Ряд технических вопросов (технические вопросы россыпью).

[Гость 22]

Да тут я с тобой не соглашусь сложнее кислород-керосиновых это только вонючки простые их ПГС настолько премитивны

Разумеется, в водороднике конструкция многих агрегатов существенно сложнее аналогичных агрегатов в керосиновом ЖРД (насос горючего, например).

Однако схемы РД-0120 и современных керосиновых двигателей практически одинаковы - замкнутые, с БТНА и одновальным основным ТНА. В этом смысле водородник не сложнее керосинового ЖРД

[Гость 22]

Гость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно

Да, упрощенная. Причем это упрощение сделано сознательно.

Однако о степени относительной сложности двигателя можно судить даже по такой упрощенной схеме - сравнивая с настолько же упрощенными схемами других двигателей.

[Друп]

Гость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно

А о чем конкретно вы там собрались судить? О конструкции болтов и гаек?

Нет конечно же

[Друп]

Гость 22Эта схема упрощенная и по ней судить о реальной очень сложно

Да, упрощенная. Причем это упрощение сделано сознательно.

Однако о степени относительной сложности двигателя можно судить даже по такой упрощенной схеме - сравнивая с настолько же упрощенными схемами других двигателей.

конечно если сравнивать ПГС двигателя 11Д520 и 11Д122 то сложнее на порядок будет схема 11Д520 а если сравнить с РД-191 то 11Д122 превзойдет просто года разработки разные

[duke]

Где-то в диапазоне 8900-9200 м/с в зависимости от конструкции РН (сколько ступеней, какое топливо, какая тяга двигателей и т.п. нюансы).

Топливо керосин-кислород-водород на первой ступени, кислород-водород на второй.
Соотношения компонентов и УИ аналогичные РД-701.
Тяга двигателей - 25*текущая_масса_РН_в_кг ньютонов. Во время всего полёта.
ХС второй ступени - 6000 м/с.
ХС первой ступени - столько, сколько нехватает второй.

[октоген]

Были ли попытки сделать КС из керамики без охлаждения? Карбиды гафния и тантала  и бориды гафния  выдерживают весьма высокие температуры и, думаю, небольшой завесы создающей восстановительную среду и понижающей температуру у стенки хотя бы до 2000 по Цельсию хватит для нормальной работы.
Конечно такое приемлимо для двигателей с коротким рабочим циклом, скорее подойдет для движков 2 ступеней МБР.

[Гость 22]

Были ли попытки сделать КС из керамики без охлаждения?

Были (и сейчас продолжаются) такие исследования. Вот здесь, например, можно почитать об этом:

Ceramic Materials for Reusable Liquid Fueled Rocket Engine Combustion Devices
http://www.lpre.de/resources/articles/Ceramic_Materials_For_LPRE.pdf

Однако почему обязательно без охлаждения? Многие керамики (например, на основе карбида кремния) достаточно хорошо проводят тепло (почти на уровне меди) и при этом намного более жаропрочны, чем применяемые для КС медные сплавы. Так что в принципе можно сделать КС только с внешним охлаждением, без завес, что поднимет УИ.

[октоген]

Гм... Я ж написал  для чего такая камера нужна(чисто мое мнение). В движках работающих более 2-5 минут. ПМСМ  любая карбидная или боридная керамика насытится кислородом обьемно и развалится, даже с завесой.

[Гость 22]

Вот что дает поиск на скорую руку:

оболочечные конструкции из слоистых металлокомпозитов

http://www.airshow.ru/expo/403/prod_948_r.htm

C/SiC Combustion Chamber & Nozzle

http://cs.astrium.eads.net/sp/SpacecraftPropulsion/EAM/European_Apogee_Motor.html

Melt-infiltrated Cf/ZrC composite combustion chamber

http://sbir.nasa.gov/SBIR/successes/ss/8-062text.html

В общем, тема эта популярная и достаточно активно разрабатываемая.

[Гость 22]

Гм... Я ж написал  для чего такая камера нужна(чисто мое мнение). В движках работающих более 2-5 минут.

Вообще-то, Вы написали "для двигателей с коротким рабочим циклом"

А вот я дал Вам ссылку на статью с названием "Ceramic Materials for Reusable Liquid Fueled Rocket Engine"

ПМСМ  любая карбидная или боридная керамика насытится кислородом обьемно и развалится, даже с завесой.

А у меди и её сплавов температура плавление существенно ниже температуры газов в КС ЖРД. Однако это не мешает использовать их в качестве материала огневой стенки

Впрочем, раз у Вас уже есть сложившееся мнение на этот счет, не буду Вас ни в чем убеждать.

