Трехкомпонентные ЖРД...

[Игорь Суслов]

2Андрей Суворов:

Да, уж... Все против нас! Присланные вами спредшиты, во-первых, втихую обновлены ratman'ом (т.е. я такого не видел), а во-вторых, "В версиях Excel 2000 и ниже существует проблема так называемых forward cross-worksheet references. В спредшитах с большим количеством ссылок между страницами эта проблема может привести к существенному замедлению пересчета.", вот как раз такая проблема меня и постигла Поэтому, пересчитать лист - дело невероятно долгое...
И, в третьих, даже сравнить один спредшит с другим, я не могу, потому, что запущенные одновременно два файла Excel'я открываются все равно поочередно ПОСЛЕ пересчета

Вот такой казус...

[Андрей Суворов]

вот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

Нет, а почему я её должен увеличивать? Максимальная перегрузка больше? Тяга двигателей больше? Зато плотность топлива больше и двигатель проще. Не зря же мы УИ жертвуем!

[Андрей Суворов]

2Андрей Суворов:

Да, уж... Все против нас!

Ну, блин, извините! У меня офис ХР, и я как-то не подумал, что могут еще люди использовать более старые версии... И, что, даже нет возможности выдрать оттуда ракету?

[Игорь Суслов]

вот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

Нет, а почему я её должен увеличивать? Максимальная перегрузка больше? Тяга двигателей больше? Зато плотность топлива больше и двигатель проще. Не зря же мы УИ жертвуем!

Дык, все дело в конкретных цифрах! Кто вам сказал, что двигатель, при снижении УИ на 10%, может добавить тяги в 1,5 раза без увеличения массы?
Мы же вроде договаривались, что массовое совершенство водородников и "керосиников" отличается (для рекордных ДУ) на 30%, при том, что их УИ отличаются на столько же? Не так ли?

Впрочем, ваш спредшит (по возможности, конечно), я проверю!

[Старый]

вот союз, у которого на 10% уменьшен УИ первой ступени, и на 50% увеличена тяга её же.

А увеличена на 50% сухая масса конструкции?

Нет, а почему я её должен увеличивать? Максимальная перегрузка больше? Тяга двигателей больше? Зато плотность топлива больше и двигатель проще. Не зря же мы УИ жертвуем!

"Увеличена тяга её же". Двигатель бОльшей тяги будет больше весить. При израсходовании топлива вся тяга будет передаваться "аперёд" и восприниматься элементами конструкции типа переходником, что также приведёт ук увеличению веса.

[Старый]

Мы же вроде договаривались, что массовое совершенство водородников и "керосиников" отличается (для рекордных ДУ) на 30%, при том, что их УИ отличаются на столько же? Не так ли?

Вау! А я брал что водородная ступень в полтора раза тяжелее. А УИ выше только на треть. Если сделать ступень тяжелее только в 1.3 раза, то тем хуже для керосина. Освободившийся вес я естественно обращу в топливо и эге!

[Старый]

Угу. Лишние 200 кило  топлива вместо конструкции добавили мне ещё 260 м/с ХС и только 60 м/с гравпотерь. А вам?

[avmich]

Старый, я тебе говорил про принципиальный канал потерь. Если брать конкретные величины, то за 47 секунд далеко не улетишь.

В общем, всё с вами понятно... как дети малые, честное слово :( . Посчитаю, расскажу результаты. Но мне, если честно, вас жалко...

[Старый]

В общем, всё с вами понятно... как дети малые, честное слово . Посчитаю, расскажу результаты. Но мне, если честно, вас жалко...

 Авмич, ё-моё! Ты всегда отличался неспособностью понимать суть явлений но обвинять в этом других. 47 сек это ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ время. За ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ 47 сек работы двигателя да ещё при почти пустой ракете (тяговооружённость 3-4) можно улететь очень далеко! На одном и том же запасе топлива двигатель тягой 12 тонн с УИ 300 сек прорабртает 182 сек, а с УИ 400 сек - 230 сек. Понимаешь, что хоть ракета и тяжелее, но за 230 сек он сможет её разогнать до большей скорости, чем при той же тяге за 182 сек?
 Откуда лишнее время при том же топливе? Оттуда, что двигатель с тягой 12 т и УИ 300 сек расходует 40 кг топлива в сек, а с УИ 400 сек - только 30 кг/сек.

