Трехкомпонентные ЖРД...

[X]

Например, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

10 км очень даже в счёт - они позволяют делать высотное сопло на этом единственном двигателе.

Ну хорошо, в счет :-) Но все равно это фактор второго или третьего порядка, точно также, как и ограничение габаритов МАКСа длинной самолета, указанное Agent'ом. На выгодность применения трехкомпонентного ЖРД на одноступенчатой РН это практически не влияет. Т.е. при вертикальном старте от земли со стартового стола (и, следовательно, без ограничений габаритов длинной самолета :-) ) трехкомпонентный ЖРД все равно будет выгоднее водородника. (2 STEP: на 15% ;-) )

[Старый]

Вы не правильно "применяете" трехкомпонентник. Он имеет выгоды именно на одноступенчатой РН. Если оставить в стороне довольно спорные вопросы - можно ли сегодня и нужно ли вообще такую РН делать - и начать сравнивать различные типы ДУ для неё, то трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества (см. выше) перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.

Ничего подобного. СтОит только чуть уменьшить УИ по сравнению с водородом и одностуаенчатая ракета просто не выйдет на орбиту, даже совсем без ПН. А ведь трёхкомпонентный двигатель ещё и тяжелее чисто водородного, и не факт что "трёхкомпонентный" бак легче чисто водородного.

Например, РД-701 планировался для МАКСа - одноступенчатого носителя (Мрия с ее 200 м/с и 10 км. не в счет).  Применение водородника уменьшило бы ПН.

Слово "планировался" в данном случае неприменимо. МАКС это афера, нереализуемый прожект, реализовывать его никто не планировал. В данном случае корректнее сказать "двигатель ПРЕДЛАГАЛСЯ авторами прожекта".

[Андрей Суворов]

Вы не правильно "применяете" трехкомпонентник. Он имеет выгоды именно на одноступенчатой РН. Если оставить в стороне довольно спорные вопросы - можно ли сегодня и нужно ли вообще такую РН делать - и начать сравнивать различные типы ДУ для неё, то трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества (см. выше) перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.

Ничего подобного. СтОит только чуть уменьшить УИ по сравнению с водородом и одностуаенчатая ракета просто не выйдет на орбиту, даже совсем без ПН. А ведь трёхкомпонентный двигатель ещё и тяжелее чисто водородного, и не факт что "трёхкомпонентный" бак легче чисто водородного.

А вот и нифига! тот же "Атлас-3" мог выйти на орбиту в одну ступень, несмотря на свою керосиновую сущность.

И, вообще, глупо спорить. Надо считать, и считать очень аккуратно. Все "приближения первого порядка" недостаточно точны, а уж интуиция врёт за милую душу. Трехкомпонентник выгоднее чистого водородника как минимум первые 15 секунд, когда идёт чисто вертикальный подъем, и за эти жалкие 15 секунд гравитационные потери составят 150 м/с

[Старый]

Там один только водород просто в бак не влез бы.

А откуда вы знаете? Вы знаете какой объём удалось сэкономить применив керосин? Вам вобще удалось найти данные сколько там керосина а сколько водорода?

Габариты то ограничены по длинне самолетом, а по ширине дополнительно и аэродинамикой.

Вы не забыли, что габариты растут пропорционально кубическому корню от объёма?

[Agent]

Там один только водород просто в бак не влез бы.

А откуда вы знаете? Вы знаете какой объём удалось сэкономить применив керосин? Вам вобще удалось найти данные сколько там керосина а сколько водорода?

Габариты то ограничены по длинне самолетом, а по ширине дополнительно и аэродинамикой.

Вы не забыли, что габариты растут пропорционально кубическому корню от объёма?

Это на авиабазе в свое время просчитывали. Да и здесь был большей топик. Не помню токо - до пожара или после.
Вывод, насколько я помню, был таков - какая то ПН если и возможна, то именно на трехкомпонентном или на гравицапе. Потому как на двухкомпонентных ПН вобще не получаеться

[МиГ-31]

При этом температуры кипения СПГ и кислорода близки, что позволяет использовать единую для обоих 'среднюю' криоструктуру. А наддувают баки все равно гелием ;-).

 А чего, метаном нельзя надувать?

"Что-то мне подсказывает"(с), что некузявно кислородный бак метаном наддувать. :lol:

[Игорь Суслов]

Интересно, а как Вы считали и почему так уверены в правильности своих расчетов?

Считал я до ужаса просто Собственно, поэтому и уверен в правильности расчетов. Брал реальные удельные характеристики движков и баков. "Ваял" из этого ОПТИМАЛЬНУЮ ракету, способную выйти на ЛЕО с определенной ПН и сравнивал их заправленные МАССЫ. Таким образом, более оптимальной ракетой я считал РН, имеющую большее значение отношений масс ПН и стартовой массы.

