LH2 pro & contra

[Старый]

Да, но если "загнуть траекторию" сразу - увеличится ПН, однако это невозможно сделать по причине тех самых возмущений.
 А вы прикиньте, Старый, скоростной напор у такой ракеты на высоте 10-15 км.

 О чём это вы? Ктото гдето предожил загибать траекторию сразу?

У Союза только третья.

У Союза после отделения боковушек центральный блок весит около 60 тонн, а 3-я ступень вместе с ПН - более 30 тонн. Это сильно смещает ЦТ вперёд.

В любом случае, если вы ставите кислородный бак внизу, получается "стрела летящая оперением вперёд" - она будет жутко неустойчива.

У такого корыта как Энергия или Шаттл - может быть. Но у нормальной РН - нет. Верхние ступени с ПН хорошо смещают ЦТ вперёд.
 В то же время для современных систем управления аэродинамическая устойчивость не обязательна. Методы искуственного обеспечения устойчивости достаточно давно и хорошо развиты. Если бы это приводило к уменьшению веса конструкции, то на аэродинамическую устойчивость плюнули бы и делали как нужно для экономии веса.

А третья ступень летить там, где атмосферы нету, разумеется она хоть сферическая может быть.

Я ж и говорю: на первых ступенях управляющие моменты служат главным образом для компенсации аэродинамиченских возмущений.

[Бродяга]

Да, когда делали Союз это был один из способов увеличения ПН, но я не стану вам эту историю рассказывать, Старый.
 Вы ведь всё знаете лучше всех, не имеет смысла.

 Старый, а где будет центр масс этих 60 тонн если кислородный бак будет внизу?

 И вообще, где Хоть Одна ракета с "кислородом внизу" на первых ступенях? Где эта "нормальная РН", на которой используются те "искусственные методы"?

 Ага, и схема расположения баков выбрана именно по этой причине, а не из-за соображений прочности.

[Бродяга]

 Старый, "на аэродинамическую устойчивость плюнули бы и делали как нужно для экономии веса"?
 Помню кадры испытания ракеты Трайдент-2 - ракета выходит из воды и начинает "крутить спираль", потом её подрывают.
 Плюнули бы на устойчивость?

 У Тополя даже Решетчатые Крылья внизу есть.

[Старый]

И вообще, где Хоть Одна ракета с "кислородом внизу" на первых ступенях? Где эта "нормальная РН", на которой используются те "искусственные методы"?
 Ага, и схема расположения баков выбрана именно по этой причине, а не из-за соображений прочности.

 Нет, стоп. На неводородных ракетах, где массы и объёмы компонентов примерно сравнимы, вступают в действие факторы "второго порядка". В том числе и аэродинамическая устойчивость для ракет разработки 50-х гг с системами управления времён каменного века. Для этого в те времена не жмотились и хвостовое оперение приделывать, не то что кислород вперёд. И другие факторы не менее важны: длина(и вес) расходного туннельного трубопровода через более короткий бак, гидростатическое давление столба жидкого кислорода, позволяющее "нахаляву" улучшить кавитационные свойства насоса и т.п. На всех верхних ступенях кислород тоже впереди, надеюсь в них вы не заподозрите аэродинамическую устойчивость?
 Но с водородом то всё по другому. На всех верхних ступенях кислород сзади. Это явно указывает что требования уменьшения нагрузок преобладают над другими. Если один бак значительно легче и больше чем другой, то это серъёзный фактор. И надо полагать что при проектировании первых ступеней фактор распределения нагрузок важен. А фактор аэродинамической устойчивости для современных ракет - нет.

[Старый]

Помню кадры испытания ракеты Трайдент-2 - ракета выходит из воды и начинает "крутить спираль", потом её подрывают.
 Плюнули бы на устойчивость?

Какже. Видел. Там произошёл отказ системы управления, сопло отклонило в крайнее положение.

У Тополя даже Решетчатые Крылья внизу есть.

Насколько я понял они служат для управления а не для стабилизации. То бишь это аэродинамические рули такие.

[Бродяга]

Старый, вот Союз - на третьей ступени кислород снизу.

 Что касается аэродинамической устойчивости, мол этот фактор не важен - для какой ракеты именно не важен?
 И чем эдак система управления Союза отличается от систем управления Современных ракет?

