Перелив топлива

Автор Димитър, 11.01.2007 19:38:44

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

kulch

ЦитатаНу вы же сопроматчик великий, вам наверно и не стоит объяснять что это такое, вы должны это знать!!!

Не понял. Вы это в мой адрес написали?

[EDIT]
Что-то вы замолчали... Надеюсь, устыдились своего хамства.

-----------------------------------------------------------------------
Вопрос к остальным. Кто знает - объясните, пожалуйста, что это за "иксовый упор" такой? Если есть способ нагрузить центральный блок так, чтобы его расчетный случай совпал (был близок) с расчетным случаем боковых блоков, то мне хочется знать, что это за волшебство такое.
Юрий Кульчицкий (Kulch)
http://kulch.spb.ru

freinir

Это не хамство.
Вы вспомнили о сопромате, так вспоминайте до конца!!!

kulch

ЦитатаЭто не хамство.
Вы вспомнили о сопромате, так вспоминайте до конца!!!

Вы уже запостили три коммента, в любом из которых могли объяснить, что, собственно, имели в виду под "Х-образным упором". Вместо простого ответа на вопрос вы пытаетесь убедить меня в том, что я умею читать ваши мысли и потому сам должен понимать, что именно вы имеете в виду. Я понял. Вы - не хам, вы просто флудер?
Юрий Кульчицкий (Kulch)
http://kulch.spb.ru

kulch

Во избежание путаницы я бы хотел повторить основной мой вопрос.

Есть ли способ (некая схема силовых элементов крепления) так нагрузить центральный блок, чтобы его расчетный случай совпал (или был близок) с расчетным случаем бокового блока?

(Кстати, насколько мне известно, расчетный случай должен наступить в полете, поэтому мне не понятно упоминание г-на freinir'a об особенностях подвески РН в стартовом устройстве).
Юрий Кульчицкий (Kulch)
http://kulch.spb.ru

freinir

В полёте все блоки нагружены почти одинаково (правда не в одно время и не для одной ракеты) и расчётный случай не всегда наступает в полёте....

kulch

Допустим, что расчетные случаи все-таки наступают в полете, ведь обычно так и бывает, верно? Мне представляется так:

1. Расчетный случай для боковушки.

Полет в составе пакета, конец времени работы первой ступени, когда топливо из блоков почти выработано и перегрузка макимальна для 1-й ступени. Если верхний силовой узел пакета сделан грамотно, то нагрузка от ПН распределяется между боковушками и ЦБ примерно одинаково.

2. Расчетный случай для ЦБ.

Полет на этапе - конец активного участка 2-й ступени. Топливо выработано, перегрузка максимальная. Но нагрузка от ПН приходится только на ЦБ.

Вот эти случаи и надо сравнить. Общего случая, вероятно, просто нет. Но вот для "Энергии", например, случай номер 2 - более нагруженный, чем 1-й.

Надо посчитать/прикинуть для случая одинаковых УРМов. Мне представляется, что случай 2 все равно будет более нагруженным и потому ЦБ должен быть прочнее боковушки.
Юрий Кульчицкий (Kulch)
http://kulch.spb.ru

freinir

Ну посчитайте....

Дмитрий В.

Еще немного про перелив или «бальзам на сердце» уважаемого mihalchuk .