Заметьте, ДЕНЕГ Я НЕ СЧИТАЛ. Потому, что просто не знаю, сколько стоит ракета и какое отношение в цене ПУСТОЙ РН и его топлива.

Как Вы прокомментируете результаты расчетов других товарищей? Например, Губанов в своей книге пишет следующее

См. выше. Видимо, "они слишком много знали" (с)

[Старый]

"Что-то мне подсказывает"(с), что некузявно кислородный бак метаном наддувать. :lol:

А чего, кислородом нельзя наддуть? Но лично я бы и кислородный бак наддул метаном и даже водородом.А чего? Если искру не создавать, то вроде трахбабахнкть не должно?)

[Игорь Суслов]

...использование керосина ... резко повысило бы ПН ... за счет существенного сокращения аэродинамических потерь...

А расчеты говорят об обратном
Вот, что я посчитал с полгода назад, причем выложив все на этом форуме:

Строго говоря, аэродинамические потери определяются не площадью поперечного сечения, а (при прочих равных условиях) стартовой нагрузкой на мидель (т.е. отношением стартовой массы ракеты к площади миделя), умноженной на коэффициент лобового сопротивления. Вот, что показал анализ нагрузок на мидель для разных ракет (при равенстве Сх и в стартовой конфигурации):
Союз - 15500 кг/м^2
Зенит - 35000
Ariane V - 19000
Saturn V - 37000
Shuttle - 18000
Ангара7 - 23000
Дельта4 - 11000
Ясно, что при меньших значениях нагрузок на мидель общие аэродинамические потери будут больше, опять же при прочих равных условиях. Delta-IV Heavy, обладает наименьшей нагрузкой на мидель, поэтому проблемы с аэродинамическими потерями у нее серьезные, но при общей незначительности таких потерь в сумме всех потерь, имхо, дополнительный прирост характеристической скорости составит не более 50-100 м/с - не так много.

Кроме того, добавлю, что потери в аэродинамики на 100 м/с с ЛИХВОЙ будут компенсированы увеличением УИ водородной ступени. Так вот.

[Игорь Суслов]

... трехкомпонентный ЖРД имеет преимущества перед однокомпонентным, дале если последний - водородник с высоким УИ.

Ну, давайте посчитаем? Может вы и правы?

[Андрей Суворов]

Что вы все крутитесь вокруг аэродинамических потерь? Гравитационные потери у нормальных ракет раз в 6-7 больше, а керосин в трёхкомпонентнике призван именно уменьшить гравитационные потери! И уменьшает, при грамотном использовании!

Нужно помнить еще вот о чём - кроме УИ, массового совершенства и Cx для реальной ракеты важны такие вещи, как стартовая тяговооруженность, максимальная перегрузка, максимальный угол атаки, и другие вещи, которые ни формула Циолковского, ни другие расчёты "на пальцах" не учитывают.

А стартовую тяговооруженность желательно иметь повыше, а максимальную перегрузку - наоборот, пониже. А, чем больше массовое совершенство, тем сильнее между ними разница. Вообще, в идеале хочется, чтобы весь полет происходил с ускорением 2,5 "же", не больше и не меньше. А на деле что выходит? В начале работы ступени - полтора, а в конце - четыре, если не больше. Вон, у "Днепра" - семь. И у "Зенита" было бы семь, если бы его не дросселировали столь жестоко. А дросселирование двигателя - это жертвование УИ, столь желательным и важным для одноступенчатой ракеты.

Трёхкомпонентник тем и интересен, что позволяет создать работающую SSTO. С приемлемым соотношением между стартовым весом и ПН. Целесообразность этого для одноразовых ракет равна нулю. Но техническая реализуемость бесспорна. И доказывать это со словами "А я считал, и у меня вышло" довольно глупо. Ибо считали очень многие и с разными результатами. Вывод - чьи-то методики ошибочны. Вот только разобраться в чужих методиках - очень много времени уходит. А разобраться необходимо, чтобы указать на ошибку.

Еще раз:

1. Одноступенчатые орбитальные носители возможны при нынешнем уровне развития ЖРД и конструкционных материалов.
2. При этом даже необязательно применение водородных и трёхкомпонентных двигателей - к примеру, "Атлас-3" может выйти на орбиту в одну ступень и вывести 100-150 кг полезной нагрузки.
3. Трёхкомпонентники дают возможность не только уменьшить гравитационные потери по сравнению с водородниками, но и снизить вес конструкции за счёт уменьшения разницы между стартовой и максимальной перегрузками, и за счёт снижения веса двигательной установки по сравнению с чисто водородным вариантом - из-за уменьшения величины потребной тяги в "водородном" режиме.
4. Эффективность трёхкомпонентника резко возрастает из-за высотного старта, что, впрочем, можно компенсировать выдвигаемым в полете сопловым насадком, как в НК-33-1.
5. Проблемы Х-33, и иже с ним, связаны не только и не столько с желанием выйти на орбиту в одну ступень, сколько сделать эту ступень полностью многоразовой, ибо одноразовый SSTO - это нонсенс.