[Старый]

Тепеоь все следите за моими руками. Берём нашу исходную водородную ракету весом 10 т и тягой 12 тонн. Т выкидываем из неё 2.2 тонны топлива. Стартовый вес становится 7.8 тонн. Тягу двигателя снижаем до 10.8 тонн. Тяговооружённость становится 1.38. Время работы становится 182 сек, как и у керосинового варианта. Гравпотери тоже. ХС тоже. Итого - Ту же ПН в 2 тонны водородная ракета выведет при стартовой массе 7.8 тонны, в то время как керосиновой нужно 10 тонн.
 Пардон, забыл. Описаное выше снижение тяги и уменьшение запаса топлтва приведёт к снижению массы конструкции килограмм как минимум на 20. Можете это засчитать ещё и как 10% увеличение ПН.

[Старый]

При учёте всего водородная РН с той же ПН при наших условиях оказывается легче на четверть чем керосиновая, а вес её конструкции оказывается равен керосиновой. Масса топлива почти в 2 раза меньше, объём баков всего в полтора раза больше "керосинки".

[Старый]

Очевидно применение трёхкомпонентого топлива будет представлять собой промежуточные варианты между указаными двумя. И ничего не даст кроме усложнения и напрасного увеличения веса. Что и требовалось доказать.

[avmich]

Авмич, ё-моё! Ты всегда отличался неспособностью понимать суть явлений но обвинять в этом других. Wink 47 сек это ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ время. За ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ 47 сек работы двигателя да ещё при почти пустой ракете (тяговооружённость 3-4) можно улететь очень далеко! На одном и том же запасе топлива двигатель тягой 12 тонн с УИ 300 сек прорабртает 182 сек, а с УИ 400 сек - 230 сек. Понимаешь, что хоть ракета и тяжелее, но за 230 сек он сможет её разогнать до большей скорости, чем при той же тяге за 182 сек?
Откуда лишнее время при том же топливе? Оттуда, что двигатель с тягой 12 т и УИ 300 сек расходует 40 кг топлива в сек, а с УИ 400 сек - только 30 кг/сек.

Старый, до тебя в обвинениях мне всё равно далеко; я, впрочем, и не гонюсь. Если ты не понял, о чём я говорю, я тебе повторять не буду - не маленький. Ограничусь повторением :) следи больше за собой, есть за чем :) .

[X]

Очевидно применение трёхкомпонентого топлива будет представлять собой промежуточные варианты между указаными двумя. И ничего не даст кроме усложнения и напрасного увеличения веса. Что и требовалось доказать.

Чисто водородная ракета будет лучше, чем чисто керосиновая. Спорить с этим бесполезно. Но при замене части водорода на керосин может появится выигрыш.

Влияние отдельных свойств топлива (УИ и плотности) на параметры ракеты при равных тяге и стартовой массе (допущение сделано для упрощения качественного анализа):
1. УИ: чем выше УИ, тем выше конечная скорость.
2. УИ: чем ниже УИ, тем быстрее расходуется топливо и быстрее растет тяговооруженность.
3.  Плотность: чем плотнее топливо, тем меньше сухая масса ракеты (масса баков, ТНА и магистралей) и тем больше запас топлива; т.е. тем выше конечная скорость.

(пункт 2 - тот самый "принципиальный канал", о котором говорил avmich).

Видно, что первые два пункта всегда противопечат друг другу. Пункт 3, как правило, вместе с пунктом 2 противопечит пункту 1 (если выбирать между H2 и керосином).

3-х компонентый двигатель - попытка объеденить все три пункта:
1. Большая часть траектории - пологая. На этом участке не нужно прилагать большую работу против сил тяжести и сопротивления атмосферы, но зато нужно набрать большую скорость - выбираем H2.
2. Вертикальный и "крутые" участки траектории - нужно быстро набрать высоту и развернуться - выбираем керосин.

Для того, чтобы найти opt. соотношение H2 и керосина, недостаточно расчетов по формуле Циолковского или ратмановской таблицы -
во-первых, нужно искать некое opt. соотношение, которое, скорее всего (IMHO :-)) лежит где-то между 70-90% H2;
во-вторых, на каждой итерации нужно достаточно точно оценивать массы ДУ, баков, и т.д., а также "лететь" по оптимальной траектории, иначе см. "в-третьих";
в-третьих, выигрыш от 3-х компонентов слишком невелик и может "съестся" упрощениями и погрешностями вычислений.

[Андрей Суворов]

Естественно. Согласен. Трёхкомпонентник имеет ограниченное применение.

