Двигатели газ-газ

[Дем]

Имхо Газ-газ такой же взрывоопасный как и ДОГГ

А пот при той конструкции что у Маска - не уверен.
Ну прогорит дырка из ТНА в камеру сгорания - и что? Только перемешивания компонентов меньше станет.

[Дмитрий В.]

А как насчёт схемы "газ-газ" с двумя окислительными ГГ (скажем, соотношение компонентов выше стехиометрического). Можно получить какой-то эффект или только геморрой?

Честно, не до конца понял идею.

Если попробовать ВЕСЬ керосин газифицировать в кислый газ, то это не получится: соотношение массовых секундных расходов кислород/керосин 2,6...2,7 (для многих замкнутых двигателей), а стехиометрия 3,4. Т. е. просто всего расхода кислорода для этого не хватит.
Можно сделать газ+жидкость с отдельными ТНА кислорода и керосина:
1) отдельный ГГ на каждый ТНА;
2) один ГГ, питающий параллельно два ТНА.
В таком случае можно получить оптимальное число оборотов (по критерию максимум КПД насоса) на насосе керосина (в одном ТНА оптимальное число выбирается по самому мощному потребителю; в ЖК+керосин это насос Ок) на насосе керосина.
Но овчинка выделки не стоит:
1) количество ТНА два вместо одного;
2) оооочень сложное уплотнение между турбиной и насосом керосина.

Я же предложил рассмотреть вариант соотношения с избытком окислителя, то есть выше стехиометрии (скажем, 4-4,5). Предположим, имеем 2 ТНА с равным расходом, оба с окислительными ГГ. Каждый ТНА качает оба компонента, в каждый попадает половина расхода керосина (после рубашки охлаждения) и половина расхода ЖК. Всё газифицируется. 
Кстати, в схеме газ-газ. как правило, и так 2 ТНА (только оди с восстановительным, а другой с окислительным ГГ).

[Старый]

рд-704 он же трех компонентный, у него есть водород, так что 300 атм легко.

Так всё на одном газогенераторе висит. И 300 атмосфер остаются 300 атмосферами...

Там два отдельных ТНА для водорода и для керосина. Ну а главное - этот двигатель не работал.

[Старый]

Кстати, в схеме газ-газ. как правило, и так 2 ТНА (только оди с восстановительным, а другой с окислительным ГГ).

В схеме газ-газ должны газифицироваться оба компонента.

[C-300-2]

Каждый ТНА качает оба компонента, в каждый попадает половина расхода керосина (после рубашки охлаждения) и половина расхода ЖК

Ааа. Но тогда тут чистая математика. Соотношение компонентов в двигуне = соотношение компонентов в КС = 2,6...2,7. 

Тогда если расходы поделить поровну между газогенераторами, то такое же соотношение будет и в газиках.
Если я вас опять неправильно понял, то просьба нарисовать упрощённую ПГС-ку. А то на словах такие вещи тяжело (и, увы, неоднозначно) воспринимаются 

[Дмитрий В.]

Каждый ТНА качает оба компонента, в каждый попадает половина расхода керосина (после рубашки охлаждения) и половина расхода ЖК

Ааа. Но тогда тут чистая математика. Соотношение компонентов в двигуне = соотношение компонентов в КС = 2,6...2,7.

Тогда если расходы поделить поровну между газогенераторами, то такое же соотношение будет и в газиках.
Если я вас опять неправильно понял, то просьба нарисовать упрощённую ПГС-ку. А то на словах такие вещи тяжело (и, увы, неоднозначно) воспринимаются 

Да почему 2,6-2,7? Это меньше стехиометрии и если не ошибаюсь, один из 2-х ГГ непременно будет "сладким", а нам надо, чтобы не было сажи, а значит, оба ГГ должны быть "кислыми". Для этого и в ГГ и в камере соотношение компонентов по идее, должно быть выше стехиометрического.

[Дмитрий В.]

То есть тут и есть вопросы:
- возможна ли такая схема в принципе?
- будет ли положительный эффект?

[Старый]

Саныч соскочил с турбины на газифицированном керосине.

[Дмитрий В.]

Саныч соскочил с турбины на газифицированном керосине.

