РД на метане

[октоген]

Кстати, если размерность тяги Раптора правильно указана в 700 т, то я аплодирую Моську.   Наши с РД-0164( жив ли он?) все делают недомерки... Просто какая-то эпоха   недомерков-ангара, булава, РД-0164

[vlad7308]

Тяга раптора только на моей памяти менялась уже трижды. В диапазоне чуть ли не порядка величины.

[Grus]

vlad7308 пишет:
Тяга раптора только на моей памяти менялась уже трижды. В диапазоне чуть ли не порядка величины.

Это название не двигателя, а исследований.

Как я понял, прикидывали водородную ступень, как у многих. Потом получили удовлетворительный керосиновый Merlin Vacuum, о водороднике перестали говорить. Потом нашли дешево большой стенд, который смог бы помочь создать новое семейство в другом размере.

Размере, о котором, как я понял, Маску и Мюллеру мечтается давно. Любопытно, что значение тяги может быть связано с пределом стенда. Во всяком случае, новая ступень опять с девятью движками.

Родственность водородной и метановой разработки не только у них. Еще в США распространены попытки пересчета испытаний в новый размер. Этим как раз занимались в TRW.

[vlad7308]

Grus пишет:

vlad7308 пишет:
Тяга раптора только на моей памяти менялась уже трижды. В диапазоне чуть ли не порядка величины.

Это название не двигателя, а исследований.

ну да
поэтому я и считаю рассуждалки на тему параметров Маскова Раптора пока что совершенно беспочвенными
НИОКР - он и есть НИОКР. Что выйдет в итоге (и выйдет ли вообще) - никому не известно.

[Grus]

390 тс не выйдет. Об этом ясно извещены инвесторы, что промежуточный двигатель делать не будут. Могут ничего не сделать, это легко.

[Seerndv]

Salo пишет:
Это констатация факта: пауза после крайнего неудачного ОСИ тянется уже больше года.  

- а тов. Salo что там было?
Если можно, киньте сюда, плиз.
Ничего внятного не нашёл.  :oops:

[Salo]

Кинуть не могу, ибо официальной информации не было.

[Seerndv]

Понял, спасибо.

[Искандер]

Grus пишет: 

Seerndv пишет: ...360 т или единица тяги в РД-180 ( похоже к этому в Штатах склоняются) - правильно?

В США такое значение тяги было модно, когда под нее РД-180 делали. И она 390 тс. Теперь AR1 - 230 тc, BE-4 - 250 тс, Raptor - 700 тс.

Больше  4500kN не встречал.. Откуда взялось 700 тс?

[Seerndv]

Собственно, И.А. Клепиков в своих патентах пытался обойти фичи ДВГГ выделяя ту же проблему:

Метановое горючее (в сочетании с кислородным окислителем) превосходит керосин по удельному импульсу тяги на 200 м/с и существенно лучше по охлаждающей способности - при меньшей на 200 K температуре продуктов сгорания. Указанные преимущества нового горючего позволяют создать эффективные и высоконадежные ЖРД. Этому весьма способствует возможность перевода ГГ с окислительного на восстановительный газ: при надлежащей организации рабочего процесса в кислородно-метановом ГГ наличие избыточного метана не вызывает сажеобразования (в отличие от избыточного керосина). В этом случае температуру газа перед турбиной можно поднять с 850 K (соответствует окислительному газу) до 1300 K, а восстановительный газ (тем более кислородно-метановый) уже сам по себе обладает повышенной работоспособностью. При прочих равных условиях это позволяет поднять уровень pк. Далее, ЖРД с дожиганием восстановительного газа не подвержен опасности возгорания турбинного тракта (которая весьма вероятна для окислительного газа высокого давления, что требует целого комплекса дорогостоящих материаловедческих и конструктивных мероприятий), небольшие повреждения тракта восстановительного газа не приведут к аварии, а возникшие аварийные ситуации будут развиваться сравнительно медленно. Следовательно, в кислородно-метановом ЖРД можно предусмотреть специальную систему защиты, которая оперативно отключит неисправный двигатель без ущерба для испытательного стенда или стартового комплекса, для выполнения полета и сохранности полезного груза. Важным является то обстоятельство, что после выключения кислородно-метанового ЖРД остатки топлива быстро испаряются из его магистралей (в то время как керосин приходится удалять принудительно, что является длительной процедурой, требующей специального оборудования и рабочих веществ). Благодаря этому снижается стоимость изготовления кислородно-метанового ЖРД, наряду с повышением его надежности (поскольку после контрольно-технологического испытания не требуется переборка материальной части), облегчается и удешевляется повторная эусплуатация ЖРД. Снимаются также (присущие керосиновому горючему) ограничения по многократному включению ЖРД в космосе. Высокая надежность кислородно-метанового ЖРД обеспечит его длительный рабочий ресурс и безопасность ракеты-носителя в полете, что позволит многократно использовать ЖРД и, следовательно, реально снизит стоимость выведения полезных грузов. Наконец, кислородно-метановые двигатели превосходят кислородно-керосиновые ЖРД и в экологическом отношении. В итоге, концепция кислородно-метанового ЖРД создает хорошие предпосылки к появлению в недалеком будущем сравнительно недорогих ракетных аппаратов многократного использования, в том числе - возвращаемых крылатых ступеней с воздушным стартом (с борта самолета-носителя). Однако для этого необходимо решить ряд существенных вопросов и, в первую очередь, предложить такой способ работы ЖРД, который позволит эффективно реализовать потенциальные достоинства рабочего цикла с дожиганием восстановительного газа в тяговой камере применительно к кислородно-метановому топливу. Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором метановое горючее используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе, и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере - см. Acta Astronautica, vol. 41, Nos 4-10, p. 211, fig. 2 - аналог изобретения. В известном способе-аналоге для охлаждения камеры используют все метановое горючее, расходуемое ЖРД; после охлаждения камеры подогретое горючее подают непосредственно на сжигание в ГГ. Вследствие этого необходимый напор метанового насоса включает суммарные потери давления в регенеративном проточном тракте охлаждения камеры и на турбине. Как показали расчеты, при уровне pк 20 МПа в способе-аналоге необходимый напор метанового насоса достигает 50 МПа, и столь высокое давление в охлаждающей рубашке камеры разрушает механические связи между внутренней и внешней оболочками рубашки. Во избежание этого приходится идти на снижение pк, что не позволяет реализовать в достаточной степени энергетические преимущества кислородно-метанового топлива. Известен способ работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе, и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере - см. Acta Astronautica, vol. 41, Nos 4-10, p. 211, fig. 3 - прототип изобретения. В способе-прототипе на охлаждение камеры расходуют лишь часть жидкого горючего; нагретый в рубашке хладагент смешивают затем с оставшейся частью горючего, повышают давление смеси в подкачивающей насосной ступени и подают на сгорание в ГГ. Использование способа-прототипа позволяет снизить давление хладагента в камерной рубашке до уровня, приемлемого по соображениям конструкционной прочности. Однако при этом возникает проблема обеспечения бескавитационной работы подкачивающей насосной ступени, что предполагает существенное ограничение подогрева горючего в охлаждающем тракте камеры. А это ведет, в свою очередь, к ограничению pк величиной 15 МПа, что не позволяет реализовать энергетические преимущества кислородно-метанового топлива.
http://www.findpatent.ru/patent/216/2166661.html

- ну и далее собственно патент с его идеями обхода (и видимо, не один).  А у воронежцев. значится ход конём не удался  

[Вернер П.]

Seerndv пишет:
- ну и далее собственно патент с его идеями обхода (и видимо, не один).

А Вы нашли в сети работу Клепикова "Выбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе " . Поделитесь, а то нашел ( за бесплатно  _ )только автореферат

[Seerndv]

Пока нет. "Будем искать!" (С)

[Salo]

Что ж Вы так, на самом интересном месте?    

Предлагаемое изобретение решает техническую задачу обеспечения работоспособности кислородно-метанового ЖРД с дожиганием восстановительного газа в камере при высоком уровне pк, позволяющем реализовать высокий удельный импульс тяги, присущий кислородно-метановому топливу. При этом ЖРД должен иметь простую конструкцию, базирующуюся на освоенном уровне техники, с тем чтобы создание двигателя не требовало больших затрат средств и времени и серийный образец надежно функционировал в составе ракетного аппарата при многократном его использовании. Поставленная техническая задача решается тем, что в способе работы ЖРД с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере, согласно изобретению, на охлаждение камеры расходуют (20-50)% горючего, сжигая использованный хладагент непосредственно в камере, а горючее, расходуемое на получение рабочего тела турбины, подают в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента. При осуществлении изобретения ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи. Изобретение поясняется при помощи фиг. 1 и 2:

ЖРД на фиг. 1 содержит создающую тяговое усилие камеру 1 с форсуночной головкой 1а и сверхзвуковым реактивным соплом 1б, предназначенный для подачи жидкого топлива ТНА, который включает соосно установленные и последовательно расположенные насос кислородного окислителя 2 с подкачивающей ступенью 2а, насос метанового горючего 3 с подкачивающей ступенью 3а и газовую турбину 4. Своим питающим коллектором 4а она подключена к газогенератору 5, а выхлопным патрубком 4б - к форсуночной головке камеры. Насос окислителя соединен высоконапорным трубопроводом 6 с рабочим трактом форсуночной головки камеры, а насос горючего - высоконапорным трубопроводом 7 с трактом регенеративного проточного охлаждения камеры, который подключен выходом к рабочему тракту форсуночной головки. В целях питания газогенератора жидкими окислителем и горючим он подключен (своей форсуночной головкой 5а) посредством высоконапорных трубопроводов 8 и 9 к соответствующим подкачивающим насосным ступеням 2а и 3а, создающим дополнительный напор.


