Ракетный двигатель.

[Leonar]

Я так и знал. "Все украдено до нас"
Ни чего страшного. "Мы пойдем другим путем"
Как то видел статью про чашкообразные сопла.

А разве это не было для того чтобы уменьшить габарит ду второй или третьей ступени, относительно классического сопла?
Ну что бы влезло в подводную лодку?

[Гусев_А]

Для данного двигателя если использовать например ртуть, то можно разогнать рабочее тело в вакууме до 10 и даже чуть более км/с. Это в 2-3 раза больше чем у ЖРД, но в несколько раз меньше чем ЯРД на водороде.

ЯРД на водороде - это 9 км/с.

Конечно. Извиняюсь. Не поискал цифры, а прикинул исходя из молярной массы рабочего тела.

Тогда тем более выгоднее механически разогнать ртуть, чем мучатся с водородом.

[Гусев_А]

Я так и знал. "Все украдено до нас"
Ни чего страшного. "Мы пойдем другим путем"
Как то видел статью про чашкообразные сопла.

А разве это не было для того чтобы уменьшить габарит ду второй или третьей ступени, относительно классического сопла?
Ну что бы влезло в подводную лодку?

Именно маленький вертикальный габарит и есть основной плюс чашкообразного сопла, с этим я полностью согласен.
Меня интересовал сам факт, что это сопло работает. А в нем газ не просто расширяется, а еще и изгибает траекторию своего движения в сопле после критического сечения.

[Гусев_А]

Вы не можете просматривать это вложение.
Еще один вариант соплового насадка.
 Если представить вариант ракеты носителя, где 1-я ступень --например 6 блоков Ангары (на ее примере), (или три блока с РД-170) А вторая центральная ступень имеет 3 с боков установленных ЖРД, с такими же соплами. К этим 3-м соплам прикреплены насадки в виде 3-х створок. Одна из них внутренняя неподвижна, а две крайние вначале раскрыты так, чтоб находились под соплами ЖРД 1-й ступени.
 При совместной работе все ЖРД  расположены по кругу, вокруг конического хвоста, образованного створками насадка и в продолжение корпусом сбрасываемого бака 2-й ступени. По окончании работы 1-й ступени, они отстыковываются, подвесной бак отбрасывается, а створки сворачиваются в насадок, для продолжение работы 2-й ступени.
К приемуществам можно отнести то, что все ЖРД и 1-й и 2-й ступеней могут иметь ЖРД без качания. Руление можно осуществлять разнотягом. Хвост образует как бы наружное сопло, способное работать даже в плотной атмосфере. При сбросе 1-й ступени, сбрасывается и хвост, что позволит иметь то же место падения. В хвосте можно будет разместить бак для 2-й ступени, который будет израсходован за время работы 1-й ступени. ЖРД 2-й ступени на старте смогут вместе с ЖРД 1-й ступени на полную участвовать в начальном разгоне. А после разделения иметь сопло с гораздо большим расширением. В итоге 1-я ступень только облегчится и упростится. Вторая ступень, имеющая 3 бака, на пол пути один из них отбрасывает, и остается даже облегченной, с высотным ЖРД, имеющим гораздо более высоким УИ. Створки насадка имеют очень простую конструкцию (просто шарниры и замки, без всяких направляющих...) 

[Гусев_А]

Нарисовал еще один вариант ракетного двигателя.


Известно, что при использовании высотного сопла в плотных слоях атмосферы, давление у среза сопла внутри будет ниже, чем снаружи. От этого может возникнуть переток атмосферного воздуха, что может привести к очень не желательным колебательным процессам. По этому применять его и при старте с земли и на высоте не возможно. Приходится применять сопло по короче, или очень редко применять сопловый насадок, чтоб на высоте поднять УИ.
Вы не можете просматривать это вложение. 


Известно, что при тангенцальной подаче топлива, в газах возникает вращательное движение струи, и давление у стенок сопла возрастает, что позволит при том же давлении и расходе сделать сопло с большим расширением. 

Вы не можете просматривать это вложение.

Если камеру сгорания поместить уже в корпус по форме совпадающим с соплом Лаваля, и которое будет его продолжением. А критическое сечение, отделяющее камеру сгорания от сопла организовать формой сердцевины. В сердцевину через один входят трубопроводы с топливом и окислителем, расположившись по кругу. От которых многочисленные форсунки подают компоненты топлива направляя их почти по касательной. Наружная же сторона камеры сгорания и сопла гладкая и ровная, без заужений. Вдоль нее и будет двигаться максимальная часть потока. В центре как в камере сгорания, так и в сопле давление будет гораздо меньше.

Возможен вариант подвода в центр сопла воздуха от набегающего потока.

Ни какие нюансы и подробности пока описывать и прорисовывать не стану, но кое что с моей точки зрения интересное есть.