Буа-га-га! Старый ты хоть понял о чём я пишу? Нет? Пишу я о газификации ЖК и керосина, но без образования сажи (что есть, действительно, определённая проблема). Поскольку ты ни бельмеса в ЖРД, прошу тебя помолчать: я хочу услышать профессионала С-300.

[Дмитрий В.]

Подозреваю, что в предложенной схеме в КС не будет никакого дожигания

[C-300-2]

коллеги, я пока без компьютера, печатаю с телефона.
Пока просто информация: соотношение компонентов в кислом газике для ЖК+керосин по памяти 40...50. Не меньше! По условию не преввшения температуры тракта. И то - близко к пределу.
Скажем, сделать 4...5 без охлаждения всего - трубопроводов, коллекторов, направляющего аппарата турбины, диска турбины - не выйдет.

[Boris Mekler]

Я как-то не понимаю как схема с двумя ГГ, оба с избытком кислорода, должна работать. Что после этих ГГ будет дожигаться в основной КС? С турбин туда будет идти, в первом приближении, смесь O2 + CO2 + H2O - чему там гореть, ведь всё что могло сгореть уже сгорело в ГГ? Или в КС дополнительно подавать керосин? Тогда это тот же РД-170, только зачем то с двумя дублирующими друг друга горячими трактами.

[Дмитрий В.]

Я как-то не понимаю как схема с двумя ГГ, оба с избытком кислорода, должна работать. Что после этих ГГ будет дожигаться в основной КС?

Да вот и я про то же. Не получится.

[Старый]

Буа-га-га! Старый ты хоть понял о чём я пишу?

Понял, понял. Прекрасно понял. Ты писал о том почему Маск применил метан, но соскочил.

[Дмитрий В.]

Буа-га-га! Старый ты хоть понял о чём я пишу?

Понял, понял. Прекрасно понял. Ты писал о том почему Маск применил метан, но соскочил.

Да ты читать не умеешь  Я писал, что причины выбора метана Маском озвучены публично и общеизвестны. Но ты продолжаешь фантазировать, что де знаешь о чём реально думает Маск, лучше самого Маска. Ню-ню, бегай по манежу дальшше.

[Старый]

Я писал, что причины выбора метана Маском озвучены публично и общеизвестны.

Я же именно это и говорю: писал, писал и соскочил.

[Seerndv]

https://mai.ru/upload/iblock/3a4/Dissertatsiya.pdf
(ссылка для гл.ув.тов. Salo он собирает такие материалы. и, надеюсь, хранит для потомков форума ) 