[avmich]

Вот это особенно нравится :) :

Но все равно это фактор второго или третьего порядка

Вы, мягко говоря, сильно ошибаетесь :) . Высотные движки дают - ну, процентов 10 УИ всяко. Мне тут показывали, как много - 1% УИ. При массе топлива в 10 тонн 1% повышения УИ даёт экономию в 100 кг топлива. То есть вторая ступень может быть на 100 кг больше. Поскольку она обычно в несколько раз легче, чем первая, то 100 кг - это несколько процентов массы. Всего один процент УИ...

За повышение УИ на 10% (а то и больше) - а это обычно, скажем, 300 или 450 м/с - ЖРДист, как уже упоминалось... ну, не будем :) . В общем, поверьте, это весьма немало :) . Высотное сопло - фактор не первого даже, а нулевого порядка.

[hcube]

Я вот чего не пойму - это почему народ так уперся в SSTO? Ну нафига тащить сначала на орбиту, а потом с нее СТАРТОВЫЙ АТМОСФЕРНЫЙ бустер? Зачем нужен Байкал на орбите? Его надо использовать и сбросить, он сам на старт пришлепает. А дальше - выйти на орбиту специально для этого предназначенной ступенью. А SSTO... ну, это попытка построить 5 километровый небоскреб постоянного сечения ;-)

Я бы еще понял, если бы у нас была ядерная ракета. Которая может сесть в море, заправиться оттуда водородом, сжижить его, взлететь на водородных ТРД, и выйти на орбиту в 1 ступень с относительной массой в 0.5, за счет высокого УИ.  Но у нас-то относительная масса должна быть менее 15%. А на ПН остается вообще кот наплакал. И все это надо еще и многоразовым сделать...

[X]

Вы, мягко говоря, сильно ошибаетесь

Нет, я не ошибаюсь. Это Вы невнимательно прочитали тот постинг :-). Напомню:

На выгодность применения трехкомпонентного ЖРД на одноступенчатой РН это практически не влияет.

Эти факторы упоминались в связи с "выгодностью/невыгодностью" применения 3 компонентов на SSTO, а не в связи с их влиянием на УИ. Т.е. понятно, что высотное сопло на высоте 10км имеет больший УИ, чеи "простое" - на земле. Но как это влияет на выбор ДУ для SSTO?

Я вот чего не пойму - это почему народ так уперся в SSTO?

Да, в общем-то, народ и не упирается :-). Просто тема называется "Трехкомпонентные ЖРД", а они выгодны именно на SSTO. Вот и всплыло...

[X]

За повышение УИ на 10% (а то и больше) - а это обычно, скажем, 300 или 450 м/с - ЖРДист, как уже упоминалось... ну, не будем

Это выражение мне знакомо :-) Но я думаю, что такой ЖРДист, который увлекся погоней за высоким УИ и тем самым увеличил сухую массу SSTO на 15%, сам может оказаться убитым - главным конструктором SSTO ;-)

[X]

Слово "планировался" в данном случае неприменимо. МАКС это афера, нереализуемый прожект, реализовывать его никто не планировал. В данном случае корректнее сказать "двигатель ПРЕДЛАГАЛСЯ авторами прожекта".

Не вижу разницы. Планировался [авторами прожекта] или предлагался [авторами прожекта] - все едино. Но если Вам так больше нравится, пусть будет "предлагался" :-)

[Игорь Суслов]

Гравитационные потери у нормальных ракет раз в 6-7 больше, а керосин в трёхкомпонентнике призван именно уменьшить гравитационные потери!

А можно не на пальцах?
"А эта ваша странная фраза "керосин уменьшает гравитационные потери". Странная, если не сказать больше" (с, "Бриллинтовая рука")

Каким это таким "образом" керосин эти потери уменьшит? А водород, значит, не уменьшит? Может поищем, в таком случае, вещество, которое полностью аннулирует гравитацию?

Нужно помнить еще вот о чём - кроме УИ, массового совершенства и Cx для реальной ракеты важны такие вещи, как стартовая тяговооруженность, максимальная перегрузка, максимальный угол атаки, и другие вещи, которые ни формула Циолковского, ни другие расчёты "на пальцах" не учитывают.

