И опять про Ангару

[Ворон]

Зачем? Да всё за тем же, что на Сатурне-5. Номинал-то будет с максимальным УИ, а вот на старте, где тяги не хватает, там будет использоваться режим максимальной тяги.

А как же быть с вот этим:

Кстати, Старый тут вопил, что ЖРД мол нельзя дросселировать до 30% тяги.
...
Можно дросселировать двигатель изменяя соотношение компонентов, как на Сатурне-5 было сделано.
В КС больше будет подаваться топлива, меньше окислителя. Давление будет тем же - топливо имеет меньшую плотность, а УИ будет, возможно, даже больше за счёт того, что вылетающее рабочее тело будет иметь меньшую молекулярную массу.

Основная "мысль" отдельно:

Можно дросселировать двигатель, а УИ будет даже больше

Вот именно с этим я и спорил. И повторяю еще раз: нельзя. На керосиновом ЖРД с нерегулируемыми критикой и форсунками УИ при дросселировании будет всегда падать

Конечно, если только специально не "провалить" УИ на основном режиме тяги .

А про "номинал с максимальным УИ" и "старт, где тяги не хватает" - это  Вы уже позже придумали, выкручиваясь из глупого положения и не желая признать, что глупость сморозили .

Кстати, "не спорю" выглядит довольно неправдоподобно, если прочитать две страницы выше.

Отчего же нет? Я ведь действительно не спорю с тем, что "номинал должен быть с максимальным УИ" и что "на старте тяги не хватает" :lol: А также и с тем, что чисто технически можно можно сделать керосиновый ЖРД с разнесенными режимами номинальной тяги (km>3 или km<2) и максимального удельного импульса на режиме тяги 50%.

 Во-первых, я не говорил, что ЖРД Керосиновый. Вы, Вообще, Читать Умеете? Ниже я сказал, что "за керосиновый не знаю".  

 И Старый действительно вопил, что нельзя ЖРД дросселировать, ничего не говоря про топливо.  

 Да и скажи вы всё это Несколько Раньше...

 А вы рисуетесь и выпендриваетесь.    

[Ворон]

Добавлю своё мнение в высоконаучную дискуссию . Коэффициент избыточности окислителя для ЖРД, при котором достигается максимальный УИ, есть величина, зависящая, в частности, от давления. Поэтому, заявляя, что наибольший УИ у керосиновых ЖРД при альфа равном примерно 2,6 , надо добавлять - "... и при таком-то давлении".

В данном случае это непринципиально. Главное - что есть некий максимум. И что на номинальном режтие стараются придерживаться этого максимума. А какова численная величина km при этом - 2.6, 2.64 или 2.72 - не важно. Суть в том, что дросселирование любым методом (расходом или соотношением) ухудшает УИ.

хотя при снижении давления в камере, методом снижения расхода, то есть, дросселированием, часто УИ падает, при повышении давления в камере, методом повышения расхода, то есть, форсированием, УИ может и расти

Да, но спор-то идет именно о дросселировании. Да еще о таком глубоком как 30-10% от номинала!

Повторюсь, что про форсаж "на старте, где тяги не хватает", Ворон  уже позже приплел. И с этим я  спорить не собираюсь.

 Интересно, тогда какого, простите, на Сатурне-5 "не придерживались номинала"? - Очень Просто - бОльшая тяга, мЕньшие гравитационные потери, особенно на старте.

 Не, я за 30-10% ничего не говорю.
 Я про 40-30, те, что на Ангаре заявлены.
 Мне так кажется, где 40 там и 30 может быть.

[Ворон]

Кстати, этот фокус с дросселированием соотношением компонентов должен неплохо работать с Метаном.

[X]

Во-первых, я не говорил, что ЖРД Керосиновый.

Топик - про Ангару. Про водородную Ангару - соседний топик.
К тому же я почти сразу сказал, что "На керосине - нет, не бывает" (дросселирование 30%).

Ниже я сказал, что "за керосиновый не знаю"

Ну ладно, сказали Я действительно не обратил внимания.

И Старый действительно вопил, что нельзя ЖРД дросселировать, ничего не говоря про топливо.

Скажем так - трудно. А глубоко - действительно нальзя, даже на водороде. Из-за проблем с охлаждением. Для очень лубокого дросселирования нужен отдельный контур охлаждения. А до такого еще никто не дорос.

А вы рисуетесь и выпендриваетесь.

Отчего же "рисуюсь и выпендриваюсь"  :roll: Общаюсь на интересную мне тему с людьми, которым это тоже интересно. Разве нет?

[X]

Интересно, тогда какого, простите, на Сатурне-5 "не придерживались номинала"? - Очень Просто - бОльшая тяга, мЕньшие гравитационные потери, особенно на старте.

Возможны, Вас это удивит, но ни один "исторический" или современный водородник не работал и не работает на максимуме УИ. Так что Сатурн-5 - не уникален: SSME, РД-0120, Вулканы, etc. - все без исключения с точки зрения УИ не оптимальны. Все дело в плотности топлива, т.е. действительно, в гравитационных потерях.

Но все керосиновые ЖРД по УИ - оптимальны или близки к этому.

