Российские пилотируемые КК и тендер Роскосмоса

[Старый]

Да нет тут никакого чуда. Шаттл с Арианом ведь летают. Причем и у того и у другого были проекты увеличения грузоподъемности путем замены ТТУ на керосиновые ступени. Так вот представь, что МАКС -- это такая двухступенчатая штука, у которой керосиновые и водородные движки объединены в один. Поскольку водородный бак составляет львиную долю массы баков и он в любом случае едет до орбиты, то разницы между сбросом и несбросом баков первой ступени немного. Кстати, керосиновый бак вполне можно и сбрасывать в середине полета, при переходе на второй режим.

Ну вы даёте! Вы чего, на полном серъёзе утверждаете что нет разницы между одноступенчатой и двухступенчатой ракетой?
 А давайте у Арианы-5 и у Шаттла тоже будем считать что движки первой и второй ступени объединены? И потащим пустые ТТУ до орбиты. И что тогда?

[Старый]

На фоне 600 т общего веса это мелочи, общей картины не меняет.

На фоне взлётного веса не меняет. А на фоне веса топлива меняет сильно. Любой лишний вес приходится вычитать из веса топлива, а его всего 65 тонн...

[Вадим Семенов]

Позднее - меньше вклад водородного УИ, скорости не хватит. Переходить на водород надо как можно раньше - при тяговооруженности 0,8-0,9.

Мне пришлось взять меньшую массу орбитального самолета, чем заявлено для МАКСа, порядка 20т. Но, может, более оптимальная программа тангажа поможет вытянуть заявленный вес.

Тяги не хватает. Еще с программой тангажа можно поиграться, хотя я не вполне понимаю, как она работает.

Мда, хорошой вопрос...
Кто бы помог?

Ну, может, сам ratman любезно согласится дать пояснения? Он же здесь появляется иногда. В частности, хотелось бы узнать смысл параметров пси и тета.

Атмосферный УИ есть у Вейда -- 330с

На каком режиме? Я принимал для 1-го режима 320 с, для 2-го 350, как у РД-0120.

Это в первом режиме. Второй все равно на высоте включается, зачем ему атмосферный импульс? Я брал по Вейду, 1й -- 330(атм), 415(вак); 2й -- 460(вак)

[KrMolot]

Не. Удельная масса водородника в 1.4 раза больше удельной массы керосинки. А уж трёхкомпонентника должно быть ещё меньше. Быстрее всего меньше 1. Вобщем трёхкомпонентник тяжелее чистого водородника. С чего ему легче то быть?

Быть может поэтому:

Как показал опыт, восстановительный газ на основе водорода приводит к водородному "охрупчиванию" с появлением трещин в наиболее напряжённых элементах конструкции. В связи с этим в качестве рабочего тела турбин турбонасосных агрегатов принят окислительный газ.
      Турбонасосные агрегаты раздельные по каждому компоненту.
      Предусмотрена окислительная схема с дожиганием при приемлемом уровне температуры рабочего тела турбины, которая позволяет обеспечить наиболее высокое давление в камере сгорания до 350 атмосфер на первом режиме. Эта схема, кроме того, позволяет в максимальной степени использовать многолетний опыт в разработке отечественных двигателей, выполненных по окислительной схеме.
      В газогенераторы подаётся весь жидкий кислород и часть углеводородного топлива, потребная для выработки окислительного высокотемпературного газа, поступающего на привод турбин турбонасоса. Оставшаяся часть топлива и весь жидкий водород поступают непосредственно в камеры сгорания. На втором режиме углеводородное топливо используется только для газификации кислорода в газогенераторах.

:?:  :oops:

[Вадим Семенов]

Ну вы даёте! Вы чего, на полном серъёзе утверждаете что нет разницы между одноступенчатой и двухступенчатой ракетой?
 А давайте у Арианы-5 и у Шаттла тоже будем считать что движки первой и второй ступени объединены? И потащим пустые ТТУ до орбиты. И что тогда?

Давайте вы не будете делать вид, что не понимаете, что корпус твердотопливных ступеней намного тяжелее, чем жидкостных. А керосином на первой ступени Шаттл/Ариан и будут практически одноступенчатыми. Небольшой керосиновый бак и некоторое увеличение кислородного бака -- мелочи по сравнению с тем, что в любом случае придется тащить до орбиты.

[Старый]

Ну и что? Протон без 1-й ступени тоже на орбиту не выйдет.

А кто сказал что он без первой ступени?

Вы же не учитываете самолет и высоту.

Заявленые высота и скорость разделения - туфта. А если даже принять их то 10 км высоты и 200 м/с скорости ничего не меняют.

Поэтому у МАКСа не надо вычитать столько гравитационных и АД-потерь, как у того же Протона. Потери на разворот этого вроде не перекрывают.

