И опять про Ангару

[Старый]

Локхид знает точно - они головные разработчики "Трайдента", а на нем управление по крену на маршевых ступенях отсутствует, возможные "ошибки" коменсируются СУ системы разведения.

Дык Трайдент это ж не космическая ракета-носитель. А вот на LLV (она же Афина) двигатели для управления по крену имелись.  

Лучше, если боковушек не будет вовсе.

Правильно! И если совсем этого избежать нельзя то к этому надо хотя бы стремиться.

[Старый]

Основная дискуссия, насколько я понимаю, шла именно по однокамерному движку.

Какая ещё дискуссия? Никакой дискуссии. Противники нынешнего варианта предлагают отказаться впень вообще от однокамерного движка.

При большем количестве камер в одном ЖРД (один ТНА) - гибкий газовод наиболее оптимальное решение, разумеется, если ЖРД замкнутой схемы.

А мужики то и не знают! Правда и движков таких раз, два...

[Дмитрий В.]

По порядку:
1.То, что Трайдент не космическая ракета побоку, поскольку у БР потребные моменты управления как правило выше чем у РН, то на РН такую схему управления ("без крена") реализовать даже легче.
2.Если уж Ангару (тяжелую) будут делать с 5-ю УРМ, то, ИМХО, отделяться они должны одновременно (а блок 2-й ступени пропорционально увеличить), в противном случае имеем 3 ступени и, как минимум, 2 зоны отчуждения по трассе полета.
3.Отказ от однокамерного двигателя - вопрос спорный.
С уважением, Дмитрий В

[Старый]

По порядку:
1.То, что Трайдент не космическая ракета побоку, поскольку у БР потребные моменты управления как правило выше чем у РН, то на РН такую схему управления ("без крена") реализовать даже легче.

Но поскольку на РН даже лёгких никто так не делает вероятно есть тому причины. Навверно есть чтото что отличает РН от БРПЛ.

2.Если уж Ангару (тяжелую) будут делать с 5-ю УРМ, то, ИМХО, отделяться они должны одновременно (а блок 2-й ступени пропорционально увеличить),

Это вобщемто всем понятно но тогда такую 2-ю ступень нельзя будет пристроить к Ангаре-1.2 и потребуется более мощный двигатель чем РД-0124. И опять возникнет вопрос а что ж всё это время делали и кто разрешил.

3.Отказ от однокамерного двигателя - вопрос спорный.

Ну вот и оспорьте.

[Дмитрий В.]

Оспариваю (вяло, т.к. все уже придумано до нас):
Рассмотрим простую ситуацию: известна стартовая тяга, необходимо выбрать состав ДУ - однокамерный двигатель, четырехкамерный или четыре однокамерных.
а) однокамерный вариант - скорее всего масса собственно ЖРД минимальна, но: компоновка хвостового отсека неплотная, большая длина двигателя, пи отказе единственного ЖРД - кранты!!!
б)четырехкамерный ЖРД - вариант по массе двигателя промежуточный, плотная компоновка хвостового отсека, но: пи неполадках в ТНА (единственном на 4 камеры) - исход как в варианте а)
в)четыре однокамерных движка - возможно самый тяжелый по массе, однако при отказе одного ЖРД мы его "выключаем", продолжаем полет на оставшихся 3-х.
С уважением, Дмитрий В.

[Гость 22]

1)Двигатель с гибким газоводом и соплами крена будет скорее всего легче, чем двигатель без оного и с теми же соплами крена, поскольку момент инерции двигателя в сборе в несколько раз больше момента инерции камеры, ... соответственно при качании только камеры мощность (значит и масса) силовых приводов будут меньше

А зачем нам качать весь двигатель?
Вот такой, например, рулевой двигатель:
http://yuzhnoye.com/Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Vernier%20Engines/RD-8.htm
имеет массу 380 кг. Учитывая то, что 1) давление в "упрощенном" РД-180 на 30-40% ниже => мощность и масса ТНА тоже ниже, 2) масса сварного газовода на 20 МПа много ниже массы гибкого на 30 МПа с карданом и 3) силовых приводов на "простом" РД-180 не будет вообще, могу предположить, что итоговая масса "простого" РД-180 будет ниже оригинала. Даже с учетом добавочных 400 кг на рулевой двигатель.