Еще в прошлом году я писал, что применение перелива не дает существенного эффекта (по крайней мере, полученный эффект в виде прироста относительной массы ПН не оправдывается усложнением конструкции). Однако, этот вывод (сделанный на основании приближенных оценок по упрощенной методике) относился к достаточно частному случаю одноразовых РН с относительно высоким конструктивным совершенством блоков. Недавно перелистывал старый репринтный журнал «Аэрокосмическая техника» за 1986г. В одном из номеров был опубликован анализ одного из вариантов МТКС вертикального старта 2-го поколения (условно Shuttle-2). Эта система представляет собой двухступенчатый ЛА с параллельным соединением крылатых ступеней. Первая ступень оснащена ЖРД на УВГ (ЕМНИП, пропан-ЖК), а вторая - ЖРД на ЖК-ЖВ. При этом реализована схема с переливом, для чего на 1-й ступени размещен бак ЖВ. ЖРД обеих ступеней работают совместно со старта, соответственно подача ЖК и ЖВ в двигатели 2-й ступени осуществляются из баков первой. Для анализа данной схемы, я воспользовался модифицированным спредшитом ratman' а. В качестве исходных данных были приняты:
1)Стартовая масса 700т, тяговооруженность стартовая 1,32 (обеспечивает старт при отказе одного из двигателей сразу после КП).
2)Опорная орбита 185*185 км, наклонение 51,6 град
3)На 1 ст. установлено 4*РД-191, на 2 ст. - 4*11Д57М с раздвижным соплом.
4)Массовые параметры блока 1-й ступени: относительная масса топливного отсека ЖК-УВГ 0,035, относительная масса топливного отсека ЖК-ЖВ 0,055, относительная масса прочих отсеков 0,08 (масса отнесена к массе полностью заправленного блока), удельная масса ДУ 0,02 (с учетом мероприятий по обеспечению многоразового использования).
5) Массовые параметры блока 2-й ступени: относительная масса топливного отсека ЖК-ЖВ 0,055, относительная масса прочих отсеков 0,11 (масса отнесена к массе полностью заправленного блока), удельная масса ДУ 0,03 (с учетом мероприятий по обеспечению многоразового использования).
При указанных исходных данных, МТКС с переливом выводит на опорную орбиту примерно 21,56т полезной нагрузки (ХС=9200 м/с). Для сравнения, МТКС, выполненная по схеме с параллельной работой ступеней, но без перелива, при тех же исходных данных выводит всего 12,2 т (на 43,4% меньше по сравнению со схемой с переливом!).
Для проверки выполнено сравнение этих же схем, но в одноразовом исполнении. Результат разительно отличается: схема с переливом - 42,74 т ПН, а без перелива - 39,82 т (разница всего лишь 6,8%!). Отсюда первый вывод - эффективность перелива (по массовой отдаче) повышается при снижении массового совершенства ракетных блоков. Вывод второй - для многоразовых крылатых систем вертикального старта(обладающих невысоким массовым совершенством блоков) схема с переливом - стоящее дело: затраты массы на организацию перелива сравнительно невелики, а экономически перелив окупается за счет многоразового использования). Сразу оговорюсь, вопрос экономической целесообразности МТКС как таковых (на современном этапе), в данном случае не рассматривался.
С уважением, Дмитрий В.
Lingua latina non penis canina

Salo

Перелив от Маска:

http://web02.aviationweek.com/aw/mstory.do?id=news/awst/2010/11/29/AW_11_29_2010_p28-271784.xml&channel=space&headline=NASA%20Studies%20Scaled-Up%20Falcon,%20Merlin
ЦитатаNASA Studies Scaled-Up Falcon, Merlin[/size]

Dec 02 , 2010

By Guy Norris, Madhu Unnikrishnan
Los Angeles, Los Angeles

SpaceX will respond to NASA's heavy-lift launch vehicle study with concepts that can carry 150 tons to orbit and cost no more than $300 million per launch.

Outlining SpaceX's approach to the contract--one of 13 trade-study awards made by NASA in early November to look at innovative launch vehicle concepts and propulsion technologies--CEO Elon Musk says only plans that embrace economic, political and technical solutions will work.

"The physics is the easiest problem, but the economics and politics are quite pernicious. Any attempt at a solution that doesn't try to satisfy those three constituencies--forget it," says Musk, who refers to the study as super-heavy lift to distinguish it from Delta IV Heavy- and Falcon 9 Heavy-class launchers. "We'll propose several things: One is to minimize development time and cost and make sure most importantly the operational cost and fixed cost of a super-heavy lift is low. Otherwise, cancellation is a certainty in the long term," he says, referring to the inevitable budgetary pressure all programs will see in the face of the rising U.S. national deficit.

"When you look at all the sacred cows that will be slaughtered in an attempt to get that under control, then any super-heavy-lift program that is taking a long time is gone. Even if it's done very well, then at best there's a 50% chance of its not getting cut, or funded through flight. Termination is a certainty," he adds.

Fast-track development, multi-use and low cost are key, says Musk. "The development timeframe is on the order of five years and would come to fruition before [President Barack] Obama's likely second term ends. It has got to fit within a NASA budget that fits in 2008 levels, and it's got to have operational costs when functioning that is as close to zero as you can make it. That latter point demands that whatever components are in use for super-heavy lift must be in use for launching other satellites for say, geostationary commercial and government customers. If not, then the likelihood of success in my opinion is zero."