на фиг. 1 представлена схема ЖРД, функционирующего согласно изобретению;

 Описанный ЖРД работает следующим образом. Сжиженный кислород поступает в насос 2, из которого основная часть жидкости (90%) по трубопроводу 6 подается в форсуночную головку 1а камеры 1, а оставшаяся часть окислителя поступает в подкачивающую насосную ступень 2а и затем подается в форсуночную головку 5а газогенератора 5. Сжиженный метан поступает в насос 3, из которого (20-50)% массы горючего по трубопроводу 7 подается в тракт регенеративного охлаждения камеры 1, после которого поступает в форсуночную головку 1а; оставшаяся часть горючего, пройдя подкачивающую насосную ступень 3а, подается по трубопроводу 9 в форсуночную головку 5а газогенератора 5. От сгорания жидких топливных компонентов в нем образуется восстановительный газ, поступающий на лопатки турбины 4, которая приводит во вращение топливные насосы через общий с ними вал (обычно состоящий из двух частей, соединенных рессорой). Отработавший газ поступает по выхлопному патрубку 4б в форсуночную головку 1а камеры 1. В ее рабочем пространстве отработавший газ дожигается с жидким окислителем и нагретым в камерной рубашке горючим; высокотемпературные продукты сгорания расширяются в реактивном сопле 1б, создавая тягу ЖРД. Для предложенного способа нами рассчитана зависимость достижимого давления в камере сгорания (pк) от доли горючего, расходуемого на регенеративное охлаждение камеры (mохл) - см. фиг. 2.


на фиг. 2 представлена зависимость достижимого давления в камере сгорания от доли горючего, расходуемого на регенеративное проточное охлаждение конструкции камеры.

Расчеты выполнены для трех значений гидравлических потерь в карманной рубашке: 2,5 МПа, 8 МПа, 15 МПа; им соответствуют верхняя, средняя и нижняя кривые. Они определяют целесообразный диапазон mохл = (20-50)%. Расширение этого диапазона вправо приводит к нежелательному снижению pк и, следовательно, к падению удельного импульса тяги, а реализация mохл < 20% весьма трудна по условиям охлаждения камеры. Согласно фиг. 2, максимальное значение реализуемого pк = 30 МПа; при этом значении давление на входе в камерную рубашку меньше допустимых 50 МПа. Очевидно далее, что осуществление предложенного способа не требует кардинальных изменений в освоенной технике ЖРД с дожиганием. Итак, ожидаемый технический результат от изобретения подтвержден.

Формула изобретения

Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры, кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру, а частично расходуют на сжигание горючего в восстановительном газогенераторе и полученный газ после срабатывания на турбине дожигают в камере, отличающийся тем, что на охлаждение камеры расходуют 20 - 50% горючего, сжигая использованный хладагент непосредственно в камере, а горючее, расходуемое на получение рабочего тела турбины, подают в газогенератор при давлении выше начального давления хладагента.

[Salo]

Плейшнер пишет:

Seerndv пишет:
- ну и далее собственно патент с его идеями обхода (и видимо, не один).

А Вы нашли в сети работу Клепикова "Выбор энергомассовых характеристик маршевых многоразовых ЖРД на сжиженном природном газе " . Поделитесь, а то нашел ( за бесплатно    _ )только автореферат

Пишите в личку. Я купил.

[Seerndv]

Да не торопится они, в отличии от воронежцев, к железу переходить.
С финансовой точки зрения правильно - надо снять ( или попытаться) сливки с линек РД-191, РД-180.
Впрочем, и узел этот в КС с турбиной какой-то непростой с точки зрения реализации, ИМХО.

[Salo]

Seerndv пишет:

Впрочем, и узел этот в КС с турбиной какой-то непростой с точки зрения реализации, ИМХО.

Вполне стандартный узел для ЖРД с дожиганием. И он не в КС .

[Seerndv]

Пардон, не  рассмотрел толком. Получается скомпонованный с КС - если верить рисунку..
Кстати, если есть примеры именно такой реализации ДВГГ , то кто представитель, ярчайший, тэк сазать ?
Из водородников, скорей всего, с метановыми ни то что густо - слишком жидко  

[АниКей]

в эту что ли тему запостить    

Пулламманаппаллил научил делать из экскрементов топливо для космических кораблей

  http://9tv.co.il/news/2014/11/27/190884.html  http://news.ifas.ufl.edu/2014/11/ufifas-process-can-convert-human-generated-waste-into-fuel-in-space/

[Seerndv]

АниКей пишет:
в эту что ли тему запостить    

Фу!
Такой опытный "товарисч" ... и так опошлить тему.  :evil:
Нет ему прощения :!:
Только если раскажет что-нибудь про Воронеж ...

[Валерий Ефимов]

Искандер пишет:
Больше4500kN не встречал.. Откуда взялось 700 тс?

Как откуда, из Ф-1, надо же было проимитировать что существуют однокамерники на углеводородах со схожей тягой    

октоген пишет:
Кстати, если размерность тяги Раптора правильно указана в 700 т, то я аплодирую Моську. Наши с РД-0164( жив ли он?) все делают недомерки... Просто какая-то эпоха недомерков-ангара, булава, РД-0164

Лучше бы доделали РД-0162, чем волютаризЬм с РД-0164.