РД-0122. SSME, RL-50 (выбираем лучший РД)

[futureuser]

Ладно, ладно. РД-171. Над русским названием глумиться не буду. Ноля в названии нет (извините поторопился и ошибся).

Ясно, ясно. Ну тогда так же как с SSME и RS-68. Взвинтили давление в несколько раз и выжали несколько процентов тяги и удельного импульса. По стоимости/эффективности не прокатывает.

Да о RS-68  и РД-0122
Для ракеты с относительной массой конструкции в 10% переход от двигателя с УИ 410с (RS-68) к двигателю с УИ 461с (РД-0122) приведет к увеличению полезной нагрузки в 3.36 раза.

[Старый]

РД-0122:
УИ в вакууме - 461 с
УИ на уровне моря - 396 с

Стойте. А что это за РД-0122? На чём он летал? Откуда такие параметры?

[Старый]

Да о RS-68  и РД-0122
Для ракеты с относительной массой конструкции в 10% переход от двигателя с УИ 410с (RS-68) к двигателю с УИ 461с (РД-0122) приведет к увеличению полезной нагрузки в 3.36 раза.

Для одноступенчатой, чтоли?

[futureuser]

РД-0122:
УИ в вакууме - 461 с
УИ на уровне моря - 396 с

Стойте. А что это за РД-0122? На чём он летал? Откуда такие параметры?

РД-0122 это модификация РД-0120М
РД-0120М летал на Энергия-М (УИ - 455 и 372 все равно больше чем у SSME)

[futureuser]

РД-0122:
УИ в вакууме - 461 с
УИ на уровне моря - 396 с

Стойте. А что это за РД-0122? На чём он летал? Откуда такие параметры?

РД-0122 это модификация РД-0120М
РД-0120М летал на Энергия-М (УИ - 455 и 372 все равно больше чем у SSME)
РД-0122 прошел наземные испытания.

[futureuser]

Да о RS-68  и РД-0122
Для ракеты с относительной массой конструкции в 10% переход от двигателя с УИ 410с (RS-68) к двигателю с УИ 461с (РД-0122) приведет к увеличению полезной нагрузки в 3.36 раза.

Для одноступенчатой, чтоли?

А не имеет значения для какой. Абсолютные величины изменятся, а вот соотношение останется.

[Старый]

РД-0122 это модификация РД-0120М
РД-0120М летал на Энергия-М (УИ - 455 и 372 все равно больше чем у SSME)
РД-0122 прошел наземные испытания.

Стойте! А когда это летала Энергия-М?
 И где это и когда это РД-0122 прошёл наземные испытания? Не верю!
 И почему это вы тогда его сравниваете с американским серийным двигателем а не с экспериментальными?  SSME в форсированном одноразовом варианте наверно таааакие параметры может выдать...

[Старый]

А не имеет значения для какой. Абсолютные величины изменятся, а вот соотношение останется.

Имеет значение. Для обычной ракеты 10 секунд удельного импульса никак не увеличат ПН в 3 раза. Это уже чтото из области шизофрении.

[Старый]

Вобщем с РД-0122 всё ясно. Это из серии "если б они нас догнали тогда б мы им дали!"

[Дмитрий В.]

РД-0122:
УИ в вакууме - 461 с
УИ на уровне моря - 396 с

Стойте. А что это за РД-0122? На чём он летал? Откуда такие параметры?

Он же 14Д12 - водородный ЖРД для Вулкана и 175ГК. Никогда не летал. По проекту должен был иметь выдвижной сопловой насадок, предположительно, из углерод-углерода. Развитие более раннего варианта 11д122М. По неподтвержденным данным, проводились огневые испытания экспериментального образца. Предполагался к использованию в моем проекте РН "дейтрон".

[futureuser]

А не имеет значения для какой. Абсолютные величины изменятся, а вот соотношение останется.

