РД на метане

[Seerndv]

И чиво они (ЗАО РК "СТАРТ") такие категоричные:
 http://www.rks.name/f/44/Patents.pdf

На основании анализа опубликованных данных можно сделать вывод о
том, что, учитывая неизбежность в ближайшем будущем перехода к созданию и
использованию многоразовых ракет-носителей, комплексное решение проблем
их безопасности, надежности и многоразовости наиболее полно может
обеспечить только использование кислородно-метановых жидкостных
ракетных двигателей любой схемы, кроме закрытой с окислительным
газогенератором.
стр. 21

- а если РД быть просто "умеренным"? :oops:

[Salo]

А зачем в этой схеме метан?

[asmi]

Seerndv пишет:
И чиво они (ЗАО РК "СТАРТ"  такие категоричные:

Ну логично же. В "закрытых" керосинках использование кислого газа - необходимость, в то время как в метановых можно обойтись сладким газом.

[Seerndv]

Salo пишет:
А зачем в этой схеме метан?

Ув. Salo, цитирую хорошо известную статью:

В ракетно-космической отрасли исследования двигателей натопливе "кислород - метан" впервые начались в НПО "Энергомаш"в 1981 г. для ракет тяжелого, легкого и среднего классов. Приэтом рассматривались разные типы двигателей как по тяге (от 1кгс до 200 те), так и по различным энергетическим схемам (бездожигания генераторного газа, с дожиганием окислительного иливосстановительного генераторного газа). В настоящее время для каждого варианта проведен полный циклрасчетов и исследований, осуществлено конструированиеагрегатов и двигателя в целом, оценены энергетические имассово-габаритные характеристики. Использование метана (или СПГ) в сравнении с керосиномобеспечивает: более высокие энергетические характеристики ракет (на 20-30% большую массу полезного груза при одинаковой стартовой массеракеты); более высокую экологическую чистоту продуктов сгорания икомпонентов, не образующих при аварийных проливахвзрывоопасных оксиликвитов, которые могут образовываться впаре "кислород - керосин"; отсутствие специальной обработки полостей между контрольнымиспытанием и полетом, что облегчает многократное ихиспользование без переборки; более низкую стоимость (втрое меньше, чем у керосина); близость температурных диапазонов жидкой фазы кислорода иметана, позволяющих использовать новые конструктивные решенияна ракете, что способствует снижению ее конечной массы. К недостаткам метана обычно относят его низкую плотность(плотность топлива "кислород - керосин" на 20 % выше). Но этос избытком компенсируется приростом удельного импульса приодинаковой стартовой массе РН или массе полезного груза. Исследования по определению максимально достижимых давленийв камере сгорания показали, что большее максимальное давлениев камере сгорания (а следовательно, и больший удельный импульспри постоянном диаметре среза сопла) достигается в схемедожигания окислительного генераторного газа. Наименьшийудельный импульс - у двигателя без дожигания генераторногогаза. Оценки сроков и стоимости создания двигателей различныхэнергетических схем показали отсутствие существенных различиймежду ними, поэтому выбор разработчиком РН энергетическойсхемы двигателя определяется решением задачи в координатах"энергетические характеристики - надежность". С целью сокращения затрат на разработку новых двигателей вНПО "Энергомаш" были проведены исследования по модернизацииранее разработанных и модернизируемых ЖРД путем замены топлива"жидкий кислород - керосин" на топливо "жидкий кислород -сжиженный метан". При этом ставилась задача максимальногоиспользования материальной части прототипов, особенно камер. Проработки показали, что перевод ЖРД с керосина на метантребует доработки проходных сечений форсунок камер сгорания(КС) и газогенератора (ГГ), элементов автоматики и системырегулирования, а также замены 20 - 30 % элементов двигателя, вт. ч.: - насоса и бустера горючего; - конструкционных материалов в тракте горючего накриогеностойкие, применяемые на других двигателях; - резиновых уплотнений на металлические. Указанные работы не составляют особых техническихтрудностей. Требуемые конструктивные решения уже используютсяв отечественной практике, а технологическая оснасткасохраняется полностью. От прототипа используются камеры и газогенераторы, турбина(для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа),насос окислителя, бустерный насос окислителя, агрегатыавтоматики и трубопроводы по линиям окислителя, рамы, узлыкачания и другое. Для схемы с дожиганием и без дожигания восстановительногогенераторного газа вновь разрабатывается газогенератор итурбина.
В табл. 1 приведены расчетные характеристики кислородно -метановых модернизированных ЖРД, имеющихкислородно-керосиновые прототипы с дожиганием окислительногогенераторного газа: -на основе прототипа РД-191 представлены РД-192, РД-192С сдожиганием окислительного генераторного газа; РД-192.2 сдожиганием восстановительного генераторного газа и РД-192.3без дожигания генераторного газа; -на основе прототипа РД-120К представлен РД-182 сдожиганием окислительного генераторного газа. В табл. 2 приведены расчетные характеристикикислородно-метановых ЖРД РД-190 и РД-185, сформированных сиспользованием двигательного модуля РД-169, не имеющегопрототипа и выполненного по схеме с дожиганием окислительногогенераторного газа.
http://www.voltaire.ru/press.php?article=20260