Потери на разворот перекрывают. По крайней мере съедают значительную часть.

Кроме того УИ на втором режиме заявлен 4532 тс = 462 с

Две секунды удельного импульса спасут отца русской демократии? Там и 460 не будет ни в жисть. Диаметр сопла слишком мал.

[Старый]

Давайте вы не будете делать вид, что не понимаете, что корпус твердотопливных ступеней намного тяжелее, чем жидкостных. А керосином на первой ступени Шаттл/Ариан и будут практически одноступенчатыми. Небольшой керосиновый бак и некоторое увеличение кислородного бака -- мелочи по сравнению с тем, что в любом случае придется тащить до орбиты.

То есть вы продолжаете настаивать что если бы ускорители Арианы-5 или Шаттла были бы керосиновые (или водородные, или трёхкомпонентные или любые другие) то их можно было бы вытащить на орбиту?  :shock:

[Вадим Семенов]

Старый, почитайте ссылку, которую дал KrMolot. Специально для вас цитаты:

В 1983 г., когда была начата эксплуатация "Спейс Шаттла", уже были предложены конструктивные улучшения и модификации этой многоразовой транспортной системы, связанные с возрастающим количеством запусков космических объектов. Отмечалось, что использование комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. Были проведены изыскания американских учёных Д.Мартина, В.Келуори, Р.Конрада, А.Вилхайта, которые показали, что сухая масса и габариты ракеты-носителя с комбинированной двигательной установкой, в которой могут использоваться два горючих, меньше, чем ракеты, выполненные по классической схеме. Утверждалось, что уменьшение массы одноступенчатых ракет-носителей достигает 15%, двухступенчатых 11%. Снижение сухой массы приносит немало преимуществ, поэтому вариант универсализации двигателей по отношению к горючему становится заманчивым.

Был проведен анализ эффективности рассмотренных схем трёхкомпонентных двигателей применительно к одноступенчатым ракетам-носителям. Рассчитывались оптимальные траектории и размеры ракеты-носителя, обеспечивающие вывод на орбиту одинаковой для каждой схемы полезной нагрузки по массе. Основная задача оптимизации ракеты-носителя заключалась в поиске наиболее выгодного распределения тяги между водородной и углеводородной камерами сгорания или, в других схемах, между двигателями водородными и углеводородными. Оптимум достигается, если трёхкомпонентными двигателями создаётся примерно 80% тяги, а доля углеводородного горючего составляет приблизительно 67%. Снижение сухой массы ракеты составляло около 22%, если сравнивать чисто водородную одноступенчатую ракету с ракетой, снабжённой трёхкомпонентными двигателями. Наименьшая масса получалась при доле тяги углеводородной камеры, равной или превышающей 75%. Использование схемы с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения позволяет уменьшать сухую массу ракеты-носителя на 19%. Варианты с параллельным расположением камер сгорания аналогичны двигателю с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения, разница в массе определяется в этом случае лишь двухпозиционным раздвижным соплом водородной камеры, что даёт выигрыш в сухой массе ракеты до 4%.

Да, я полагаю, что при таком снижении сухой массы их можно вытащить на орбиту.

[Bell]

Дык там 2 (ДВА) двигателя  

Откуда такая инфа? РД-701, ведь, имеет 2 сопла?!

Или я не прав? :oops:

Дык там 2 (ДВА) двигателя  :twisted:
Счетовод, блин...

А, ё! В справочнике "двигатели" РД-701 описан как двухкамерный... И на выставке "К звёздам" выставлялся двухкамерный макет.

Ой, собрались, блин, умники. Это по сути 2 однокамерных двигателя, поэтому из РД-701 путем простого деления легко получается РД-704.

Ладно, показываю пальцем.
Идем на страницу http://www.buran.ru/htm/rd-701.htm
Смотрим таблицу. Для особо одаренных есть внизу такая же на русском.
Там: Тяга в вакууме....2х2000,6 кН....2х784,5 кН (заметьте - уже здесь УМНОЖИТЬ НА 2, а не общая тяга)
Удельный импульс в вакууме...4071 с...4532 с
Отсюда тяга в пустоте 408,3 тс и 160,1 тс, импульсы 415 с и 462 с.
Делим тягу на импульс, получаем расход - 983,8 и 346,5 т, что как ни странно ровно В 2 РАЗА БОЛЬШЕ того, что вы там насчитали.

Я понятно изложил?


