Водородная "Ангара"

[Дмитрий В.]

3. Правильно, но у вас это будет не 40 секунд а, например 60 - ограничение скоростного напора скажется.

Дросселирование может начинаться уже после окончания аэродинамического разворота.

[Дмитрий В.]

А я когда вижу название этого топика то почемуто воспринимается как "водопроводная Ангара".

Хм, Старый! А у Вас после выхода на пенсию, работа, случаем, не связана с ремонтом трубопроводов? :wink:  

[Bell]

А я когда вижу название этого топика то почемуто воспринимается как "водопроводная Ангара".

Хм, Старый! А у Вас после выхода на пенсию, работа, случаем, не связана с ремонтом трубопроводов? :wink:  

Мнэ... скорее что-то ближе к канализации. Душок чувствуется  :twisted:  :mrgreen:

[Дмитрий В.]

1) "Зачем дросселировать" - двигатели шаттла дросселируются на конечном участке до 60% тяги, видимо для увеличения удельного импульса.
 Ограничение по перегрузке 3 дало бы меньшее дросселирование.
 

Откуда дровишки, Гайка? Приведите, пожалуйста, источник, в котором говорится, что SSME дросселируются изменением соотношения компонентов и с целью повышения УИ? Мне, например, известен следующий факт:
"Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 % Рном. На 60 ... 80-й секунде полета МТКК "Спейс шаттп" тяга всех трех ЖРД SSМE снижается примерно до 65 % Рном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g." (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". Учебник для ВТУЗ под редакцией Г.Г.Гахуна. М., Машиностроение, 1989г., стр. 10).
Как видите, ни слова про ступенчатое, или иное, изменение соотношения компонентов с целью повышения УИ. Все простенько и со вкусом: дросселирование путем уменьшения расхода с целью ограничения скоростного напора и продольных перегрузок.

[X]

Откуда дровишки, Гайка? Приведите, пожалуйста, источник, в котором говорится, что SSME дросселируются изменением соотношения компонентов и с целью повышения УИ? Мне, например, известен следующий факт:
"Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 % Рном. На 60 ... 80-й секунде полета МТКК "Спейс шаттп" тяга всех трех ЖРД SSМE снижается примерно до 65 % Рном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g." (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". Учебник для ВТУЗ под редакцией Г.Г.Гахуна. М., Машиностроение, 1989г., стр. 10).
Как видите, ни слова про ступенчатое, или иное, изменение соотношения компонентов с целью повышения УИ. Все простенько и со вкусом: дросселирование путем уменьшения расхода с целью ограничения скоростного напора и продольных перегрузок.

 Всё правильно.
 Если добавить водорода, и убрать кислород мы и получим уменьшение массового расхода, а давление будет таким же - водород менее плотный.

 Зачем дросселировать двигатель так глубоко? Конечная масса не менее 150 тонн, а тяга снижается до 390 тонн.
 Про SSME не знаю, а вот для РД-0120 возможное изменение соотношения компонентов 7-10% от номинала при соотношении 6:1.
 Это будет изменение примерно от 6,3:1 до 5,7:1.

[X]

Кстати, Дмитрий В. вы как-то "замялись" по поводу моего предположения о проектировании Дельты-4.

 Берём 5 SSME и делаем ракету аж на 30 тонн ПН на переходной орбите, это тонн 10 минимально на геостационаре. (При водородном разгонном блоке, вроде "Центавра".)
 Двигатель освоен в производстве, давно изготовляется.

 "Боингам" вашей "гениальности" не хватило?

 ЗЫ. Кстати, у вас ракета не в 2 раза больше Зенита, а в 3. Делите скоростной напор на 3. (Если не на 5 - "Энергия" дросселировала двигатели с 39-й по 77-ю секунду, а ваша ракета раза в два побольше той же "Энергии" будет, относительно, разумеется.)

[Дмитрий В.]

Кстати, Дмитрий В. вы как-то "замялись" по поводу моего предположения о проектировании Дельты-4.

 Берём 5 SSME и делаем ракету аж на 30 тонн ПН на переходной орбите, это тонн 10 минимально на геостационаре. (При водородном разгонном блоке, вроде "Центавра".)
 Двигатель освоен в производстве, давно изготовляется.

 "Боингам" вашей "гениальности" не хватило?
 

Один SSME стоит 50 млн. долларов, 5 - соответственно 250 млн. баксов.
В данном случае, дешевле было спроектировать новый, довольно простой, двигатель.

[fagot]

Зачем дросселировать двигатель так глубоко? Конечная масса не менее 150 тонн, а тяга снижается до 390 тонн.

А у вас циклограммы нету? Может это просто выключение через конечную ступень тяги

[X]

Зачем дросселировать двигатель так глубоко? Конечная масса не менее 150 тонн, а тяга снижается до 390 тонн.

А у вас циклограммы нету? Может это просто выключение через конечную ступень тяги

 Нету, но у Губанова дросселирование на конечном участке названо почему-то "главным дросселированием".
 Вообще интересно рассмотреть этот вопрос подробнее. ИМХО удельный импульс в 455 секунд получается только в самом конце траектории при этом дросселировании. Выгода будет когда траектория почти горизонтальна - за счёт малых гравитационных потерь на этом участке.

