью твердотопливных носителей (и еще несколько - с одной верхней жидкостной ступенью для точного довыведения на орбиту), и все они имели не меньше 3 ступеней, а некоторые и 4.

Ракеты с РДТТ не самая корректная аналогия, поскольку там есть свои особенности:

УИ у РДТТ низкий, отсюда малая delta-v ступеней и необходимость их большого количества.

РДТТ имеют малое время работы, отсюда необходимость большого их количества и, опять же, малая delta-v.

Третья/четвёртая ступень твёрдотопливной РН зачастую какой-нибудь гептиловый разгонный блок с малой delta-v, нужный для коррекции орбиты. Будь у твердотопливников возможность рестартов и аккуратного регулирования тяги, многие твердотопливники потеряли бы ступень.

Первая/вторая/третья ступень твердотопливных РН зачастую является частью МБР/её производной/изготовлена со схожей технологией. Это накладывает ограничения на располагаемую delta-v ступени.

Ступени обладают малыми размерами и плохим соотношением площадь пов-ти/внутренний объём.

Американцы, практически единственные, у кого есть РДТТ размерности "больше, чем для МБР" обладают безудержным желанием впихнуть туда водород. И хорошая смесь получается:

Space Shuttle имел 28 тонн тяги на тонну ПН на орбите (орбитер я тоже считаю за ПН), против 62-67 тонн у большинства РН. Массовая доля ПН была >5%, что тоже очень круто.

Вот эта РН имела порядка 2,8% МюПН, что неплохо. Массовую долю ПН и эффективность использования двигателей можно было бы поднять, увеличив тягу двигателя первой ступени.


По Омеге от Грумманов есть данные о стартовой массе? А то судя по ПН, это либо мастодонт, либо страшно эффективный зверь.

Raul

Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм и 800 градусным наддувом после газогенератора, то после выработки жидкого кислорода в баке H-11 останется ~4.5 тонны газообразного O2. (500 * (2.6/3.6) / 1.141 * 0.001429 / 3 * 30). На таком запасе 120-тонный РД мягкой посадки может работать десятки секунд с постепенно уменьшающейся тягой. Для мягкой посадки после гашения вертикальной скорости требуется половинная тяга, которая достигается естественным образом после выжигания около половины газа. А всего на торможение ступени H-11 перед посадкой требуется примерно 9-10 секунд. Т.е. садиться можно на "бесплатных" газообразных остатках кислорода и последней тонне керосина.

Чтобы бак не перегревался, можно уменьшить температуру газа наддува и выжигать избыточный кислород посадочным РД в конце АУТ, или использовать его для выхода в точку посадки.

Как я предположил, вытеснительный РД со вспомогательной камерой газификации вполне может работать на газообразном кислороде, при условии доработки системы подачи окислителя. В моем [ламерском] понимании, запустить посадочный РД на газе проще, чем на жидком кислороде, чтобы не иметь те проблемы с замерзанием, которые мы предполагаем у "Старшипа". В общем, если это не так и работа вытеснительного РД в режиме "газовой горелки" невозможна - то прошу извинить ::).

Вам недоступны вложения в этом разделе.
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Кстати, а как насчёт баков с двойной стенкой? Это когда у бака две стенки, и один компонент заливается во внутренний бак, а второй компонент заливается в пространство между стенками. Преимущество: внутренняя стенка не будет испытывать нагрузок от наддува, т.к. там равновесие давлений. Ступень выйдет короче.

Шестопер239

Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм

30 атм я хочу на первой ступени.
На верхних хватит и 15.

Шестопер239

Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 09.06.2021 16:52:28Кстати, а как насчёт баков с двойной стенкой? Это когда у бака две стенки, и один компонент заливается во внутренний бак, а второй компонент заливается в пространство между стенками. Преимущество: внутренняя стенка не будет испытывать нагрузок от наддува, т.к. там равновесие давлений. Ступень выйдет короче.
В случае толстых коротких баков такой же эффект получается при совмещенном днище.

Raul

Цитата: Шестопер239 от 09.06.2021 18:42:33
Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17Поскольку Шестопер хочет толстые баки с давлением 30 атм
30 атм я хочу на первой ступени.
На верхних хватит и 15.
Это понятно. Подсчеты проводились для модифицированной первой ступени H-11.
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

C-300-2

Цитата: Raul от 09.06.2021 16:52:17В общем, если это не так и работа вытеснительного РД в режиме "газовой горелки" невозможна - то прошу извинить ::).
Попадалась на глаза статья о ЖРД на вытеснительной схеме, питающейся газом наддува (кислород-метан, если не запамятовал). ЖРД предназначался для посадки. :)