[октоген]

За ссылу спасибо, но до Reusable как до Москвы ползком. Организация охлаждения камеры усложняет движок. Я ,так сказать, имел ввиду движок с неохлаждаемой снаружи камерой, максимум внутренняя завеса с расходом до 2%.

Что-то( Ротон или что-то плоское с движком  с соплом ВР) американцы вообще пытались сделать с углепластиковой камерой, однако не пошло.

[Гость 22]

За ссылу спасибо, но до Reusable как до Москвы ползком. Организация охлаждения камеры усложняет движок. Я ,так сказать, имел ввиду движок с неохлаждаемой снаружи камерой, максимум внутренняя завеса с расходом до 2%.

Ну, я же не говорил, что для reusing всё готово Я сказал, что такие камеры активно исследуются. Лет 8 назад в спорах на авиабазе мы пришли к выводу, что дальнейшее развитие ЖРД сдерживает отсутствие материалов, из которых можно сделать полностью неохлаждаемый двигатель. В то время о применении керамики в двигателях я не очень много знал :oops:, но сейчас, по-моему, именно в этом направлении будет идти очередной виток эволюции ЖРД.

Насчет охлаждения: завеса в любом виде уменьшает УИ. Поэтому, если пока нельзя совсем отказаться от охлаждения, но можно ограничиться чем то одним, я бы выбрал внешнее охлаждение, даже за счет относительного усложнение камеры.

Что-то( Ротон или что-то плоское с движком  с соплом ВР) американцы вообще пытались сделать с углепластиковой камерой, однако не пошло.

MC-1 для X-34 изготовили в нескольких экземплярах и прожигали на стенде.

Правда, там совсем другое: углепластиковой была внешняя силовая оболочка камеры, а внутри - обычный аблирющий слой. Поэтому повысить давление хотя бы до средних величин без завес не получится. В общем - совсем не то...

[duke]

deleted

[SpaceR]

А зачем вдруг одноступу может понадобиться 3-4 включения?

[Salo]

Наткнулся на такой абзац:
http://pvo.guns.ru/s75/s75.htm

В ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука проектировался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.

Окислителем была азотная кислота, ну может быть с добавлением тетроксида.
Баян,  или такое всё-таки возможно?

[Гость 22]

В ОКБ-3 главного конструктора Д.Д. Севрука проектировался однокамерный двигатель С3.20 с турбонасосной системой подачи топлива с максимальной тягой 3100 кг, работавший на двух компонентах топлива. Для начальной раскрутки турбонасосного агрегата (ТНА) использовался пороховой стартер, который при срабатывании также разогревал стенки жидкостного газогенератора, в результате чего поступавший в него окислитель начинал разлагаться и обеспечивать работу ТНА.

Окислителем была азотная кислота, ну может быть с добавлением тетроксида.
Баян,  или такое всё-таки возможно?

В общем-то, вполне возможно. При нагревании азотная кислота разлагается на двуокись азота, кислород и воду.

[Salo]

А в каком-нибудь ещё двигателе использовали разложение азотки?

[Гость 22]

А в каком-нибудь ещё двигателе использовали разложение азотки?

Как основной способ газогенерации нигде не использовали. Для предпусковой раскрутки ТНА - может быть. В этих целях много разных способов использовали и используют.

[RadioactiveRainbow]

Граждане!
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.

[vekazak]

Граждане!
Если у кого есть под рукой сегодня - киньте ссылочек на статейки по безгазогенераторным кислород-водородникам.
Все сгодится - и общее описание концепции, и рассмотрение различных фвкторов и элементов... все что есть по теме )
Спасибо.

 РД-0146 Назначение: Возможно использование в составе верхних ступеней перспективных РН и кислородно-водородных разгонных блоков («Ангара», «Протон-М», «Союз-2-3»).
Двигатель выполнен по безгазогенераторной схеме с раздеьными турбонасными агрегатами. В конструкции двигателя применены: высокооборотный ТНА водорода (120 тыс. об/мин); электроплазменное зажигание, оребрение огневой стенки камеры; шаровые пуско-отсечный клапаны; современные титановые и алюминиевые сплавы. Нагруженные узлы турбонасосных агрегатов выполнены из титана по гранульной технологии, нижнее сопло камеры выполнено радиационно-охлажденным из углеродного композитного материала.
Основные параметры
Тяга в пустоте, тс (кН)   10 (98)
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс•с/кг (м/с)   463 (4542)
Давление в камере, кгс/см