Надо же уметь работать с источниками, господа хорошие  :lol:

[Старый]

Быть может поэтому:

Как показал опыт, восстановительный газ на основе водорода приводит к водородному "охрупчиванию" с появлением трещин в наиболее напряжённых элементах конструкции. В связи с этим в качестве рабочего тела турбин турбонасосных агрегатов принят окислительный газ.
      Турбонасосные агрегаты раздельные по каждому компоненту.
      Предусмотрена окислительная схема с дожиганием при приемлемом уровне температуры рабочего тела турбины, которая позволяет обеспечить наиболее высокое давление в камере сгорания до 350 атмосфер на первом режиме. Эта схема, кроме того, позволяет в максимальной степени использовать многолетний опыт в разработке отечественных двигателей, выполненных по окислительной схеме.
      В газогенераторы подаётся весь жидкий кислород и часть углеводородного топлива, потребная для выработки окислительного высокотемпературного газа, поступающего на привод турбин турбонасоса. Оставшаяся часть топлива и весь жидкий водород поступают непосредственно в камеры сгорания. На втором режиме углеводородное топливо используется только для газификации кислорода в газогенераторах.

:?:  :oops:

Ужас какой! Что за бред? Шарлатаны забодали...
 Турбину водородного двигателя приводить кислородом - это надо было додуматься! Это ж кислород прийдётся нагревать раза в два сильнее чем у аналогичного по тяге керосинового двигателя!
 Кстати, значит в ГГ применяется керосин. Это значит и на втором режиме значительна доля керосина. И они ещё чтото бормочут про 460 сек УИ.
 Гость 22, а вы не в курсе, каков расход керосина через ГГ в РД-170 и какова его доля от общего расхода?

 Кстати

Двигатель РД-704 - модификация РД-701. Двигатель РД-704, в отличие от РД-701, однокамерный, а в остальном используются все агрегаты, предназначенные для базового двигателя, кроме турбонасосного агрегата.

Надо бы пропагандистам МАКСа на буран.ру договориться сколько всётаки камерный РД-701.

[Bell]

Позднее - меньше вклад водородного УИ, скорости не хватит. Переходить на водород надо как можно раньше - при тяговооруженности 0,8-0,9.

Мне пришлось взять меньшую массу орбитального самолета, чем заявлено для МАКСа, порядка 20т. Но, может, более оптимальная программа тангажа поможет вытянуть заявленный вес.

У меня графики выглядят так, что явно даже полное отсутствие ПН не поможет

Тяги не хватает. Еще с программой тангажа можно поиграться, хотя я не вполне понимаю, как она работает.

Мда, хорошой вопрос...
Кто бы помог?

Ну, может, сам ratman любезно согласится дать пояснения? Он же здесь появляется иногда. В частности, хотелось бы узнать смысл параметров пси и тета.

На сайте Ратмана есть вордовая мурзилка к спедшиту. Правда я в аэродинамике - как свинья в апельсинах.

Атмосферный УИ есть у Вейда -- 330с

На каком режиме? Я принимал для 1-го режима 320 с, для 2-го 350, как у РД-0120.

Это в первом режиме. Второй все равно на высоте включается, зачем ему атмосферный импульс? Я брал по Вейду, 1й -- 330(атм), 415(вак); 2й -- 460(вак)

Если стартовать с земли, то надо знать и для водородного режима.

[Дмитрий В.]

Старый, почитайте ссылку, которую дал KrMolot. Специально для вас цитаты:

В 1983 г., когда была начата эксплуатация "Спейс Шаттла", уже были предложены конструктивные улучшения и модификации этой многоразовой транспортной системы, связанные с возрастающим количеством запусков космических объектов. Отмечалось, что использование комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. Были проведены изыскания американских учёных Д.Мартина, В.Келуори, Р.Конрада, А.Вилхайта, которые показали, что сухая масса и габариты ракеты-носителя с комбинированной двигательной установкой, в которой могут использоваться два горючих, меньше, чем ракеты, выполненные по классической схеме. Утверждалось, что уменьшение массы одноступенчатых ракет-носителей достигает 15%, двухступенчатых 11%. Снижение сухой массы приносит немало преимуществ, поэтому вариант универсализации двигателей по отношению к горючему становится заманчивым.

Был проведен анализ эффективности рассмотренных схем трёхкомпонентных двигателей применительно к одноступенчатым ракетам-носителям. Рассчитывались оптимальные траектории и размеры ракеты-носителя, обеспечивающие вывод на орбиту одинаковой для каждой схемы полезной нагрузки по массе. Основная задача оптимизации ракеты-носителя заключалась в поиске наиболее выгодного распределения тяги между водородной и углеводородной камерами сгорания или, в других схемах, между двигателями водородными и углеводородными. Оптимум достигается, если трёхкомпонентными двигателями создаётся примерно 80% тяги, а доля углеводородного горючего составляет приблизительно 67%. Снижение сухой массы ракеты составляло около 22%, если сравнивать чисто водородную одноступенчатую ракету с ракетой, снабжённой трёхкомпонентными двигателями. Наименьшая масса получалась при доле тяги углеводородной камеры, равной или превышающей 75%. Использование схемы с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения позволяет уменьшать сухую массу ракеты-носителя на 19%. Варианты с параллельным расположением камер сгорания аналогичны двигателю с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения, разница в массе определяется в этом случае лишь двухпозиционным раздвижным соплом водородной камеры, что даёт выигрыш в сухой массе ракеты до 4%.