Several approaches are being considered, including a super-heavy vehicle combining three Falcon 9 Heavy cores for a combined total of 27 main engines. However, a less costly option could include a launcher using scaled-up Merlin engines and a Falcon 9 first stage. "You could distill it down to one Falcon 9 Heavy and maybe one larger diameter core around 20 ft., and maybe three engines on that with thrust-to-weight ratios of 5:1 and make it a scaled-up Merlin and a scale-up of a Falcon 9 first stage to create that core. The only uncertainty you're dealing with is scaling up," says Musk.

In terms of the size of the scaled-up Merlin, he says: "We're leaning at around 1.7 million lb. thrust, although at one point we looked at what if we went to 3.5 million lb. thrust. That does sound insane, I know, but the space shuttle solid rocket boosters are around 3 million." With the baseline Merlin, which is throttle-able to 60%, SpaceX believes a version that could throttle down to around 1 million lb. could potentially equip vehicles such as the Atlas V as well as replace engines on Falcon 9. "Falcon 9 would just become Falcon, and Falcon 9 Heavy would just become Falcon Heavy," says Musk.

"The cores combine to create a roughly 10-million-lb. liftoff mass. We will need something in that order. You basically combine three first stages to create your super-heavy. You can get a semi-free stage by cross-feeding from the outer cores, and you burn all the engines but only drain from outer tanks. So when side boosters separate, you have a full center core." With a fully fueled center core, SpaceX believes this arrangement could allow the use of an unchanged Falcon 9 upper stage. "That way you get a three-stage super-heavy-lift vehicle, and all you've done is scale up the Merlin and Falcon 9 first stage. You essentially get a second stage for free," says Musk.

Under SpaceX's proposal, NASA would have overall systems oversight, and integration would be driven by Marshall Space Flight Center. "That would be a good way to go," says Musk, who adds that "the only logical place" for final vehicle assembly remains Kennedy Space Center. "When you build a vehicle that big, it minimizes logistics; you can re-use the space shuttle pads and conceivably even make the tanks at Michoud [the current external tank facility in Huntsville, Ala.].

Based on a roughly evenly split $10 billion budget for heavy lift, with half for the boost stage and half for the upper stage, "we're confident we could get a fully operational vehicle to the pad for $2.5 billion--and not only that, I will personally guarantee it," Musk says. In addition, the final product would be a fully accounted cost per flight of $300 million, he asserts. "I'll also guarantee that," he adds, though he cautions this does not include a potential upper-stage upgrade.


Photo Credit: SpaceX
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

ЦитатаВо, у ЦиХа начинают проклевываться умные, но трудновоплощаемые мысли
ЦитатаXXXV КОРОЛЕВСКИЕ ЧТЕНИЯ-2011 г.
Секция 2
Об эффективности перелива топлива между ракетными ступенями
И.А.Биркин ФГУП «ГКНПЦ  им. М.В. Хруничева» e-mail: birkini@mail.ru

В составе средств выведения (СВ) космических аппаратов широко используются «пакеты» ракетных блоков. Обладая рядом преимуществ, такие СВ уступают по уровню энергомассового совершенства ракетам-носителям (РН) на базе моноблочных ракетных ступеней.

Известен, но практически не реализован в полной мере способ повышения энергомассовых показателей СВ «пакетной» схемы за счёт перелива компонентов топлива (ПКТ) между ракетными блоками в полёте. В конструкции отдельных образцов СВ («Атлас», «Спейс Шаттл», «БризМ») нашли ограниченное применение технические решения и устройства, подобные элементам системы ПКТ. Проектные проработки применительно к РН конкретных типов показали, что для внедрения полноценной системы ПКТ не требуются принципиально новые технологии и ресурсоёмкие мероприятия, однако для рассмотренных РН не было выявлено заметного прироста массы полезного груза (ПГ) за счёт ПКТ. В связи с этим распространилось мнение о том, что этот способ повышения грузоподъёмности СВ малоэффективен.