Не, я за 30-10% ничего не говорю.
 Я про 40-30, те, что на Ангаре заявлены.
 Мне так кажется, где 40 там и 30 может быть.

Ага! А где 20 - там и 10...

[unhappy]

О чём спор? Универсальный (с больщой степенью дросселирования) - значит неоптимальный двигатель. Каждой ступени - свой оптимизированный к техзаданию движок с максимальным УИ!

[Cтарый]

Все дело в плотности топлива, т.е. действительно, в гравитационных потерях.

В данном контексте всётаки скорее в массе конструкции. При какомто соотношении рост УИ уже не компенсирует возрастающую массу баков.

[X]

А если во всем мире - коммунизм?  

Тогда останется толко делать Ангару. А что ещё то?

Нет уж, давайте оставим гуманитариям экономику, а инженерам технику, лучше здесь обсуждать критерии из точных наук, которые неподвластны обществу там, политике, коммерции и прочей лобуде. Для этого можно завести отдельную тему, типа "Коммерческое качество Ангары".

Давайте, давайте! Ато представляете, до чего (гады! ) дошли? Начали обсуждать её ПРИВЛЕКАТЕЛЬНОСТЬ! Типа Ангара в два раза привлекательнее зарубежных аналогов! Причём не кто-нибудь а ктото из начальников космоса!
 Вот я и не пойму, то ли уже конкурс красоты пошёл, то ли невесту выбирают (чтоб сосватать кому) толи что... То ли про цену/качество или там инженерные решения говорить както стрёмно вот и изобрели новое качество по которому наше НЕрождённое чудо конечно же впереди планеты всей... Мордашка там, фигурка... (ой, ужас! )
 Так что давайте инженерам технику а визажистам новый топик "О привлекательности РН".

Ну, тогда давайте сравним "Ангару" ЦиХа с проектом "Ангары" РКК "Энергия"(1994 г.):
Мст=905 т
Мпн=25 т
Кол-во ступеней=2
Кол-во блоков 1 ст.=3 (по 1 шт. РД-180 на кождом)
Кол-во блоков 2 ст.=1.
По вашему этот проект лучше?

[X]

Вот уж совсем необязательно называть какой-то отдельный притянутый за уши параметр, чтобы на этом основании хаять - или не хаять - ЦиХ.

Интересуют конечные результаты. В рамках данной темы - что там по конечному результату у Ангары планируется? Можно поконкретней?

А что, кто-то из участников обсуждения имеет достоверную (официальной вроде не верят) информацию о себестоимости пуска "Ангары"? Или тут присутствуют ВЕЛИКИЕ экономисты в части ракетостроения?
Уж лучше обсуждать технические вопросы, которые, правда косвенно, дают представления о конечном результате. А по официальным данным ЦиХа себестоимость пуска "Ангары" будет не выше "Протона".

[Ворон]

Все дело в плотности топлива, т.е. действительно, в гравитационных потерях.

В данном контексте всётаки скорее в массе конструкции. При какомто соотношении рост УИ уже не компенсирует возрастающую массу баков.

 Старый, в Тяге Дело, а не в баках.

 Вы так и не поймёте никогда что такое гравитационные потери.

 На участке где они существенны тяговооруженность важнее удельного импульса.

[Ворон]

Интересно, тогда какого, простите, на Сатурне-5 "не придерживались номинала"? - Очень Просто - бОльшая тяга, мЕньшие гравитационные потери, особенно на старте.

Возможны, Вас это удивит, но ни один "исторический" или современный водородник не работал и не работает на максимуме УИ. Так что Сатурн-5 - не уникален: SSME, РД-0120, Вулканы, etc. - все без исключения с точки зрения УИ не оптимальны. Все дело в плотности топлива, т.е. действительно, в гравитационных потерях.

Но все керосиновые ЖРД по УИ - оптимальны или близки к этому.

Не, я за 30-10% ничего не говорю.
 Я про 40-30, те, что на Ангаре заявлены.
 Мне так кажется, где 40 там и 30 может быть.

Ага! А где 20 - там и 10...

 Прошу прощения, я так думаю, что водородник дросселировать соотношением "сам бог велел" - топливо имеющее ничтожную плотность позволяет при подаче меньшей массы в КС иметь то же давление и выбрасывать рабочее тело с меньшей молекулярной массой.
 А вот получится это вообще с керосином или нет - не очевидно, керосин - высокомолекулярное соединение, во что он превратится пройдя через КС и не окислившись, я не возьмусь судить.

 "Про 30%" - Да, Но 40% есть же?

[Ворон]

Кстати, Старый тут предлагал Аж Вообще Двухступенчатую Ракету.

 Так вот, у дросселирования есть ещё одна выгода, которая особенно проявляется именно на двухступенчатой ракете.
 Интересно, Старый знает какая?

