РД на метане

[Bell]

следовательно, надо не заниматься сексом с мозгом, а использовать не  СПГ (сречь смесь газов), а относительно чистый метан. И все. Благо отогнать метан, точнее остальные газы от него исходного из природного газа, совсем не сложно.

[Saul]

Диаметр баков меньше если наоборот!

[Salo]

Чтобы диаметр стал меньше, нужно 5% этана и пропана превратить в 100%. :roll:

[Salo]

http://www.ihst.ru/~akm/35t11.htm

МЕТАНОВЫЙ ЖРД ДЛЯ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

А.Ф. Ефимочкин, В.С. Рачук, А.В. Шостак

Независимые исследователи

Одним из основных вопросов в выборе концепции двигателя многократного использования является вопрос выбора ракетного топлива. С точки зрения "двигательных" интересов ответ также не является однозначным. С одной стороны, керосин как ракетное горючее заслуженно нашел широкое применение в ракетной технике и надежно закрепился в ней, по-видимому, еще на долгие десятилетия, а, с другой стороны, метан  (сжиженный природный газ - СПГ) достаточно убедительно заявляет о своих преимуществах перед керосином, особенно, в случае применения его в многоразовых ракетно-космических комплексах (экологическая чистота, легкость очистки топливных трубопроводов и полостей от остатков горючего после очередного полета, энергетическая эффективность, отличные охлаждающие свойства, дешевизна, доступность и другие преимущества). По нашему мнению, в России вопрос выбора ракетного топлива для новых космических ракет-носителей (не только многоразовых) должен решаться в зависимости от  решения по  космодрому, с которого планируется осуществление космических пусков. Если будут использоваться существующие космодромы ("Байконур" или "Плесецк"), то целесообразно использовать традиционную топливную пару "кислород-керосин", если же планируется строительство нового космодрома (например, "Восточный"), то решение должно быть однозначным в пользу пары "кислород - СПГ".

Основными приоритетами в области создания отечественных жидкостных ракетных двигателей 20-30 лет назад, были технические характеристики (их уровень), надежность и сроки создания. Вопросов, связанных с экономикой и экологией, как правило, не возникало. Именно эти приоритеты предопределили сложившиеся в прошлые годы «затратные» подходы к созданию ракетной техники, которые, между тем, обеспечили высокий рейтинг российской ракетной техники. Сегодня приоритеты заметно изменились. Сегодня доминируют в мировой и отечественной космической ракетной технике другие приоритеты, такие как минимизация затрат при создании новых образцов техники, снижение удельной стоимости  вывода полезного груза в космос, безопасность и экология. Например, планировать 200-300 экземпляров двигателей для экспериментальной отработки сегодня - просто непрофессионально. Новые приоритеты предопределяют и новые идеологические подходы к созданию ракетных комплексов космического назначения. Прежде всего, на повестку дня выходит вопрос создания надежных и дешевых в эксплуатации многоразовых транспортных систем.  Вопросы обеспечения жестких требований по безопасности требуют оснащения двигателей современной бортовой аппаратурой управления и аварийной зашиты с высоким коэффициентом охвата аварийных ситуаций. Экологические требования ограничивают разработчиков ракетных комплексов в выборе топлива (практически обязывают использование в паре с жидким кислородом только экологически чистых ракетных горючих, прежде всего, водорода или углеводородного горючего).

Каким видится сегодня маршевый ЖРД многократного использования?

1. Кратность использования. Рассматривается  кратность, равная 25-ти полетам (по крайней мере, на первом этапе).

2. Размерность двигателя. На сегодня более или менее устоялось понимание оптимальной величины  тяги одиночного двигателя, комплектующего ДУ, на уровне 200-250 т.

3. Вид топлива. Предпочтение безоговорочно отдается СПГ.

4. Технический облик двигателя. Особенностью нового схемного решения по двигателю является использование на валу ТНА двух турбин, одна из которых работает на газе с избытком кислорода, а вторая – на газифицированном в охлаждающем тракте горючем. Данная схема, относящаяся к классу схем с дожиганием по типу «газ-газ», позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких температурах газов перед турбинами (315 оС). По расчетному ресурсу (долговечности) другие известные схемы ЖРД из-за характерных для этих схем температур газов перед турбинами не могут конкурировать с предлагаемым двигателем. Наличие избыточного запаса суммарной мощности двух турбин на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 35 %). Последнее в сочетании с эффективной системой аварийной защиты обеспечивает возможность реализации логики «горячего» резервирования тяги и, как следствие, выполнение полной программы полета РН даже при отказе одного из четырех двигателей первой ступени.[/size]

[Дмитрий В.]

http://www.ihst.ru/~akm/35t11.htm

МЕТАНОВЫЙ ЖРД ДЛЯ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ


1. Кратность использования. Рассматривается  кратность, равная 25-ти полетам (по крайней мере, на первом этапе).

2. Размерность двигателя. На сегодня более или менее устоялось понимание оптимальной величины  тяги одиночного двигателя, комплектующего ДУ, на уровне 200-250 т.

3. Вид топлива. Предпочтение безоговорочно отдается СПГ.