Об этом знают все.
Что-то, однако, не видно формул и цифр в вашем посте

А дросселирование двигателя - это жертвование УИ, столь желательным и важным для одноступенчатой ракеты.

Вовсе нет. Дросселирование SSME со 104% до 65% номинала НЕ ПРИВОДИТ К ЗАМЕТНОМУ ИЗМЕНЕНИЮ УИ (не более 1 секунды!!!). Гораздо хуже, что дросселирование приводит к "перетяжелению" двигательной установки и к псевдоснижению массового совершенства.

доказывать со словами "А я считал, и у меня вышло" довольно глупо. Ибо считали очень многие и с разными результатами. Вывод - чьи-то методики ошибочны.

Не более глупо, чем "на пальцах".
Методика тут одна-единственная и очень сложно ошибиться.

3. Трёхкомпонентники дают возможность не только уменьшить гравитационные потери по сравнению с водородниками, но и снизить вес конструкции за счёт уменьшения разницы между стартовой и максимальной перегрузками, и за счёт снижения веса двигательной установки по сравнению с чисто водородным вариантом - из-за уменьшения величины потребной тяги в "водородном" режиме.

У меня такая просьба будет к вам, Андрей. Вы не могли бы между причиной и следствием, вставлять пару фраз обосновывающих данное следствие. Я вроде не тупой, но не понял, почему "снизится вес трехкомпонентного ДУ, по сравнению с водородником"?

[avmich]

Вот тут - http://yarchive.net/space/rocket/fuels/hydrogen_deltav.html - кое-что есть...

Особенно вот это:

"Consider two SSTOs, one LOX/LH2 and one H2O2/kerosene (I like LOX/propane myself, but H2O2/kerosene is Mitch's favorite, and it's his discovery...), with the same GLOM (gross liftoff mass), the same engine thrust (and so same initial acceleration), and no requirement for G-limiting.  Draw a graph of mass vs. time for both.

Assume for the moment that they have the same total burn time.  The curves (well, lines) start from the same point.  The H2O2/kerosene one has to get rid of more mass, so to reach its final mass in the same amount of time, the slope of its mass line must be steeper.

Wait a minute.  A steeper mass line means that at any time after liftoff, the H2O2/kerosene SSTO has lower mass than the LOX/LH2 one, and since they have the same thrust... the H2O2/kerosene SSTO is accelerating faster.  If they have the same total delta-V requirement, that last assumption must be wrong:  the H2O2/kerosene burn time is shorter.

But... the biggest penalty on top of the theoretical delta-V is gravity losses, and gravity losses are a function of burn time!  The H2O2/kerosene SSTO is accelerating faster, so it has lower gravity losses, and needs less total delta-V.  Moreover, that makes its burn time still shorter, and its mass line still steeper, so the difference in acceleration is even larger than it first seems."

[Игорь Суслов]

Вот тут - http://yarchive.net/space/rocket/fuels/hydrogen_deltav.html - кое-что есть...

Да, ну... Опять одни заявления.

gravity losses are a function of burn time

- только при вертикальном подъеме ракеты. Чем раньше мы "вывернем" в горизонтальный разгон, тем ... более по фиг на burn time

Я вот понять не могу, как Андрей Суворов собирается достичь при использовании трехкомпонентника, ОДНОВРЕМЕННО и высокую стартовую перегрузку и низкую при отсечки, не дросселирую ДУ?[/quote]

[Андрей Суворов]

1. Керосиновый двигатель при том же линейном размере или той же массе, что и водородный, даёт большую абсолютную тягу. Это сопряжено как с большей плотностью керосина, так и с большим молекулярным весом продуктов сгорания. Разница в разы, или, что то же самое, на сотни процентов. SSME тягой 190 тонн имеет массу, большую, чем F-1, тягой 680 тонн.
2. Работая на начальном участке на керосине, мы можем увеличить стартовую перегрузку в разы ценой малого увеличения массы двигательной установки.
3. Гравитационные потери присутствуют не только на вертикальном участке траектории, их величина определяется интегралом по времени от проекции тяги на местную вертикаль. При этом против гравитации нам нужно совершить, как минимум, работу по подъему ракеты на высоту 200 км. Т.е. эта проекция не может быть сколь угодно малой.
4. Переход на водород приведет к снижению тяги при одновременном росте УИ. За счет этого мы снизим перегрузку без дросселирования.

5. На заре МБРостроения рассматривалась такая экзотика, как добавка соединений ртути в ракетное топливо на стартовом участке. При этом, естественно, падал УИ со страшной силой, но со столь же страшной силой росла тяга. Отказались из-за токсичности и дороговизны, а не из-за того, что это не давало эффекта. Значит, всегда есть участок, где выгодно разменять УИ на абсолютную тягу.