2)"Упрощение" РД-191 за счет отказа от гибкого газовода не приведет к удешевлеию, имхо, конечно, т.к.:
а) придется заново выпускать КД, а это деньги и время;

Вы считаете, что КД на РД-191 уже есть?
Кроме того, сколько времени потребовалось бы для этого? Лет эдак 0.5-0.8? А производство будет длится 30 лет.

б)придется делать новые более мощные и тяжелые привода для качания ЖРД по каналам рысканья и тангажа, соответственно новая КД, оснастка и т.п.

Выбрасываем их вообще. Вместе с оснасткой.

в)все равно придется делать сильфонные узлы на магистралях окислителя и горючего.

Да, конечно... Только не на 30 МПа, а максимум на 1-3 МПа (и то, если с БТНА). И не горячего "кислого" газа, а жидкости. И без карданов.

[Старый]

1)Двигатель с гибким газоводом и соплами крена будет скорее всего легче, чем двигатель без оного и с теми же соплами крена, поскольку момент инерции двигателя в сборе в несколько раз больше момента инерции камеры, ... соответственно при качании только камеры мощность (значит и масса) силовых приводов будут меньше

А зачем нам качать весь двигатель?
Вот такой, например, рулевой двигатель:
http://yuzhnoye.com/Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Vernier%20Engines/RD-8.htm
имеет массу 380 кг. Учитывая то, что 1) давление в "упрощенном" РД-180 на 30-40% ниже => мощность и масса ТНА тоже ниже, 2) масса сварного газовода на 20 МПа много ниже массы гибкого на 30 МПа с карданом и 3) силовых приводов на "простом" РД-180 не будет вообще, могу предположить, что итоговая масса "простого" РД-180 будет ниже оригинала. Даже с учетом добавочных 400 кг на рулевой двигатель.

Отдельный рулевой двигатель это слишком сложно и дорого. Тем более что на мощный двигатель особенно первой ступени этот не подойдёт, прийдётся разрабатывать совешенно новый.
 На самом деле всё гораздо проще. Отдельный двигатель со своим ТНА и пр не нужен. Достаточно обычных рулевых камер. А компоненты в них подавать от ТНА основного двигателя. Как на РД-107/108. Рулевые камеры подобрать из числа серийно выпускаемых.
 И, кстати, при схеме "трёхзенит" для полного управления достаточно иметь на боковых блоках по одной рулевой камере качающейся в одной плоскости.

[Гость 22]

Вот такой, например, рулевой двигатель:
http://yuzhnoye.com/Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Vernier%20Engines/RD-8.htm
имеет массу 380 кг.

Отдельный рулевой двигатель это слишком сложно и дорого. Достаточно обычных рулевых камер. А компоненты в них подавать от ТНА основного двигателя.

Или так. (C)
Тогда "безсильфонный" двигатель еще легче получается.

[Дмитрий В.]

Геморрой еще тот с этим рулевым двигателем. По любому придется выпускать КД в объеме ЭП и рабочей документации. По любому снизится УИ ДУ в целом (у"рулевиков", как правило удельные параметры ниже + при малой тяге отклонять "рулевик" надо не 1...3 град в случае "прокачки" маршевого ЖРД, а градусов на 45, читайте литературу - анализ способов управления вектором тяги неплохо изложен в "Основах проектирования ЛА (транспортные системы)" под ред. Мишина, 1985г. кажется). Да кстати РД-180 имеет замкнутую схему, следовательно после насосов давление даже выше чем в камере, значица давление в трубопроводах, подающих топливо к "рулевику" будет теже 25-30 МПа... Где выигрыш-то? а кстати у рулевика те же высоконагруженные сильфончики будут-с! Или может присобачим к ТНА низконапорный насосик (2 шт)? И где же упрощение? Или делаем рулевые на газогенераторном газе? Ну да, теже 25-30 МПа только при Т=700К к примеру! Во кайф! А че стесняться? Давайте сразу уж восстановим производство РД-111, ну форсируем немного... Не, не пойдет, у того то же основные камеры качались....