[X]

http://gazeta.ru/lenta.shtml
14:49
 
Прошла церемония приемки стартового стола космического комплекса «Ангара»
 

На северодвинском предприятии «Звездочка» прошла церемония приемки стартового стола космического комплекса «Ангара». Работы по его созданию велись с 2004 года. Вес стола составляет 1185 тонн, высота – более пяти метров. Для транспортировки на космодром «Плесецк», которая будет осуществляться по железной дороге, стол будет разобран на 16 частей.
Как отметил в ходе церемонии гендиректор предприятия «Звездочка» Николай Калистратов, точность изготовления стола составляет 0,15 мм. Он также высказал надежду на то, что подобного рода работы на предприятии, специализирующемся на ремонте и утилизации атомных подводных лодок, будут продолжены.
В частности, по его словам, сейчас обсуждается вопрос о создании морской космической платформы.  //«Газета.Ru»

[Ворон]

Кстати, стал вспоминать, что, собственно, предлагал Старый.

 Он же предлагал пакет из 3-х первых ступеней Зенита, но центр бОльшего размера...

 И Это Будет Двухступенчатое? - На орбиту потащится центр аж вдвое больше 1-й ступени Зенита?

 Свят, Свят, Свят...  

[Дмитрий В.]

Кстати, стал вспоминать, что, собственно, предлагал Старый.

 Он же предлагал пакет из 3-х первых ступеней Зенита, но центр бОльшего размера...

 И Это Будет Двухступенчатое? - На орбиту потащится центр аж вдвое больше 1-й ступени Зенита?

 Свят, Свят, Свят...  

Ну-ну, Ворон, перекреститесь - Вам не помешает! А в идее Старого ничего "дьявольского" нет - все в пределах приличия... К-хе, в отличие от некоторых Ваших "идей"!

[Ворон]

Кстати, стал вспоминать, что, собственно, предлагал Старый.

 Он же предлагал пакет из 3-х первых ступеней Зенита, но центр бОльшего размера...

 И Это Будет Двухступенчатое? - На орбиту потащится центр аж вдвое больше 1-й ступени Зенита?

 Свят, Свят, Свят...  

Ну-ну, Ворон, перекреститесь - Вам не помешает! А в идее Старого ничего "дьявольского" нет - все в пределах приличия... К-хе, в отличие от некоторых Ваших "идей"!

 Зенитовский центр в исходном виде имеет массу 28 тонн, а с увеличенным в два раза баком будет тонн 40.

 У "Ракеты Старого" будет отрицательная ПН.

 (Дмитрий В. вам тоже "дополнительный нейропроцессор" необходим, вижу...)

[Дмитрий В.]

Зенитовский центр в исходном виде имеет массу 28 тонн, а с увеличенным в два раза баком будет тонн 40.

 У "Ракеты Старого" будет отрицательная ПН.

 (Дмитрий В. вам тоже "дополнительный нейропроцессор" необходим, вижу...)

1.Ворон, научитесь считать. По варианту Старого на низкую орбиту спокойно выводится около 30т.
2."Дополнительный нейропроцессор" мне не нужен. Я вам не киборг. А для расчетов у меня имеется нормальная голова и не менее нормальный ПК с MS Excel.

[Ворон]

Зенитовский центр в исходном виде имеет массу 28 тонн, а с увеличенным в два раза баком будет тонн 40.

 У "Ракеты Старого" будет отрицательная ПН.

 (Дмитрий В. вам тоже "дополнительный нейропроцессор" необходим, вижу...)

1.Ворон, научитесь считать. По варианту Старого на низкую орбиту спокойно выводится около 30т.
2."Дополнительный нейропроцессор" мне не нужен. Я вам не киборг. А для расчетов у меня имеется нормальная голова и не менее нормальный ПК с MS Excel.

 Лапа, а что тут считать?
 4 первых ступени Зенита, грубо - 1400 тонн, Конечная масса на орбите будет не больше чем у Союза - эдак 1/30 - 47 тонн.

 Можно оценить и по-другому - как одноступенчатую ракету - 5% на орбите, тогда это Аж 70 Тонн! - ПН, вроде как, действительно 30 тонн.
 Да только центр в 700 тонн массой не будет иметь массу 40 тонн, уж больно хорошее массовое совершенство.
 Да и боковушки массу имеють.

 Эдак "идеально" вы для ракеты массой 1400 тонн будете иметь ПН тонн 10-12. - "Зенит типа".  

 Что у вас есть ПК с Экселом заметно, Он Вас Гораздо Умнее.  

[Ворон]

Кстати, Пупсик, до вас и до Старого дошло, что в конце работы первой ступени перегрузка будет около 5?

[Дмитрий В.]

Кстати, Пупсик, до вас и до Старого дошло, что в конце работы первой ступени перегрузка будет около 5?

По варианту Старого, который я, в отличие от вас, просчитал: Мст = 1104т, 1-я ступень - 2 блока с РД-170, масса топлива в каждом 294т, конечная масса каждого блока 35,3т; ЦБ - 1*РД-180, масса топлива 390т, конечная масса 31,1 т. Масса ПН = 31т. Перегрузка 5 единиц некритична для беспилотных полетов (они, в большинстве случаев, вообще не нужны). Для пилотируемых - дросселируем двигатели до уровня 60% номинальной тяги (в течение пары десятков секунд теряем УИ порядка 2-5 единиц), ПН = 30т. Все ОК.