Имеет значение. Для обычной ракеты 10 секунд удельного импульса никак не увеличат ПН в 3 раза. Это уже чтото из области шизофрении.

Ну какие же 10 сек, я же сказал 410с и 461с. 51с разниа! (мы ведь говорили о RS-68 и РД-0122
Вот вам ОЧЕНЬ ПРИБЛИЗИТЕЛЬНО (на пальцах так сказать):
Допустим мы имеем ракету со стартовой массой 2100т (2000т - собственная масса, 100т - полезная нагрузка). при массовом совершенстве в 10% мы получим массу конструкции в 200т и массу топлива(и окислителя) в 1800т. Например у нас стояли двигатели с УИ в 410с на всех ступенях. Тогда при их замене на двигатели с УИ в 461с нам потребуется топлива = 1800*410/461 = 1600.
Итого имеем массу конструкции в 200т, массу топлива в 1600т и массу полезной нагрузки (примерно, еще раз повторяю!) в 300т.
На реальных ракетах такого нет, потому что не бывает такой большой разницы между двигателями одновременно всех ступеней.

[Старый]

Он же 14Д12 - водородный ЖРД для Вулкана и 175ГК. Никогда не летал. По проекту должен был иметь выдвижной сопловой насадок, предположительно, из углерод-углерода. Развитие более раннего варианта 11д122М. По неподтвержденным данным, проводились огневые испытания экспериментального образца. Предполагался к использованию в моем проекте РН "дейтрон".

Понятненько. Бумажный двигатель. Тогда рисуем форсированный до упора одноразовый SSME да ещё и с раздвижным насадком и опять он рулит.

[Старый]

Ну какие же 10 сек, я же сказал 410с и 461с. 51с разниа! (мы ведь говорили о RS-68 и РД-0122

И сто секунд разницы не увеличат ПН в три раза, для нормальной ракеты, естественно.

Вот вам ОЧЕНЬ ПРИБЛИЗИТЕЛЬНО (на пальцах так сказать):
Допустим мы имеем ракету со стартовой массой 2100т (2000т - собственная масса, 100т - полезная нагрузка). при массовом совершенстве в 10% мы получим массу конструкции в 200т и массу топлива(и окислителя) в 1800т. Например у нас стояли двигатели с УИ в 410с на всех ступенях. Тогда при их замене на двигатели с УИ в 461с нам потребуется топлива = 1800*410/461 = 1600.
Итого имеем массу конструкции в 200т, массу топлива в 1600т и массу полезной нагрузки (примерно, еще раз повторяю!) в 300т.
На реальных ракетах такого нет, потому что не бывает такой большой разницы между двигателями одновременно всех ступеней.

Так одноступенчатая или как? Лихо вы топливо поделили. А через формулу Циолковского не пробовали посчитать?

[futureuser]

Ну какие же 10 сек, я же сказал 410с и 461с. 51с разниа! (мы ведь говорили о RS-68 и РД-0122

И сто секунд разницы не увеличат ПН в три раза, для нормальной ракеты, естественно.

Вот вам ОЧЕНЬ ПРИБЛИЗИТЕЛЬНО (на пальцах так сказать):
Допустим мы имеем ракету со стартовой массой 2100т (2000т - собственная масса, 100т - полезная нагрузка). при массовом совершенстве в 10% мы получим массу конструкции в 200т и массу топлива(и окислителя) в 1800т. Например у нас стояли двигатели с УИ в 410с на всех ступенях. Тогда при их замене на двигатели с УИ в 461с нам потребуется топлива = 1800*410/461 = 1600.
Итого имеем массу конструкции в 200т, массу топлива в 1600т и массу полезной нагрузки (примерно, еще раз повторяю!) в 300т.
На реальных ракетах такого нет, потому что не бывает такой большой разницы между двигателями одновременно всех ступеней.

Так одноступенчатая или как? Лихо вы топливо поделили. А через формулу Циолковского не пробовали посчитать?