Да, я полагаю, что при таком снижении сухой массы их можно вытащить на орбиту.

Заметьте, речь здесь идет о снижении сухой массы РН, а не стартовой. Как бы с этим никто и не спорит. Однако:
1) В цитируемом труде (а он был опубликован в одном из номеров "Аэрокосмической техники" за 1986г.) наибольший расчетный эффект был достигнут при достаточно экзотичной схеме ЖРД, до которой даже РД-701 не дотягивает.
2) Постоянное совершенствование водородных топливных отсеков сводит на нет преимущества 3-х компонентных РН по мю ПН (его попросту нет), а существенное усложнение конструкции не окупается снижением массы сухой РН.

[Вадим Семенов]

На сайте Ратмана есть вордовая мурзилка к спедшиту.

А нельзя ли ссылочку на этот сайт получить?

[KrMolot]

Я понятно изложил?


Надо же уметь работать с источниками, господа хорошие  :lol:

Вполне. :oops:

[Bell]

Ну и что? Протон без 1-й ступени тоже на орбиту не выйдет.

А кто сказал что он без первой ступени?

Ну вы же самолет и высоту не считаете?

Вы же не учитываете самолет и высоту.

Заявленые высота и скорость разделения - туфта. А если даже принять их то 10 км высоты и 200 м/с скорости ничего не меняют.

Поэтому у МАКСа не надо вычитать столько гравитационных и АД-потерь, как у того же Протона. Потери на разворот этого вроде не перекрывают.

Потери на разворот перекрывают. По крайней мере съедают значительную часть.

Потери 1-й ступени Протона - 1200 м/с. Это разница между расчетной по Циолковскому и реальной (по Ратману Только у первой ступени.

Так что пусть съедают. Но перекрыть не смогут.

Кроме того УИ на втором режиме заявлен 4532 тс = 462 с

Две секунды удельного импульса спасут отца русской демократии? Там и 460 не будет ни в жисть. Диаметр сопла слишком мал.

Хотите украсть 50 м/с?
Кстати, сопло там с выдвижным насадком, макс. диаметр 2,4 м, коэффициент расширения на втором режиме 170

[Bell]

На сайте Ратмана есть вордовая мурзилка к спедшиту.

А нельзя ли ссылочку на этот сайт получить?

Легче мылом кинуть.

[Старый]

Старый, почитайте ссылку, которую дал KrMolot. Специально для вас цитаты:

Цена этим цитатам - ноль. Там не объясняется по сравнению с какой "классической" схемой достигается экономия веса. По сравнению с водородной, керосиновой, твердотопливной? Если речь идёт о классическом Шаттле то с твердотопливной?  
 У стронников экзотических идей всегда находятся рассчёты "доказывающие" что ихние идеи дают "экономию". Только всегда оказывается что они или подобрали условия или "забыли" что-нибудь учесть.  
 В данном случае не видя их доказательств их невозможно оспорить конкретно но можно утверждать что там есть подтасовки.
 

Да, я полагаю, что при таком снижении сухой массы их можно вытащить на орбиту.

Ещё раз: как вы себе представляете ускорители Арианы-5 или Шаттла которые можно вытащить на орбиту? Опишите любые, хоть десятикомпонентные.

[Старый]

Потери 1-й ступени Протона - 1200 м/с. Это разница между расчетной по Циолковскому и реальной (по Ратману Только у первой ступени.

Так что пусть съедают. Но перекрыть не смогут.

И здесь будет аналогично. Ну пусть не 120, пусть 1000м/с. И всё, и орбитальной скорости нет. Потери на втором режиме только довершат дело.

Хотите украсть 50 м/с?
Кстати, сопло там с выдвижным насадком, макс. диаметр 2,4 м, коэффициент расширения на втором режиме 170

Такой же диаметр сопла у РД-0120, а давление в камере выше. Так что УИ больше чем у РД-0120 не получится. Да как оказалось там ещё и керосин используется и на втором режиме. Так что кранты, не будет там и 450 секунд...

[Bell]

Да как оказалось там ещё и керосин используется и на втором режиме.

ХДЕ???  :shock:

[Старый]

Да как оказалось там ещё и керосин используется и на втором режиме.

ХДЕ???  :shock:

В газогенераторе!