В отечественных разработках РКС предусматривается создание одноразовых средств выведения РН легкого, среднего и тяжелого классов и многоразовых ракетно-космических систем (МРКС) с использованием экологически чистых компонентов топлива: – на первых ступенях кислородно-керосинового или кислороднометанового топлива; – на верхних и разгонных ступенях – кислородно-водородного топлива. На первых ступенях указанных классов РН предусматривается использование модернизированных кислородно-керосиновых двигателей типов РД-171М (тяга 8400 kH), РД180 (тяга ~ 4000 кН) или РД-191 (тяга ~ 1900 кН) разработки ОАО "НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко". Следует отметить, что в современных одноразовых средствах выведения, когда вопросы повторного применения ЖРД не являются определяющими, использование кислородно-керосинового топлива в ДУ первых ступеней характеризуется приемлемым уровнем экологической безопасности. При этом использование модификаций двигателей РД-191 или РД-180, выполненных по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа (ДОГГ) и высокими параметрами (рк = 26 МПа), оправдано благодаря высокой экономичности указанных ЖРД и более высокой энергетической эффективности РКС [55]. Однако, обеспечение комплексного показателя надежности и безопасности полетов с учетом стоимости изготовления ЖРД и их эксплуатации для МРКС становится проблематичным. Это связано с тем, что достижение требуемого уровня безопасности для ЖРД с ДОГГ сопряжено со значительными, порою не оправданными 25 трудностями и затратами, прежде всего, потому что закрытая схема с окислительным газогенератором имеет повышенную склонность к возгоранию и аварийные процессы в высокотемпературной кислой среде развиваются настолько быстро (< 0,02...0,06 с), что создание эффективной САЗ двигателя оказывается практически невозможной, способной своевременно, до взрыва отключить аварийный ЖРД. Защита от возгораний газовых трактов ЖРД с ДОГГ осуществляется за счет применения дорогостоящих специальных конструкционных материалов и технологически сложных теплозащитных покрытий, что вызывает, в свою очередь, повышенную стоимость двигателей. В этом плане создание кислородно-метановых ЖРД представляет особый интерес с учетом перспектив их использования в составе многоразовых РКС. Метан не ядовит, при сгорании с оптимальным соотношением дает продукты сгорания (ПС), состоящие из водяного пара и двуокиси углерода. В отличие от керосина проливы сжиженного природного газа (СПГ) с содержанием метана не менее 97 % быстро испаряются, не нанося вреда окружающей среде [24, 62]. СПГ как ракетное горючее занимает промежуточное положение между водородом и керосином по своим физико-химическим свойствам. В сравнение с керосином метан обладает следующими преимуществами: – стоимость сжиженного метана вдвое ниже стоимости керосина; – прирост удельного импульса тяги ЖРД на кислородно-метановом топливе на 196 м/с больше, чем на кислородно-керосиновом топливе, а температура ПС с кислородом снижается на 200оС при одинаковых внутрикамерных параметрах; – сгорание метана с кислородом не вызывает сажеобразования, что позволяет использовать в схеме ЖРД дожигание восстановительного газогенераторного газа (ДВГГ); – метан превосходит керосин по охлаждающим свойствам в широком диапазоне соотношения компонентов топлива. Недостатками метана в сравнении с керосином являются: – более низкая температура кипения (Ткип=111,5 К) и меньшая плотность 26 (  = 424 кг/м3 ); – необходимость доработок имеющейся инфраструктуры, средств транспортировки, хранения КРТ для использования нового компонента. Исследования авторов [54] показывают, что к числу основных преимуществ применения кислородно-метановых ЖРД в составе МРКС относятся: – обеспечение повышенного удельного импульса тяги при умеренно напряженных параметрах (давление в КС 16...19 МПа) по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД с давлением в КС до 26 МПа; – более низкая температура газов перед турбиной (до 600 К), являющейся предпосылкой для создания многоразового двигателя с большой кратностью применения, поскольку ресурс турбины обратно пропорционален температуре; – после останова двигателя остатки метана и жидкого кислорода газифицируются и удаляются полностью из магистралей двигателя и баков на баллистическом участке траектории возвратного полета возвращаемого ракетного блока (ВРБ), что существенно упрощает и удешевляет послеполетное обслуживание двигателя при его многоразовом использовании; – из-за отсутствия коксообразования при сгорании метанового горючего могут быть созданы высокоэффективные ЖРД с восстановительным ГГ, аварийность которых в 4 – 8 раз ниже, чем у окислительных ЖРД. Время протекания аварии газового тракта (в двигателе с ДВГГ) до потери герметичности, как правило, cоставляет 0,1...0,5 с, что позволяет реализовать эффективную САЗ и обеспечить требуемый уровень безопасности их применения в МРКС. Таким образом, использование кислородно-метановых ЖРД на ВРБ позволяет выполнить требования по надежности и безопасности МРКС-1 и РН в полном объеме. К тому же в России сосредоточено до 40 % мировых запасов природного газа, содержащего до 95 % метана.

[Старый]

https://mai.ru/upload/iblock/3a4/Dissertatsiya.pdf
(ссылка для гл.ув.тов. Salo он собирает такие материалы. и, надеюсь, хранит для потомков форума ) 

Это чьято диссертация? Тогда это пустая болтовня.

[Seerndv]

- не-е-е ... самый большой пустобрех - это автор  заявлений о "ненапряженном" РД-170 ...

Кто бы это мог быть?! 

[vlad7308]

Маск выбрал метан и газ-газ из соображений одновременно хорошего УИ, тяги и многоразовости (потенциальной) в одном флаконе. Это вроде как известно и никогда не скрывалось.

Вполне возможно, что, по достижении некоторой технической зрелости раптора, он еще и окажется дешевле и проще, чем напряжённые керосинки. А также, возможно, и не менее надежен, чем мерлины.