 Что касается нагрузок, насколько я понимаю, ракета проектируется "чтобы не лопнула" - прочности на сжатие для существующих ракет достаточно вполне.

[Bell]

А что вы думаете по такому поводу:
РН на водороде МОЖЕТ быть 1-ступенчатой, а на других топливах - НЕТ.
Иначе говоря, водородный носитель может позволить себе нарушать сложную и относительно ненадежную схему многоступенчатой ракеты Циолковского.
Представьте себе Х-33 на керосине  :wink:

[avmich]

РН может быть одноступенчатой не только на водороде.

http://yarchive.net/space/rocket/fuels/hydrogen_deltav.html

"So the dense-fuel SSTO has lower dry mass, smaller vehicle size, cheaper
and easier-to-handle propellants, and now suffers no GLOM penalty...  Just
what was the advantage of LOX/LH2 supposed to be again?"

[Бродяга]

Это почему это Только На Водороде?

 Я предлагал на Авиабазе. - Кислородный бак от Энергии 2% от массы топлива, начальная тяговооруженность 1.3 - примерно тоже 1.3% масасса двигателей, 0.7% - всякие запасы.
 Вся стартовая сухая масса с ПН - 5%, имеем ту же ХС 10 км/с, ПН - 1%.

 Одноступенчатая Керосиновая Ракета.

 Причём бак будет таким здоровенным, что её можно и посадить обратно с минимальной теплозащитой. Сейчас теплозащита 10% от посадочной массы, значит 0.4% от массы пустой ракеты. Так как площадь здоровенная - тепловые потоки будут ещё меньше, бак затормозится скорее всего вообще в верхних слоях атмосферы.

[Bell]

ПН 1%?  :twisted:

- Доктор, я буду жить?
- Будете... Но хреново...

Так можно и на дровах делать

Я так понимаю идеологию водородной РН:
1 ступень - бустеры для подъема все махины (обеспечение приемлемой тяговооруженности на старте)
2 ступень - керосин с высоким атмосферным УИ для выхода из плотных слоев атмосферы
3 ступень - собственно водород. Основной разгон ПН

Короче, см. Атлас  :wink:

[Бродяга]

 Ну и что, что 1%, у того же Союза 2.4% - всего менее чем в 2.5 раза больше.
 Зато Ступеней тоже в 2.5 раза больше.

Мы Хотим Одноступенчатую Ракету или Нет?

 Учтите ещё, что "движки лишние" можно "бросить в дороге".

[Старый]

Старый, вот Союз - на третьей ступени кислород снизу.

Вот я ж и говорю: факторы второго порядка. У Союза на 3-й ст бак керосина сферический, ненесущий, вставленый внутрь несущего цилиндрического отсека. Если керосин сделать сзади, то этот отсек прийдётся делать вдвое-втрое прочнее а стало быть тяжелее, а он занимает чуть ли не половину длины ступени.

Что касается аэродинамической устойчивости, мол этот фактор не важен - для какой ракеты именно не важен?
 И чем эдак система управления Союза отличается от систем управления Современных ракет?

Да хрен его знает чем. Быстродействием, алгоритмами, может наличием БЦВМ. Счас вон даже самолёты делают неустойчивыми...
 Ну как вы сделаете аэродинамически устойчивой современную ракету с огромным надкалиберным пустым обтекателем спереди? Такую как Атлас-5, да даже 2А, или Дельта-3, да хоть даже Ариан-5?
 

Что касается нагрузок, насколько я понимаю, ракета проектируется "чтобы не лопнула" - прочности на сжатие для существующих ракет достаточно вполне.

В основном так, давление наддува участвует в восприятии продольных нагрузок, но как только возникает несущий небаковый отсек, так сразу всё по другому. В той же 3-й ступени Союза к примеру, или в Н-1. Нахрена в Н-1 кислород снизу?

[avmich]

А Н-1-то при чём? Массы ЖК и керосина относятся как 2 к 1 примерно, по объёму ЖК больше - что, надо большую сферу вверх ставить? Представляю, какой бы формы тогда Н-1 была :) эдакая пилообразная морковка...