[Старый]

Геморрой еще тот с этим рулевым двигателем. По любому придется выпускать КД в объеме ЭП и рабочей документации.

Это что, проблема какаято? Если б вы сказали что потребуется ещё изготавливать рулевые камеры и неизвестно насколько они дешевле сильфона то можно было б поспорить. Но документация...

По любому снизится УИ ДУ в целом (у"рулевиков", как правило удельные параметры ниже.

С какой это радости в данном случае? И если ниже то насколько? Отбор газа на сопла не снизит УИ ещё больше?  

 

+ при малой тяге отклонять "рулевик" надо не 1...3 град в случае "прокачки" маршевого ЖРД, а градусов на 45, читайте литературу

Мы в курсе. И что из этого? Есть разница насколько отклонять?

Да кстати РД-180 имеет замкнутую схему, следовательно после насосов давление даже выше чем в камере, значица давление в трубопроводах, подающих топливо к "рулевику" будет теже 25-30 МПа... Где выигрыш-то?

А где вы были когда мы тут уже 100 страниц подряд предлагали упростить РД-180/170 путём снижения давления?

а кстати у рулевика те же высоконагруженные сильфончики будут-с!

Сча! А полых цапф не желаете?
 Интересно, бывают вообще сильфончики на угол изгиба + 30-40 град?

Или может присобачим к ТНА низконапорный насосик (2 шт)? И где же упрощение? Или делаем рулевые на газогенераторном газе? Ну да, теже 25-30 МПа только при Т=700К к примеру! Во кайф! А че стесняться? Давайте сразу уж восстановим производство РД-111, ну форсируем немного... Не, не пойдет, у того то же основные камеры качались....

Давайте мудрить не будем и сделаем как на семёрке? Вы её в ацтой ещё не записали?

[X]

По любому снизится УИ ДУ в целом (у "рулевиков", как правило удельные параметры ниже + при малой тяге отклонять "рулевик" надо не 1...3 град в случае "прокачки" маршевого ЖРД, а градусов на 45

Так у основых камер и тяга на порядок больше, чем у "рулевиков", поэтому потери тяги примерно одинаковы. Разве не так?

Да кстати РД-180 имеет замкнутую схему, следовательно после насосов давление даже выше чем в камере

А на открытых схемах? Давление после насосов может быть ниже, чем в камере? А за счет чего топливо "загоняется" в КС?

Ну да, теже 25-30 МПа только при Т=700К к примеру! Во кайф!

На гибких газоводах основных камер вы этот кайф не замечали...

[Андрей Суворов]

По любому снизится УИ ДУ в целом (у "рулевиков", как правило удельные параметры ниже + при малой тяге отклонять "рулевик" надо не 1...3 град в случае "прокачки" маршевого ЖРД, а градусов на 45

Так у основых камер и тяга на порядок больше, чем у "рулевиков", поэтому потери тяги примерно одинаковы. Разве не так?

Нет, не так. Потери тяги минимальны при отклонении именно основной камеры. Это доказывается как дважды два. Предположим, вам нужно создать управляющее усилие, равное 1/10 тяги маршевика. Для этого нужно основную камеру отклонить на arcsin(0.1)=5,7 градуса (приблизительно предельное допустимое отклонение для всех основных типов ракет). Потеря тяги при этом составит 1-cos(arcsin(0.1))=0.005

Теперь предположим, что тяга рулевой камеры равна 1/10 тяги маршевой. Очевидно, что для создания такого же управляющего усилия её придётся повернуть на угол, близкий к 90 градусов, а потери составят 0.1, то есть в двадцать раз большую величину.

На Р-7 рулевые камеры были устраивающим всех компромиссным решением потому, что у неё не было "боевой ступени", или блока разведения, или чего-нибудь аналогичного. В конце работы второй ступени боевая Р-7 летит на одних рулевых камерах, чтобы уменьшить разброс по дальности. Это происходит и за счёт меньшего импульса последействия, и за счёт меньшего ускорения - более точного срабатывания датчика кажущейся скорости.