Вместе с тем, многообразие вариантов развития СВ позволяет рассчитывать на то, что в зависимости от облика и условий применения СВ можно получить достаточно весомый эффект от ПКТ. Необходимым условием для этого является комплексная оптимизация параметров ПКТ, траектории выведения, режимов работы двигателей «пакета», что реализовано в авторской методике. В результате анализа различных зависимостей расхода топлива через двигатели от времени полёта для моделирования приняты кусочно-линейные функции, имеющие для случаев двухступенчатого и трёхступенчатого «пакетов» соответственно 10 и 12 варьируемых параметров. Режимы работы двигателей выбираются с учётом ограничений на стартовую тяговооружённость, глубину дросселирования, продольную перегрузку, динамику переходных процессов и др. Варьируются 7 параметров траектории, для построения которой используется прямой метод в сочетании с опорными и штрафными функциями. Кроме того, варьируются параметры ПКТ, а также при необходимости параметры ракетных ступеней (до 6 для каждой ступени).

Расчётами подтверждена возможность получения значительного эффекта от ПКТ. В частности, для РН с «пакетом» из 5 готовых универсальных ракетных модулей (без оптимизации их параметров) прирост массы ПГ в зависимости от варианта системы ПКТ составил от  8  до  28 %. В двухступенчатом варианте такая РН по отношению массы ПГ к стартовой массе превосходит моноблочную РН «Зенит2SLБ», использующую аналогичное топливо. Соответственно улучшению энергомассовых показателей при внедрении ПКТ может быть повышена технико-экономическая эффективность перспективных СВ, включая РН большой грузоподъёмности для реализации долгосрочных программ изучения и освоения космоса.
Причем они даже Бауманку подключили, видимо
ЦитатаЗадачи динамики ракетно-космический конструкций, содержащих баки с перераспределяемым топливом
А.Н.Темнов, e-mail: temnov@m1.sm.bmstu.ru М.И.Степанова, e-mail: s_masyanya@mail.ru МГТУ им Н.Э. Баумана

Перераспределение топлива, то есть передача топлива из одного объема в другой, является решением ряда проблем в авиационной и ракетно-космической техники.

Одним из возможных путей улучшения энергетических характеристик современных РН тяжелого класса, является повышение весовой эффективности конструкции за счет перераспределения части топлива из баков одной ступени в другую и обеспечения более полной заправки к моменту отделения предшествующей ступени.

Новизной рассматриваемых проблем является исследование влияния перераспределения топлива на динамику конструкции разрабатываемой ракеты. Перелив окислителя или горючего может осуществляется разными способами.

В докладе рассмотрены следующие варианты реализации перераспределения топлива:

1.       При помощи перепада давления между баками за счет давления в газовых подушках.

2.       За счет работы насоса, устанавливаемом в нижней части бака.

Исследования вопросов, затронутых в докладе, являются в настоящее время достаточно сложными и интересными задачами динамики РН.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

13.03.2011 08:17:11 #30 Последнее редактирование: 15.06.2015 09:16:48 от Salo
Там же:
 
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Денис Лобко

Чего только не наворотят, лишь бы нормальные ракеты не делать
С уважением, Денис Лобко

mihalchuk

Это - полумеры. Нужно:
- использовать однобаковые блоки;
- передавать усилия от боковых блоков на верхний силовой пояс, являющийся частью верхней ступени или обтекателя, при этом облегчить центральный блок;
- отказаться от верхней ступени, где она не нужна;
- рассмотреть разные расчётные случаи (от отрицательного перигея до круговой орбиты Н=400 км).
И тогда считать приросты и профиты.

Лютич

Гы, похоже, кто-то из хруниковских проектантов наткнулся на архив документации по УР-700
Смотреть телевизор и читать газеты - моя работа.

Bell

Похоже, что хруниковские проектанты уже не знают, как довести грузоподъемность Ангары до проектных параметров...
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Старый

ЦитатаПохоже, что хруниковские проектанты уже не знают, как довести грузоподъемность Ангары до проектных параметров...
После того как они официально заявили что без водорода ничего не выйдет они поняли что сболтнули лишнего и теперь пытаются выкрутиться как-нибудь так...
1. Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Старый

ЦитатаТам же:
А как же оно будет переливаться из боковушек в центр если в центре уровень выше?
1. Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Дмитрий В.

Цитата
ЦитатаТам же:
А как же оно будет переливаться из боковушек в центр если в центре уровень выше?

Можно наддув в боковушках увеличить.
Lingua latina non penis canina

Дмитрий В.

ЦитатаТам же:



Хм, имхо, в такой схеме надо не только сильфоны, но и пароку угловых компенсаторов ставить :roll:
Lingua latina non penis canina

freinir

ЦитатаХм, имхо, в такой схеме надо не только сильфоны, но и пароку угловых компенсаторов ставить :roll:

Что за компенсаторы?