- таблица толком не лезет. впрочем эту статью вы тоже знаете.
Не могу опротестовать корифеев,  создавших самый мощный двигатель в мире    , видимо, знают в чём  цимес.

[SFN]

Код Выделить Развернуть

N Характеристики                                 I ступень                       II ступень
                       РД-120К        РД-182        РД-191    РД-192   РД-192.2   РД-192.3 РД-192С
1   Горючее            керосин        метан         керосин   метан    метан      метан   метан
2   Тяга, тс :
    - у Земли          72...78*       74...81*      196       191      181        194
    - в пустоте        81...89*       83...92*      212       207,8    198        213      217
3   Удельный импульс, с:
    - у Земли          295...298*     311...316*    311       327,8    325        311
    - в пустоте        334...336*     351...353*    337       356      354        341      371,5
4   Давление в камере,
    кгс/см^2           166...175*     166...175*    262       250      200        250      250
5   Соотношение
    компонентов        2,6            3,4           2,6       3,5      3,5        3,0      3,5
6   Продолжительность
    одного использования, с                         >=    200
7   Кратность использования                         >=    10
8   Габариты, м:
    высота             2,8            2,8           4,05      3,62     3,62       3,62     4,82
    диаметр            1,5            1,5           2,0       1,45     1,45       1,45     2,4
9   Управление
    вектором тяги      Качание в двух       Качание  в двух           Качание в двух
                       плоскостях +6 град.  плоскостях +8 град.       плоскостях +8 град.
10  Время отработки
    от начала финансирования          3 года                  4 года              4 года
11  Прототип           РД-120         РД-120К       РД-170,   РД-191              РД-191
                                                    РД-180
   РД-120К, РД-182, РД-191, РД-192- выполнены с дожиганием
окислительного генераторного газа;
   РД-192.2 - выполнен с дожиганием восстановительного
генераторного газа;
   РД-192.3 - выполнен без дожигания генераторного газа;
   * - диапазон получен в связи с возможностью изменения
критического сечения сопла и давления в камере.
   Таблица 2.
   Характеристики ЖРД на топливе "жидкий кислород - сжиженный
метан" для ракеты-носителя комплекса "Рикша-1".
   N   Характеристики          I ступень           II ступень    Апогейная ДУ.
                           РД-169     РД-190       РД-185      РД-183      РД-184.
                                      (6 РД-169).
   1   Тяга, тс:
   - у Земли               15         90.
   - в пустоте             17         102          18          1           0,0015.
   2   Удельный импульс, с;
   - у Земли               309        309.
   - в пустоте             351        351          378         360         322.
   3   Давление в камере,
       кгс/см^2            150        150          150         75          2.
   4   Соотношение
       расходов            3,4        3,4          3,4         3,4         2,5.
       компонентов.
   5   Продолжительность.
       одного использования,
                с              >=220               >=350       >=2010      >=2010.
   6   Количество включений
       в полете            1          1            >=2         >=10        1.
   7   Кратность использования >=10
   8   Габариты, м :
   - высота                1,7        1,7          3,3         1,15        0,240.
   - диаметр               0,5        2,4          1,5         0,31        0,065.
   9   Управление          Качание    Качание      Качание     Качание     Качание.
       вектором            в двух     в двух       в двух      в двух      в двух.
       тяги                плоскостях плоскостях   плоскостях  плоскостях  плоскостях.
                           +/- 8град. каждой       +/-4град.   +/-10град.  +/-30град..
                                      камеры
                                      +/-8град.
   10  Время отработки от начала               4 года.
       финансирования.
   11  Состояние на 1998 год                 Эскизный проект.
//* Источник информации : Авиапанорама,30.07.98
//* Рег.Ном.- 1080700003.27-------------------------------------------