По этой же причине на большинстве следовавших за ней ракет на второй ступени используется неподвижный маршевик + четырёхкамерный рулевой двигатель, с качающимися камерами. Это позволяло и точность повысить, и выводить спутники на средние орбиты "в один импульс". Но, за исключением "Космосов", которые были построены на БРСД Р-12 и Р-14, нигде на первой ступени не применялись ни газовые рули, ни рулевые камеры - только качание основной.

[Старый]

Нет, не так. Потери тяги минимальны при отклонении именно основной камеры. Это доказывается как дважды два. Предположим, вам нужно создать управляющее усилие, равное 1/10 тяги маршевика.

Это рассуждение неверно в первом же пункте. Максимальное управляющее усилие требуется крайне редко, практически никогда. Среднее усилие редко достигает 1/4 максимального. Поэтому реально потери УИ из-за большого угла отклонения вектора тяги рулевых камер незначительны.

[Ворон]

Не знаю, что такое НК-33-1, высотный двигатель вроде называется НК-48, у него тяга почти 180 тонн - 179.

Повторяю: НК-33-1 - это форсированный повышением давления НК-33 + сдвижной сопловой насадок. Чего еще не понятно?
А высотный двигатель - это НК-43 все-таки.

 Совершенно верно, НК-43 это опечатка у меня.

 Да, но смею думать, что без этого выдвижного сопла у НК-33-1 будет тяга как у форсированного НК-33 в "обычном варианте" - 185-190 тонн, при тяге нефорсированного варианта 154 тонны.

Кстати, как "оно" испытывалось в таком режиме?
 Или "никак"?

Так же, как и НК-43, РД-120, РД-0124, etc. - в общем, как любой высотный двигатель. А в чем Вы видите проблему?

А как Вакуум создать снаружи?  

Вооюще-то, там не вакуум (для высотных двигателей он и не нужен), а просто разрежение.
А Вы что, не знали что для испытаний высотных двигателей все фирмы (Энергомаш, КБХА, НК, Роектдайн, etc.) используют специальные стенды? Хоите, картинку со схемой такого сденда Вам найду?

Не знал, буду признателен если вы найдёте такую схему.

[Ворон]

Нет, не так. Потери тяги минимальны при отклонении именно основной камеры. Это доказывается как дважды два. Предположим, вам нужно создать управляющее усилие, равное 1/10 тяги маршевика.

Это рассуждение неверно в первом же пункте. Максимальное управляющее усилие требуется крайне редко, практически никогда. Среднее усилие редко достигает 1/4 максимального. Поэтому реально потери УИ из-за большого угла отклонения вектора тяги рулевых камер незначительны.

 В своё время Старый, в "гидроприводном споре" утверждал, что у современных ракет мол "система управления совершеннее".

 Так вот - Главное Совершенство Современных Систем Управления - Наличие Управления Вектором Тяги.
 Нет проблем с управляющим моментом.

[Старый]

Да, но смею думать, что без этого выдвижного сопла у НК-33-1 будет тяга как у форсированного НК-33 в "обычном варианте" - 185-190 тонн, при тяге нефорсированного варианта 154 тонны.

Насадок у НК-33-1 выдвигается только в полёте после выхода из плотных слоёв атмосферы.
 НК-33 легко формируется до 200 тонн банальным увеличением подачи керосина в ГГ. Это было проделано и двигатель прошёл полный цикл испытаний ещё в "те времена". Эта история широко известна.

Не знал, буду признателен если вы найдёте такую схему.

Разрежение у среза сопла при испытании высотных двигателей производится с помощью парового эжектора. Попробуйте поискать ссылку по этому слову.

[Ворон]

До вас не доходит, что у "большого автомобиля" и колесо больше и дороже.

А вот у Формулы-1 маленькое колесо дороже, чем большое от Камаза . Да и от  грузового Мерседеса колесо подешевле будет.

У Формулы-1 Большое Колесо. Весьма Большое.  

Зато сам автомобиль маленький Так вот РД-191 и есть этот самый маленький автомобиль с большими колесами

 Не вижу почему. "Двигатель как двигатель", может сложноват, но не более.

Я привёл в пример топливо, но это только отдельный момент.

Топливо - копейки по сравнению со всем остальным. Можете этот "момент" больше не вспоминать.