[X]

Один SSME стоит 50 млн. долларов, 5 - соответственно 250 млн. баксов.
В данном случае, дешевле было спроектировать новый, довольно простой, двигатель.

 Да, но ведь вы утверждали, что наибольшие затраты на разработку двигателя, а не на его производство?

 Кстати, посмотрите изображение "Энергии" у Губанова - один РД-0120 почти такой же по своим размерам, как РД-170 на боковушке. ИМХО и стоимость РД-0120 будет ближе к стоимости РД-170, а не к стоимости РД-180 или РД-190.

[Bell]

Да, но ведь вы утверждали, что наибольшие затраты на разработку двигателя, а не на его производство?

Зависит от серийности.

[Harsky]

Один SSME стоит 50 млн. долларов, 5 - соответственно 250 млн. баксов.
В данном случае, дешевле было спроектировать новый, довольно простой, двигатель.

 Да, но ведь вы утверждали, что наибольшие затраты на разработку двигателя, а не на его производство?

 Кстати, посмотрите изображение "Энергии" у Губанова - один РД-0120 почти такой же по своим размерам, как РД-170 на боковушке. ИМХО и стоимость РД-0120 будет ближе к стоимости РД-170, а не к стоимости РД-180 или РД-190.

вздор!
вы хотели сказать "стоимость материалов, пошедших на изготовления 0120 ближе к стоимости 170, чем 180"?
а с учетом того что длинна окружности меньше длин вписанных в нее 4-х окружностей примерно в 1.4 выходит что даже по цене вторчермета 0120 в полтора раза дешевле должен был быть (чего уж мелочится, посчитаем по диаметру КС, точные цифры искать лень, но визуально - примерно равны)

[Harsky]

немного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190

[X]

немного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190

 Вы когда-нибудь заказывали бак себе?
 Ну, скажем из пищевой нержи.
 Там цена зависит от объёма.

 "Грузите апельсины бочках" не проходит.

[X]

По цене единицы затрат выйдет то же соотношение, что и для SSME и RS-68 - чудес не бывает.

[Дмитрий В.]

Немного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы,  сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.

Рассчитал в спредшите ratman'а траекторию беспилотной 11А511У (по исходным данным из НК за декабрь 2002г. При стартовой массе около 306 т выводит на НОО 190*190 км с наклонеием 51 град примерно 6,9 т ПН

[Roger]

Немного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы,  сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.

Рассчитал в спредшите ratman'а траекторию беспилотной 11А511У (по исходным данным из НК за декабрь 2002г. При стартовой массе около 306 т выводит на НОО 190*190 км с наклонеием 51 град примерно 6,9 т ПН

Неплохо!
Но, на мой взгляд, ПН=6,9 т - "маловато будет".
Этот вариант (11Ф511У с КА "Зенит") по данным "НК" из Плесецка на орбиту i=82,5; H=210...240 выводит 6,3 т.
При этом, по моим прикидкам (не "ratman"!), из Плесецка на орбиту i=63;Н=200 должно выводится около 7,0 т. Для Байконура не считал, но думаю, что не менее 7,2 т.

[Дмитрий В.]

Немного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы,  сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.

Рассчитал в спредшите ratman'а траекторию беспилотной 11А511У (по исходным данным из НК за декабрь 2002г. При стартовой массе около 306 т выводит на НОО 190*190 км с наклонеием 51 град примерно 6,9 т ПН

Неплохо!
Но, на мой взгляд, ПН=6,9 т - "маловато будет".
Этот вариант (11Ф511У с КА "Зенит") по данным "НК" из Плесецка на орбиту i=82,5; H=210...240 выводит 6,3 т.
При этом, по моим прикидкам (не "ratman"!), из Плесецка на орбиту i=63;Н=200 должно выводится около 7,0 т. Для Байконура не считал, но думаю, что не менее 7,2 т.

Немного "поиграл" с углом наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени. Получил на той же орбите (старт с Байконура, 190*190км) 7248 кг.

[Harsky]

немного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190

 Вы когда-нибудь заказывали бак себе?
 Ну, скажем из пищевой нержи.
 Там цена зависит от объёма.

 "Грузите апельсины бочках" не проходит.

мда... опыта в заказывании баков у меня прямо скажем мало
только боюсь что и масса и объем играют в стоимости двигателей считанные и очень небольшие проценты. сколько стоит пара тонн нержавейки? или титана? как это соотносится с $20M?  

[fagot]

Нету, но у Губанова дросселирование на конечном участке названо почему-то "главным дросселированием".

Наверно потому что оно последнее.

Вообще интересно рассмотреть этот вопрос подробнее. ИМХО удельный импульс в 455 секунд получается только в самом конце траектории при этом дросселировании. Выгода будет когда траектория почти горизонтальна - за счёт малых гравитационных потерь на этом участке.

Если бы двигатель обладал такой уникальной особенностью, это бы наверняка было особо отмечено. У шаттла его 453 секунды получается именно на режиме максимальной тяги.