[Seerndv]

asmi пишет:
Ну логично же. В "закрытых" керосинках использование кислого газа - необходимость, в то время как в метановых можно обойтись сладким газом.

- да я вообще за вытеснительную, тем более они сами косвенно кивают на неё с анализируемыми патентами.

[asmi]

Seerndv пишет:
- да я вообще за вытеснительную, тем более они сами косвенно кивают на неё с анализируемыми патентами.

Ну это ж каменный век!

[октоген]

ПМСМ стоимость стартового сооружения для вытесниловки  при пн в 20 т и более, и прочие факторы съедят кажущуюся дешевизну. Все кто начинал с вытесниловки в итоге на нормальные ТНА перескочили.

[Seerndv]

октоген пишет:
ПМСМ стоимость стартового сооружения для вытесниловки при пн в 20 т и более, и прочие факторы съедят кажущуюся дешевизну. Все кто начинал с вытесниловки в итоге на нормальные ТНА перескочили.

- я не предлагаю более. Я предлагаю сверхлёгкий класс , никак не 20 т. Все технологии имеются и опробованы.
Махнуть хвостом, тэк сазать,   и кислому и сладкому  с их проблемами    , при пн до 1т.

[asmi]

Seerndv пишет:
- я не предлагаю более. Я предлагаю сверхлёгкий класс , никак не 20 т. Все технологии имеются и опробованы.
Махнуть хвостом, тэк сазать, и кислому и сладкому с их проблемами , при пн до 1т.

А в чём смысл? Если делать "закрытые" (пусть и лёгкого класса) - наработки можно будет потом использовать в "больших" движках, а открытые - на выброс, ибо для чего-то более тяжёлого они не годятся.

[октоген]

Seerndv пишет:

октоген пишет:
ПМСМ стоимость стартового сооружения для вытесниловки при пн в 20 т и более, и прочие факторы съедят кажущуюся дешевизну. Все кто начинал с вытесниловки в итоге на нормальные ТНА перескочили.

- я не предлагаю более. Я предлагаю сверхлёгкий класс , никак не 20 т. Все технологии имеются и опробованы.
Махнуть хвостом, тэк сазать, и кислому и сладкому с их проблемами , при пн до 1т.

Гм... В диапазоне ПН до 7 т вообще любой новый движок и носитель  не выгоден финансово. Хватает с головой Рд-107. И еще существуют такие возможности, как пуск "прицепом" к более тяжелой нагрузке на более тяжелом носителе.

[Seerndv]

октоген пишет:
Гм... В диапазоне ПН до 7 т вообще любой новый движок и носительне выгоден финансово. Хватает с головой Рд-107.

- вы какой-то противоречивый
РД-107 - не так уж дёшев ( см. стоимость Союз-СТ-а). Время - деньги, , и ещё вытеснительная на метане позволит сделать многоразовой первую ступень и несравненно более дешёвым межполётное обслуживание.
Можно, скажем, оперативно запускать микробуксиры для свода крупного орбитального мусора.
Всё хорошо в своём классе - я не предлагаю пускать ПТК

[Александр Ч.]

Seerndv пишет:
РД-107 - не так уж дёшев ( см. стоимость Союз-СТ-а)

Вы бы читали форум, что ли. Все цифры есть.
РД-107/108 стоит около 400тыс.$, а Союз-СТБ 85млн.$.

[Seerndv]

Александр Ч. пишет:
Вы бы читали форум, что ли. Все цифры есть.
РД-107/108 стоит около 400тыс.$, а Союз-СТБ 85млн.$.

- а что, РД-107 уже продавали отдельно от Союз-ов или не для Союз-ов?