4. Технический облик двигателя. Особенностью нового схемного решения по двигателю является использование на валу ТНА двух турбин, одна из которых работает на газе с избытком кислорода, а вторая – на газифицированном в охлаждающем тракте горючем. Данная схема, относящаяся к классу схем с дожиганием по типу «газ-газ», позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких температурах газов перед турбинами (315 оС). По расчетному ресурсу (долговечности) другие известные схемы ЖРД из-за характерных для этих схем температур газов перед турбинами не могут конкурировать с предлагаемым двигателем. Наличие избыточного запаса суммарной мощности двух турбин на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 35 %). Последнее в сочетании с эффективной системой аварийной защиты обеспечивает возможность реализации логики «горячего» резервирования тяги и, как следствие, выполнение полной программы полета РН даже при отказе одного из четырех двигателей первой ступени.[/size]

Надо понимать, схема РД-0162 описана? :roll:

[Salo]

Она самая.

[SpaceR]

А нужно ли ставить две настолько разных турбины на один вал?

[Salo]

А два отдельных ТНА по схеме газ-газ очень трудно поддаются регулированию. КБХА не рискнуло идти по пути Глушко и выбрало себе именно такую схему.

[SpaceR]

А что у нас из примеров? Вроде пока только SSME и РД-270?

[Salo]

SSME сделан по схеме газ-газ?

http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_Main_Engine


А два ТНА на западе не редкость

[Slaanesh]

SSME сделан по схеме газ-газ?

http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_Main_Engine


А два ТНА на западе не редкость

Угу, в том числе и японцы в LE-7 тоже два ТНА ставят. А вот с СПГ двигателем (как раз с ТНА для него) есть определенные сложности

[Alexander Ponomarenko]

SSME сделан по схеме газ-газ?

Нет. Схема "газ-газ" - это не два ТНА с двумя ГГ на одном и том же типе газа ("сладком", как в SSME), а два ГГ на разных типах газа - "сладком" и "кислом". При этом газифицируется весь расход топлива (ну или почти весь),  а не только один из компонентов.

Так что SSME - это всё же схема "газ-жидкость".

[Alexander Ponomarenko]

А что у нас из примеров? Вроде пока только SSME и РД-270?

Если речь о двух ТНА, то много чего. Кроме указанных - Вулканы, Vinci, LE-5, LE-7, RL-60, RS-68, J-2/X, РД-0146.

Будущие западные двигатели тоже такими будут, скорее всего. Европейские, например:
http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Home/SEMTZAUTLKG_2.html
http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Home/SEM1YAUTLKG_0.html

[SpaceR]

SSME сделан по схеме газ-газ?

Нет. Схема "газ-газ" - это не два ТНА с двумя ГГ на одном и том же типе газа ("сладком", как в SSME), а два ГГ на разных типах газа - "сладком" и "кислом". При этом газифицируется весь расход топлива (ну или почти весь),  а не только один из компонентов.

Так что SSME - это всё же схема "газ-жидкость".

Снова подвело доверие к студенческим знаниям: нам активно втирали, что "газ-газ". ))

А можете подсказать всё же, что за двигатели используют эту схему?

[Salo]

Кроме РД-270 ничего в голову не приходит. Остальное прожекты, включая и РД-0162.

[Alexander Ponomarenko]

Снова подвело доверие к студенческим знаниям: нам активно втирали, что "газ-газ". ))

А можете подсказать всё же, что за двигатели используют эту схему?

Общепринято различать схемы с дожиганием по агрегатному состоянию, в котором компоненты попадают в камеру.

На практике ни одного двигателя такой схемы не было сделано  (если не считать недоведенный РД-270). В США лет десять назад по программе Integrated Powerhead Demonstration изучали возможность создания водородника с такой схемой. Вроде даже железо какое-то сделали, но всё равно даже до состояния РД-270 им было еще очень далеко.

[Slaanesh]

Совсем недавно (сколько понял, на днях буквально) в очередной раз испытали метановый двигатель (по контракту с JAXA) и на этом большая пауза, потому что на 2012г денег от JAXA уже точно не будет.
Только не знаю, этот:

Тяга 3,5т

Или LE-8:


Думаю, что маленький,все же, но больше пока информацией не делятся)

[Salo]

Его ещё в 2009 испытывали:
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/lng/index_e.html

[Slaanesh]

Я в курсе, но на этот год были запланированы испытания и его, и его дериватива - 3,5 тонника. Но головной офис порой демонстрирует чудеса открытости, порой тупит в мелочах.
дериватив же собственной разработки, так же 10 тонн как и LE-8, пока чахнет,своего бюджета не хватает довести(

[Salo]

http://www.ihi.co.jp/ia/en/research.html#r02

Research & Development of LNG Propulsion System
 

The fuel in this propulsion system is LNG (Liquefi ed Natural Gas), which features excellent on-orbit storability. This fuel has a density higher than the liquid hydrogen fuel, which allows the tank to be smaller, and thus this propulsion system is strongly expected to be suitable for the future inter-orbit transporter and the lunar/planetary explorers. We are running the research and development of this propulsion system and in July 2009 we successfully completed a 600-second fi ring test of the full size prototype engine (LE-8 engine).

LE-8 engine

Propellant   Liquid oxygen and liquefied natural gas
Engine cycle   Gas generator cycle
Combustion chamber cooling system   Abrasion
Vacuum thrust   107kN[/size]