Что касается оптимальности, то оптимум можно найти методом Монте-Карло, ибо сейчас процессорное время стоит дёшево, дешевле керосина :-D
Проблема трёхкомпонентника возникла из-за того, что период, когда керосин выгоднее водорода, довольно короткий - в зависимости от траектории и других параметров -30...60 секунд полёта ракеты. Ну 70 секунд. Дальше точно выгоднее водород.

Делать такую короткую первую ступень нельзя. Поэтому и хочется половину времени работы первой ступени работать на керосине, вторую половину - на водороде. Или даже больше, чем половину.

Но прикол трехкомпонентника именно в том, что он позволяет создать технически рациональный SSTO.

[Старый]

Проблема трёхкомпонентника возникла из-за того, что период, когда керосин выгоднее водорода, довольно короткий - в зависимости от траектории и других параметров -30...60 секунд полёта ракеты. Ну 70 секунд.

Нет. Нет периода когда керосин выгоднее. Даже одной секунды. Откуда вы, кстати, эжти цифры взяли - 30-60-70 сек? Прочитали гдн или сами придумали?

Поэтому и хочется половину времени работы первой ступени работать на керосине, вторую половину - на водороде.

Вы можете вразумительно объясеить, откуда такое странное желание?

Но прикол трехкомпонентника именно в том, что он позволяет создать технически рациональный SSTO.

Это вы прочитали где или сами догадались?

[Старый]

1. УИ: чем выше УИ, тем выше конечная скорость.

Да уж.

2. УИ: чем ниже УИ, тем быстрее расходуется топливо и быстрее растет тяговооруженность.

Эта проблема куда рацирнальнее решается повышением тяговооружённости. Причём не за счёт увеличения тяги двигателя а за счёт снижения массы ракеты.
 Вобще конечно аргумент "снизить УИ чтоб быстрее расходовалось иопливо" удивляет. Китайские пионеры, чтоли? Напоминает анекдот:
-Ты зачем борону на спине таскаешь?
-А вот погонятся за мной собаки, станут догонять, я борону брошу и быстрее побегу.

3.  Плотность: чем плотнее топливо, тем меньше сухая масса ракеты (масса баков, ТНА и магистралей) и тем больше запас топлива; т.е. тем выше конечная скорость.

Это оно конечно. Но как уже говорилось масса конструкции водородной ступени всего в 1.3 раза больше чем керосиновой. Сколько удастся сэкономить на трёхкомпонентности? Кто-нибудь смог показать? Ато пока по моему имхо трёхкомпонентная ступень будет только ТЯЖЕЛЕЕ водородной.

 Да вобще чего проще. Вот я обрисовал две воображаемые ракеты - керосиновую и водородную. Попробуйте нарисовать к ним трёхкомпонентную и показать что она будет лучше водородной.

[VovaKur]

Старый, есть принципиальный канал потерь для ракет с большим УИ. А именно, при постоянной тяге - меньший расход. То есть, в любой момент времени ракета с более высоким УИ весит больше. И гравитационные потери поэтому растут, несмотря на то, что тебе бы этого не хотелось, и поэтому ты на это закрываешь глаза. Открой, потери всё равно никуда не уйдут .

Нет никакого принципиального канала потерь для ракет с большим УИ. Если ракета имеет одинаковую ПН и начальную тягу, то ракета с большим УИ будет всегда иметь массу меньше чем ракета с большим УИ. Так как стартовая масса Ракеты с меньшим УИ больше. Не смотря на то, что её масса уменьшается быстрее она все равно остаётся больше в каждый момент времени.

[VovaKur]

А что мешает вместо трёхкомпонентных двигателей использовать водород-кислородные с большим регулированием соотношения компонентов. В режиме с большим УИ соотнонение 5,5-6/1 а в режиме большой тяги 10-12/1. Такой двигатель по моему гораздо проще чем трёхкомпонентный,  и обладаетвсеми достоинствами трёхкомпонентных. Вороде на шатлах так и делали, хотя и не в таком большом диапазоне.

[VovaKur]

И вот ещё что. В риальности то, что у керосиновых двигателей быстрее расходуется топливо далеко не всегда удаётся использовать, так как это приводит к большому отношению стартовой и конечной массы и соответственно большому ускорению в конце работы ступени. Поэтому для удержания максимальной перегрузки в разумных рамках, керосиновый двигатель приходится дросселировать, что лишаетего всех приемушеств относительно грав потерь да ещё приводит к дополнительному снижению УИ, и особенно сильно это проявляется у ракет с малым количеством ступеней.