Ну почему же? Десятки миллионов долларов на топливо отбиваются миллионом долааров в год на гибкой трубе.

Во-первых, стоимость топлива для отработки "простого" РД-180 больше стоимости топлива для РД-191 всего на несколько миллионов - это при одинаковом количестве испытаний. Во-вторых, простой "спокойный" двигатель отрабатывается за меньшее количество испытаний. В-третьих - кроме гибкого газовода есть еще и ТНА, на котором можно "отбить" гораздо больше, чем на гибкой трубе . Причем для РД-191 нужно два сложных ТНА против одного простого для "РД-180". Одно только это с избытком "отобъет" все расходы на топливо, причем всего за несколько серийных экземпляров (а не 1000 лет, как Вам грезится ).

 А я бы сказал, что экономии Не Будет Никакой. Люди будут одни и те же и фонд заработной платы одинаковый.

1000 лет...  Раза в 4 дольше...

Соответственно сказанному выше - неверно

 Не верно. И за 1000 лет ничего не "отобьётся". См. выше.

Не будет у РД-191 рулевых камер или это будет не РД-191.

А что будет? :shock:

А откуда я знаю? Вон Старый знает.

Так и я знаю - но Вы же не читаете...

 Да и будут рулевые камеры - не беда. "Семечки" это, всё, мелкие технические мудрствования.

Ну да, я и говорю - сопла+гибкий газовод дороже, чем сопла+сварной газовод. Будете спорить?

Для начала квалифицированно докажите, что гибкий газовод дороже.
Я вам скажу - будь он хоть деревянный, стоить будет примерно одинаково.

Да я уже доказывал... Вам же, кажется. И Агенту. Повторить все с начала или просто ссылки дать ?

 Да и я вам доказал.
 Сам газовод будет стоить, допустим 1000 долларов, и 10-20 тысяч "тот факт, что он космический".

 А если я или вы его сделаем, мы его не продадим никому и никогда, пусть он будет 1000 рублей стоить.  

[Ворон]

Да, но смею думать, что без этого выдвижного сопла у НК-33-1 будет тяга как у форсированного НК-33 в "обычном варианте" - 185-190 тонн, при тяге нефорсированного варианта 154 тонны.

Насадок у НК-33-1 выдвигается только в полёте после выхода из плотных слоёв атмосферы.
 НК-33 легко формируется до 200 тонн банальным увеличением подачи керосина в ГГ. Это было проделано и двигатель прошёл полный цикл испытаний ещё в "те времена". Эта история широко известна.

 Старый, не агитируйте меня за НК-33, я же сказал ОН ОПТИМАЛЕН.  

 Только никто его делать не будут - "Политика, СЭР!"  

Не знал, буду признателен если вы найдёте такую схему.

Разрежение у среза сопла при испытании высотных двигателей производится с помощью парового эжектора. Попробуйте поискать ссылку по этому слову.

 Спасибо, очень интересно.

[Ворон]

Кстати, "поклонникам простоты и эффективности".

 В своё время Мишин предлагал управлять Р-7 дросселированием двигателей. Этого управления оказалось недостаточно и пришлось ставить рулевые камеры.

 На самом деле можно обойтись и без УВТ и без рулевых камер.
 Если у нас 4 двигателя и оси их заранее отклонены на некий угол в противоположные стороны.
 Дросселируя двигатели можно управлять по всем параметрам.

[Старый]

Зачем вы так много цитируете?

Не вижу почему. "Двигатель как двигатель", может сложноват, но не более.

Аналогия: ставить РД-191 на массовую ракету это всё равно что ставить двигатель с Формулы-1 на обычную машину.

А я бы сказал, что экономии Не Будет Никакой. Люди будут одни и те же и фонд заработной платы одинаковый.

Вы можете говорить что угодно. А реально двигатель будут производить те же люди что счас производят РД-253. Те же люди те же технологии тот же фонд зарплаты. Представляете сколько экономии на том что их не нужно заставлять делать РД-191?

Не верно. И за 1000 лет ничего не "отобьётся". См. выше.

Всё отобъётся ещё до начала полётов. Уже на этапе организации производства.