[Serge V Iz]

Энергия, сообщенная частицам истекающего рабочего тела зависит от их скорости, даже если эта скорость в конкретном двигателе будет направлена не то, что под углом к оси двигателя, а даже и строго поперёк. Даже и вообще в обратную сторону. А что мы можем сказать о суммарном импульсе таких частиц рассмотрев тангенциальную составляющую скорости?

[Гусев_А]

Если предположим, что тангенциальная скорость потока в камере сгорания у наружной поверхности достигнет 70-80 м/с, то это значит, что на поток будет действовать центробежная сила около 1000 g и более. Даже для газа эта сила создаст заметную разность давления в центре и вдоль сопла. Давление действующее на сопло из внутри создает тягу.
Скорость истечения газа через критическое сечение во много раз больше данной тангенциальной скорости, а в сопле она еще увеличивается. А если считать именно энергию, то она зависит от скорости в квадрате, а значит доля энергии затраченной на раскрутку не так велика.
С увеличением скорости в сопле, там падает давление газа, но благодаря вращательной составляющей давление вдоль стенок будет больше, что позволит сделать сопло с большим коэффициентом расширения, и получить более высокий УИ, как у земли так и на высоте.

[ExDi]

давление на стенку сопла и импульс истекающего потока связаны фундаментально и однозначно, это невозможно обмануть; если выходящий поток приобретает составляющую вектора скорости, отличную от осевой - то это неизбежно создает дефицит импульса и тяги. термины давление (и температура) в термодинамическом смысле применимы только к тепловому хаотическому движению молекул, но не к макроупорядоченному направленному. если вы кидаете мячики-молекулы в стенку сопла тангенциально, так что они не приобретают при столкновении осевую составляющую скорости - то "давление" они создают - но никакой тяги не создают (а если приобретают - то создают ровно в меру того, насколько приобретают, в этом и смысл-механизм работы сопла - превращение любого движения в потоке в осевое, оно эффективно ровно настолько, насколько ему вышеуказанное удается делать). но тангенциальный поток будет еще из-за градиентов скорости работать на диссипацию, трение-перемешивание и создание вихрей, превращая упорядоченное движение в тепловое, увеличивая термодинамическую температуру газа на выходе и снижая кпд

[Гусев_А]

Спасибо за  обстоятельный комментарий.

Интересно на сколько в реальном ЖРД поток в сопле ламинарный? Чтоб не создавались вихри. На фото часто видно некий вид сфокусированного от сопла потока, иногда даже повторяющиеся. То есть и там есть некоторый градиент скоростей, да и углов движения.

[ExDi]

конечно есть, от этого никуда не денешься, энтропия непобедима; кажется ракетчики неламинарности называют "жгутование" - и хорошо осознают, что в т.ч. это крадет кпд и соответственно импульс. но и не так ужасно, как кажется должно бы быть при таких скоростях истечения; в теме про второй полет старшипа появилось видео с акцентом на факел; течение в нем выглядит удивительно упорядоченным. но то о чем вы говорите - диски маха - это насколько я понимаю эффекты взаимодействия истекающей струи с атмосферой в случае если термодинамический параметр давления на срезе сопла оказывается выше или ниже атмосферного; тогда сверхзвуковой поток вот так вот периодически расширяется-сжимается атмосферным давлением; но вследствие сверхзвукового характера истечения это не может оказывать обратное влияние на процессы в самом сопле. хотя само по себе недо - и перерасширение да, тоже крадет импульс

[Гусев_А]

Равномерность потока, конечно не может быть полной. У краёв  есть влияние стенок.  Конечно  геометрия  сопла полностью просчитана и большие "перекосы' устранены.

Вернёмся к моему варианту. Если сравнить тангенцальную скорость 70 м/с , которая в сопле частично перенаправить и осевую 3000 м/с, то потери в УИ будут  секунды 2. А при применении сопла  с большим расширением можно поиметь и +10 и даже больше. Лишь бы  позволило давление на срезе. Про эти градиенты, то они будут с учётом дополнительной центробежной силы. Нужно будет  подгонять геометрию.