Вот вам по формуле Циолковского.
Возьмем орбитальную скорость в 7900 м/с. Работа которую необходимо выполнить для поднятия ракеты на высоту орбиты и преодоления сопротивления воздуха доюавит к характеристической скорости еще 1200-1500 м/с. Итого имеем 9400 м/с.

V = Vист * Ln(1-M/m) => M/m = Exp(V/Vист)-1

Получим для двигателя с УИ в 410с:

Массовое совершенство конструкции 10%
Vист = 410* 9.81 = 4022 м/с
M/m = Exp(9100/4022)-1 = 8.61 т.е
М = 8.61
m = 1
Мстартовая = 9.61
Мконструкции = 10% = 0.961
ПН = 1 - 0.961 = 0.039

ПН = 0.039/9.61 * 100% =0.41% от стартовой массы

Получим для двигателя с УИ в 461с:

Массовое совершенство конструкции 10%
Vист = 461* 9.81 = 4522 м/с
M/m = Exp(9100/4522)-1 = 6.48 т.е
М = 6.48
m = 1
Мстартовая = 7.48
Мконструкции = 10% = 0.748
ПН = 1 - 0.748 = 0.252

ПН = 0.252/7.48 * 100% = 3.37% от стартовой массы

[Старый]

Зашибись! Так это ж одноступенчатая ракета!
 Если УИ сделать гдето 390 то ПН вообще не будет. Получается что увеличение УИ всего на 20 сек с 390 до 410 увеличивает ПН в бесконечное количество раз. Вот до какого абсурда можно дойти если хочется подогнать ответ под желаемый результат.

[futureuser]

А вообще тема была не о изменении полезной нагрузки ракеты от импульса двигателя.
В любом случае 410с и 461 это ОЧЕНЬ большая разница, поэтому я считаю что RS-68 никаким образом не может претендовать на звание лучшего двигателя.
SSME - да, это совсем другое дело. Тем более если учитывать его многоразовость.

Да, кстати, а как же RS-2200

[Старый]

В любом случае 410с и 461 это ОЧЕНЬ большая разница, поэтому я считаю что RS-68 никаким образом не может претендовать на звание лучшего двигателя.

Разница большая но не очень. Посмотрите на сколько изменится ПН в случае двухступенчатой ракеты.

SSME - да, это совсем другое дело. Тем более если учитывать его многоразовость.

Многие считают что какраз многоразовость и является недостатком.

[futureuser]

SSME:
УИ в вакууме - 455,2 с
УИ на уровне моря - 363,2 с
Тяга на уровне моря - 170,1 т
Тяга в вакууме - 213,2 т
Масса - 3000 кг
Рассчитан на 55-кратное использование.

RS-69 (XRS-2200 прототип RS-2200):
УИ в вакууме - 436,5 с
УИ на уровне моря - 339 с
Тяга на уровне моря - 92,7 т
Тяга в вакууме - 120,8 т
Давление в камере - 58 атм(!)

RS-2200:
УИ в вакууме - 455 с
УИ на уровне моря - 347 с
Тяга на уровне моря - 195,5 т
Тяга в вакууме -  224,5 т
Давление в камере - 173 атм

[futureuser]

Зашибись! Так это ж одноступенчатая ракета!
 Если УИ сделать гдето 390 то ПН вообще не будет. Получается что увеличение УИ всего на 20 сек с 390 до 410 увеличивает ПН в бесконечное количество раз. Вот до какого абсурда можно дойти если хочется подогнать ответ под желаемый результат.

Для трехступенчатой разница будет порядка 30%
Это мало?  :?:

[mihalchuk]

Лучший двигатель - тот, который лучше сделан и надёжнее работает в полёте.
А из перспективных ЖРД лучший - трёхкомпонентный ЭоРД (энергообменный РД).
Оцениваемый УИ:
Трёхкомпонентный режим - 400-415 с.
Режим КВД - 450-460 с.
Энергообменный режим - 485-510 с.