[Старый]

А Н-1-то при чём? Массы ЖК и керосина относятся как 2 к 1 примерно, по объёму ЖК больше - что, надо большую сферу вверх ставить? Представляю, какой бы формы тогда Н-1 была эдакая пилообразная морковка...

Дык я ж и говорю: размещение баков в данном случае определяется иными соображениями нежели стремление сдвинуть вперёд центр тяжести.

[Бродяга]

Не всё так "однако" - центр давления должен быть сзади центра тяжести и всё.
 Для цилиндрической ракеты это достигается сдвигом баков вперёд, а у Н-1 первая ступень была эдакий конус.
 И вообще, что было задумано в Н-1 и как - очень интересно и малоизвестно.

 Кстати, Старый - у Всех Ракет, в том числе и у гептиловых, окислитель спереди. Я имею в виду отечественные ракеты.

 Что касается систем управления - какие бы умные "мозги" вы не поставили, есть ещё управляющий орган - или смещаемый двигатель или рулевые двигатели. Они и являются главным ограничителем "мощности" системы управления.

[X]

Кстати, Старый - у Всех Ракет, в том числе и у гептиловых, окислитель спереди. Я имею в виду отечественные ракеты.

 Нууу! Никогда не говори никогда...
Простой пример Р-11 и Р-17. Внимательно поглядите, и увидите, что единственное отличие этих ракет, это перемена мест баков. Причем бак окислителя внизу оказался на более поздней машине.
Кстати, перемещение объясняется не желанием сделать ракету более маневренной, чай не зенитная ... Просто Р-11 и Р-11ФМ в основном нагружались в вертикальном положении, а Р-17 возили горизонтально в заправленном состоянии. Вот и пришлось тяжелый бак убрать поближе к середине, дабы концы не хлопали при передвижении по ухабам.

[Бродяга]

Прошу прощения, я имел в виду отечественные космические носители функционирующие сейчас.

[Старый]

Не успел в своё время ответить.

Результаты расчетов (а не гадания) показывают следующую фигню:
Исходные данные:
1. ЖК + Керосин Т-1, Рк=80 атм;
2. ЖК + ЖВ (Кио=0,6), Рк=80 атм;

При РАВНОМ расширении сопла (Рк/Ра=80 - расчетный режим), мы имеем отношение УИ (вакуум/Земля):
1. = 1,087
2. = 1,076
При РАВНОМ расширении сопла (Рк/Ра=500-перерасширение), мы имеем отношение УИ (вакуум/Земля):
1. = 1,475
2. = 1,364
Если хотите, результаты расчетов могу выложить (в Excel'е)

 Опаньки! Так это что же получается? Получается что водород даже выгоднее использовать "от земли", чем керосин? Относительное падение УИ меньше чем у керосина? Не, я не против и охотно верю, но результат всётаки какойто непривычный.
 Не, экселя не надо, нельзя ли просто выложить конкретные значения УИ полученые при расчёте?

[Игорь Суслов]

Получается что водород даже выгоднее использовать "от земли", чем керосин? Относительное падение УИ меньше чем у керосина?

Ну, получается, что так. Не так уж и сильно, но получается. Почему не используют? Может водородник потяжелей будет для атмосферы?

нельзя ли просто выложить конкретные значения УИ полученые при расчёте?

Запросто:
______________________________LOX+T-1_______________________________________LOX+LH2
____________________1 k 80_________1 k 500________1 k 1000________1 k 80________1 k 500_______1 k 1000
Расчетный Js_p=____2949,257135___3344,913583___3463,759776_____3797,239117___4225,977121___4347,320093
В пустоте Js_00=____3205,660368___3526,710741___3625,425853_____4085,955508___4414,490058___4509,723961
На Земле Js_H=0=___2949,257135___2390,478501___1604,599896____3797,239117____3236,284201___2479,675605
___________J0/Jh=__1,086938243___1,475315817____2,259395542____1,076033239____1,364061307___1,818674972

Думаю, разберетесь Tab'ы идиотские в Excel'е

[X]

ВСЕМ ПРИВЕТ

НЕ СКАЖИТЕ ЧТО МОЖНО НАЗВАТЬ ТЕМ ЖЕ САМЫМ ХОЛОДНЫМ ГЕЛИЕМ( ТО ЖЕ САМОЕ ЧТО И ICEHELIUM)