[ExDi]

вы не оттуда начинаете, начинать надо, как велит термодинамика, с конца: чтобы получить максимум работы - вам надо иметь на срезе сопла как можно меньшие и однородные давление и температуру и как можно более однородный по скорости и плотности ламинарный поток. проигрывая в любом параметре - вы проигрываете в целом. думам об увеличении давления одно место - камера сгорания, нельзя думать о том как получить в сопле большее давление, нужно - о том как получить меньшее. если вы исхитрились увеличить давление у стенок сопла - значит у вас недорасширение, вы недополучили работу. если при этом вы исхитрились и температуру не увеличить - значит в соответствии с уравнением состояния газа увеличилась его плотность в этой области, и вы недополучили много работы. а если плотность не увеличилась - значит выросла температура и вы опять недополучили много работы. плюс любые градиенты создают разности термодинамических потенциалов и направленные на их выравнивание потоки, в свою очередь создающие возмущения и диссипацию механической энергии в тепловую. конструктор может только молиться, чтобы все всегда в потоке было однородно, без градиентов, и двигалось ламинарно по осевой. если для чего-то приходится делать иначе - то только для того, чтобы ценой потери кпд и импульса решить иные задачи (пристенное охлаждение, подавление вч). все прочее - попытка бороться со вторым законом термодинамики, что есть грех ровно такой же, что борьба с первым

[Гусев_А]

И все таки должен быть путь использовать атмосферный воздух для повышения эффективности ракетного двигателя.
Вы не можете просматривать это вложение.
Смысл такой, что ВРД небольшого самолетика со второго контура весь воздух загоняют в зазор между основным соплом и сопловым насадком. Скорость течения воздуха в зазоре до звуковая, но благодаря плавному сжатию потока и закону Бернулли давление на срезе сопла должно стать ниже атмосферного. 
Основная идея в том, чтоб в РД использовать как бы двухконтурность. Так в турбореактивном двигателе не очень эффективно просто выбрасывать газ из сопла с максимальной скоростью, гораздо выгодней забрать у него часть энергии и пусть с гораздо меньшими скоростями, но пропихивать больший объем газа.
Кроме того к воздуху можно подмешать топливо. и постараться получить нечто подобное форсажной камере.
Здесь задача получить максимальную тягу (с запасом больше массы самолета) на начальном отрезке полета. 
После выхода из слоев атмосферы с достаточной плотностью, самолет отделяется. А сопловый насадок выдвигается дальше. Получается высотное сопло с высоким УИ.
После окончания работы РД, уже в невесомости и при отсутствии заметного скоростного напора, сопловый насадок с помощью двух штанг еще немного отодвигается и разворачивается. Затем надвигается, закрывая собой зазор между соплом и корпусом. Тем самым надежно защищает все агрегаты двигателя, от скоростного напора при входе в атмосферу.

[cross-track]

После выхода из слоев атмосферы с достаточной плотностью, самолет отделяется.

А до отделения самолета его вес не уменьшит грузоподъемность ракеты? Ведь двигатели самолета никак не скомпенсируют его вес.

[Гусев_А]

Собственные двигатели самолета, конечно нет, тем более более второй контур ТРД будет работать на нагнетание воздуха во внешнюю часть ЖРД. Основную добавочную тягу предполагаю получить от эжектора, где к струе из сопла ЖРД будет добавлен воздух и эффекта форсажной камеры. В самолете может находиться бак  например с этаном. Холодный, но уже не криогенный при приемлемом давлении наддува и способный быстро испариться. 

[blik]

Основная идея в том, чтоб в РД использовать как бы двухконтурность. Так в турбореактивном двигателе не очень эффективно просто выбрасывать газ из сопла с максимальной скоростью, гораздо выгодней забрать у него часть энергии и пусть с гораздо меньшими скоростями, но пропихивать больший объем газа.

Доведем идею до логического конца. Ступень из одного или нескольких ТРД поднимает ракету до высоты 15 км, далее работают ракетные ступени. Что не так. Очень большая цена ТРД на единицу тяги, эта начальная ступень будет стоить больше, чем целая ракета такой же ПН. Начальная ступень работает только 15 км. То есть, идея не проходит по критерию отношения эффективности на стоимость.

[Гусев_А]

Основная идея в том, чтоб в РД использовать как бы двухконтурность. Так в турбореактивном двигателе не очень эффективно просто выбрасывать газ из сопла с максимальной скоростью, гораздо выгодней забрать у него часть энергии и пусть с гораздо меньшими скоростями, но пропихивать больший объем газа.

Доведем идею до логического конца. Ступень из одного или нескольких ТРД поднимает ракету до высоты 15 км, далее работают ракетные ступени. Что не так. Очень большая цена ТРД на единицу тяги, эта начальная ступень будет стоить больше, чем целая ракета такой же ПН. Начальная ступень работает только 15 км. То есть, идея не проходит по критерию отношения эффективности на стоимость.