[Bell]

Александр Ч. пишет:

Seerndv пишет:
РД-107 - не так уж дёшев ( см. стоимость Союз-СТ-а)

Вы бы читали форум, что ли. Все цифры есть.
РД-107/108 стоит около 400тыс.$, а Союз-СТБ 85млн.$.

Стоимость СТБ - с Фрегатом.
А по поводу цены крайней модификации 107А/108А я бы не был так уверен в дешевизне...
"Семерка" нынче стоит более 1 млрд. рублей по госзаказу, всего в 1,5 раза дешевле Протона. Этот миллиард неспроста взялся...

[Bell]

asmi пишет:

Seerndv пишет:
- я не предлагаю более. Я предлагаю сверхлёгкий класс , никак не 20 т. Все технологии имеются и опробованы.
Махнуть хвостом, тэк сазать, и кислому и сладкому с их проблемами , при пн до 1т.

А в чём смысл? Если делать "закрытые" (пусть и лёгкого класса) - наработки можно будет потом использовать в "больших" движках, а открытые - на выброс, ибо для чего-то более тяжёлого они не годятся.

Кстати, да, верно подмечено. Очень неудачный вариант для "тренировки".
Бесперспективный.

[Bell]

Seerndv пишет:

Salo пишет:
А зачем в этой схеме метан?

Ув. Salo, цитирую хорошо известную статью:

Характеристики ЖРД на топливе "жидкий кислород - сжиженный метан" для ракеты-носителя комплекса "Рикша-1".

Это всё отголоски мелкоспутникового бреда, из которого выросла в том числе Ангара. Забудьте как страшный сон.

[Seerndv]

Bell пишет:
"Семерка" нынче стоит более 1 млрд. рублей по госзаказу, всего в 1,5 раза дешевле Протона. Этот миллиард неспроста взялся...

- я знаю только одно - ОАО" Кузнецов" на безубыточный режим не вышел

Bell пишет:

asmi пишет:
А в чём смысл? Если делать "закрытые" (пусть и лёгкого класса) - наработки можно будет потом использовать в "больших" движках, а открытые - на выброс, ибо для чего-то более тяжёлого они не годятся.

Кстати, да, верно подмечено. Очень неудачный вариант для "тренировки".
Бесперспективный.

- и опять за 300 в КС и "бабах" каждый 10-ый раз    ?
И эта музыка будет длиться вечно...если я заменю батарейки Энергомашу не подрезать хотелки!

[Александр Ч.]

Bell пишет:

Александр Ч. пишет:

Seerndv пишет:
РД-107 - не так уж дёшев ( см. стоимость Союз-СТ-а)

Вы бы читали форум, что ли. Все цифры есть.
РД-107/108 стоит около 400тыс.$, а Союз-СТБ 85млн.$.

Стоимость СТБ - с Фрегатом.

Даже без Фрегата стоимость двигателей не настолько велика, чтобы равнять её со стоимостью всей ракеты.

А по поводу цены крайней модификации 107А/108А я бы не был так уверен в дешевизне...

Да, надо бы покопаться, например, в госзакупках.
Даже если их стоимость выросла, то все равно будет меньше стоимости нового двигателя, который надо разработать, построить и оснастить завод для его производства, а перспектив, кроме как использования в "нанолаунчерах" у него нет, значит серийность будет очень низкой, а цена высокой. Разве что приткнуть его куда в сверхтяж, но он тоже не чаще "нанолаунчера" летать будет.

PS Речь о двигателе с тягой около 80т.

[asmi]

Seerndv пишет:
- и опять за 300 в КС и "бабах" каждый 10-ый раз ?
И эта музыка будет длиться вечно ...если я заменю батарейки Энергомашу не подрезать хотелки!

РД-170 взрываются не из-за давления, а из-за кислого газа + некачественной предполётной подготовки ракеты (читая "историю болезни" Зенита, создаётся ощущение, что некоторым работникам предстарта даже двигатель от мопеда нельзя доверить, не то что ракетные двигатели). РД-180, который имеет ещё более высокое давление в КС, тем не менее ни разу не взорвался. Метан же позволяет использовать сладкий газ, что кардинально решает проблему - горение не может происходить в отсутсвии окислителя.