Очень логично, не спорю. Цена ТРД кратно выше чем ЖРД. И даже их "почти вечная" многоразовость не очень оправдает (при такой то частоте пусков) затрат на создание такого монстра-самолета, который сможет запустить хоть мало мальскую ракету потяжелее. Про одноразовую болванку с ТРД, речи нет вообще.
Я основываясь на предположениях (нужен совет знатоков), что загнанный под сопловый насодок воздух, в купе с добавлением топлива в такой форсажной камере даст прибавку в тяге в несколько раз больше, чем он бы дал, просто выталкиваясь взад в ТРД. Если тяга ЖРД возрастет более чем в 1,5 раза, то тогда есть смысл думать.
Про самолетик, это максимально простой планер, задача которого только и состоит, чтоб обладая такими мощными ТРД  управляемо вернуться и совершить посадку, при отсутствии нагрузки и почти пустыми баками. Внутри самолета есть баки с топливом для ТРД,баки с топливом для форсажных камер (ТРД и ЖРД), автоматика, которая явно легче чем кабина с пилотом и толстенный воздуховод. Два таких самолета обеспечат пожизненное существование программы.
Конечно хочется спросить у специалистов, возможна ли вообще такая форсажная камера за соплом ЖРД.

[nonconvex]

Про самолетик, это максимально простой планер, задача которого только и состоит, чтоб обладая такими мощными ТРД  управляемо вернуться и совершить посадку, при отсутствии нагрузки и почти пустыми баками. Внутри самолета есть баки с топливом для ТРД,баки с топливом для форсажных камер (ТРД и ЖРД), автоматика, которая явно легче чем кабина с пилотом и толстенный воздуховод. Два таких самолета обеспечат пожизненное существование программы.

Такие самолетики подойдут?

[AlexNB]

Вернёмся к моему варианту. Если сравнить тангенцальную скорость 70 м/с , которая в сопле частично перенаправить и осевую 3000 м/с, то потери в УИ будут  секунды 2. А при применении сопла  с большим расширением можно поиметь и +10 и даже больше. Лишь бы  позволило давление на срезе. Про эти градиенты, то они будут с учётом дополнительной центробежной силы. Нужно будет  подгонять геометрию.

В 60-х американцы исследовали нечто подобное, правда без вращения - потери УИ - несколько десятков секунд. Думаю со вращением будут еще больше. Правда 70 м/с - это ни о чем, поток их даже не заметит (слишком маленький скоростной напор) - поток будет такой же, как при радиальном вдуве. 

[AlexNB]

Основная идея в том, чтоб в РД использовать как бы двухконтурность. Так в турбореактивном двигателе не очень эффективно просто выбрасывать газ из сопла с максимальной скоростью, гораздо выгодней забрать у него часть энергии и пусть с гораздо меньшими скоростями, но пропихивать больший объем газа.

Доведем идею до логического конца. Ступень из одного или нескольких ТРД поднимает ракету до высоты 15 км, далее работают ракетные ступени. Что не так. Очень большая цена ТРД на единицу тяги, эта начальная ступень будет стоить больше, чем целая ракета такой же ПН. Начальная ступень работает только 15 км. То есть, идея не проходит по критерию отношения эффективности на стоимость.

Очень логично, не спорю. Цена ТРД кратно выше чем ЖРД. И даже их "почти вечная" многоразовость не очень оправдает (при такой то частоте пусков) затрат на создание такого монстра-самолета, который сможет запустить хоть мало мальскую ракету потяжелее. Про одноразовую болванку с ТРД, речи нет вообще.
Я основываясь на предположениях (нужен совет знатоков), что загнанный под сопловый насодок воздух, в купе с добавлением топлива в такой форсажной камере даст прибавку в тяге в несколько раз больше, чем он бы дал, просто выталкиваясь взад в ТРД. Если тяга ЖРД возрастет более чем в 1,5 раза, то тогда есть смысл думать.
Про самолетик, это максимально простой планер, задача которого только и состоит, чтоб обладая такими мощными ТРД  управляемо вернуться и совершить посадку, при отсутствии нагрузки и почти пустыми баками. Внутри самолета есть баки с топливом для ТРД,баки с топливом для форсажных камер (ТРД и ЖРД), автоматика, которая явно легче чем кабина с пилотом и толстенный воздуховод. Два таких самолета обеспечат пожизненное существование программы.
Конечно хочется спросить у специалистов, возможна ли вообще такая форсажная камера за соплом ЖРД.

Схема с эжекцией внешнего воздуха в сопловой насадок ЖРД исследовалась многократно, в тч и экспериментально.
Проблема в смешении высокоскоростного потока ЖРД с низкоскоростным потоком воздуха. Для смешения без больших потерь нужны большие длины, а значит и масса насадка получается больше выигрыша по тяге. Более или менее получалось в безэлектродном МГД насадке, но это особая песня. Вы же хотите еще сжигать и горючее в скоростном потоке, а это еще большие длины. Посмотрите как выглядит ГПВРД внешнего горения на ЛА, примерно так будет выглядеть и Ваш насадок.
На счет ТРД, Вы делаете распространенную ошибку пытаясь анализировать применение двигателя с ресурсом в десятки тысяч часов в технике с временем работы, ну, максимум час. ВРД для ракетной техники будет сильно отличатся от авиационного.