РД на метане

[Дем]

Salo пишет:
Возможностью форсирования на 33%. Мало?

дык любому движку пропиши как номинал 75% от того что он может а потом форсируй без проблем  

[Salo]

http://gazetakoroleva.ru/?arhivyear=2013&month=9&number=2013104&st=130

На МАКСе-2013 собственного стенда у КБ Химмаш не было, но в составе экспозиции хруничевской фирмы была представлена его продукция. Рассказывает генеральный директор Игорь ПАНИН:

    — Сегодня внутри нашего КБ ведутся новые разработки, в частности по перспективным маршевым двигательным установкам, которые мы сделали, основываясь на разработках прошлых лет. Они касаются и жидкостных ракетных двигателей на паре «кислород — метан». Я считаю, что это хороший шаг вперёд, это то, над чем сегодня трудятся ведущие мировые ракетно-космические корпорации. У нас есть реально действующий двигатель-демонстратор, который уже не единожды прошёл огневые натурные испытания, показал и подтвердил заявленные для него технические параметры. Мы получили хорошие результаты, которые дают нам основание с определённым оптимизмом смотреть вперёд именно в этом направлении. Я имею в виду опытно-конструкторские работы по метановым двигателям, которые возглавляет Центр Келдыша.

[октоген]

blik пишет:

Salo пишет:
Возможностью форсирования на 33%. Мало?

бесподобно
1. отказываемся от ТНА на сладком газе, то есть понижаем надежность 1 движка где то в 4 раза
2. увеличиаем количество движков в 4 раза, то есть понижаем надежность системы еще в 4 раза (итого в 16 раз)
3. и что бы скомпенсировать потери введем форсирование на 33% для горячей замены

а знают ли "изобретатели", что такой размен неубыточен по надежности ТОЛЬКО при суммарной надежности "перспективного" двигателя более 98%, включая режим форсирования. В то время как надежность серии РД 171,180,191 =~ 97.3%
То есть все эти выкрутасы - обычный баблопил.

PS вариант с горячей заменой имеет смысл, если ГГ на кислом газе подключается только на форсировании.

В некоторых местах согласен   Метан позволяет сваять камеру на 500-800 т тяги вполне. Т.е. четырехкамерник не сильно фантастических параметров будет иметь два ТНА, 4 горшка и тягу 2000 т. Один такой двигатель будет дешевле и надежнее чем куча 200 тонников. А если еще не городить сосисочные решения, то за счет лучшего весового совершенства и одного двигателя на ступень будем иметь одноразовый носитель побивающий по экономике  все эти многоразовые свистелки и перделки.

Да, рассчет товарищей на аварийное отключение одного двигателя не учитывает вероятность того, что взорвавшийся движок повредит соседние. Маск вон для исключения этого вполне себе приличные защитные перегородки делает. Да и для отработки такого горячего форсирования нужно будет прожигать ступень целиком  с имитацией аварии.

[Salo]

[Anatoly Zak]

октоген пишет:
А если еще не городить сосисочные решения, то за счет лучшего весового совершенства и одного двигателя на ступень будем иметь одноразовый носитель побивающий по экономике все эти многоразовые свистелки и перделки.

Интересная мысль. Но поскольку метановый двигатель "просится" на многоразовый носитель, вместо "свистелок и перделок" можно рассмотреть спуск в Тихий Океан на дешевых "тряпках" (парашютах). :idea:

[октоген]

Вы потом подпишете заключение, что двигатель годен к следующему, ну там 25 пуску? Опосля купания в окияне и ударных нагрузок приводнения... Шаттл сдох от многоразовости, вернее ее стоимости. А вот ряды фантазеров многоразовости не редеют... Видимо, пока им не предлагают оплатить эти свистелки и перделки из своего кармана

[Alexandr_A]

октоген пишет:
 А вот ряды фантазеров многоразовости не редеют... Видимо, пока им не предлагают оплатить эти свистелки и перделки из своего кармана

Кто бы говорил. Супертяж на луну, ага ))

[Вал]

Anatoly Zak пишет:

октоген пишет:
А если еще не городить сосисочные решения, то за счет лучшего весового совершенства и одного двигателя на ступень будем иметь одноразовый носитель побивающий по экономике все эти многоразовые свистелки и перделки.

Интересная мысль. Но поскольку метановый двигатель "просится" на многоразовый носитель, вместо "свистелок и перделок" можно рассмотреть спуск в Тихий Океан на дешевых "тряпках" (парашютах).  :idea:

А какие ступени носителей вы хотите в Тихий океан спускать на парашютах? При запусках с какого космодрома?
Если речь о Восточном и первых ступенях, то не долетят. Если о вторых ступенях, то...     Ну, даже не знаю. Поясните.

[Seerndv]

октоген пишет:
В некоторых местах согласен    Метан позволяет сваять камеру на 500-800 т тяги вполне. Т.е. четырехкамерник не сильно фантастических параметров будет иметь два ТНА, 4 горшка и тягу 2000 т. Один такой двигатель будет дешевле и надежнее чем куча 200 тонников.

Ой ли?!
"Энергомаш" в проекты своих 200- тонников на метане закладывал давление 250 в КC, а что будет у этого, м-м-м,  von Motor über alles?!

[Mark]

Seerndv пишет:

октоген пишет:
В некоторых местах согласен Метан позволяет сваять камеру на 500-800 т тяги вполне. Т.е. четырехкамерник не сильно фантастических параметров будет иметь два ТНА, 4 горшка и тягу 2000 т. Один такой двигатель будет дешевле и надежнее чем куча 200 тонников.

Ой ли?!
"Энергомаш" в проекты своих 200- тонников на метане закладывал давление 250 в КC, а что будет у этого, м-м-м, von Motor über alles?!  

РД-0162, давление на 175 МПа, тяга 204 тонн
РД-0162СД, давление на 150 МПа, тяга 42,5 тонн
 

[Shestoper]

100-150 атмосфер - чтобы и ТНА не слишком мощный, и УИ не слишком низкий. При таком давлении в КС можно обойтись одним метановым ТНА, мощность будет сопоставима с ТНА РД-170.
Про такой 4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней тяжа и первой-второй метанового гипертяжа я уже писал пару лет назад.

[Shestoper]

Mark пишет:

 РД-0162, давление на 175 МПа, тяга 204 тонн
РД-0162СД, давление на 150 МПа, тяга 42,5 тонн
 

В 10 раз меньше.  

[Lanista]

Shestoper, я уж волноваться начал, что вы пропали...

[Mark]

Shestoper пишет:
100-150 атмосфер - чтобы и ТНА не слишком мощный, и УИ не слишком низкий. При таком давлении в КС можно обойтись одним метановым ТНА, мощность будет сопоставима с ТНА РД-170.
Про такой 4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней тяжа и первой-второй метанового гипертяжа я уже писал пару лет назад.

4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней ето не оптималное решение. В случае отказа будет сразу брак 2000 тонн и носитель рухнет на землю. Посматрите анализы МРКН на РД-180 для ВРБ. Оптималное ест 4 двигатели для ББ, в случае отказа 1-2 двигатели, остальные компенсируют тягу. Много лучше будет потому однокамерны метановы на 500 тонн. Так например ЦБ получы 4 двигатели 500 тонн, а ББ 3-4 тоже на 500 тонн (толко для вас).

[Shestoper]

Вопрос в цене - РД-190 в 4 раза меньше, чем РД-170, но дешевле примерно в 2 раза. Набор из четырех РД-190 в два раза дороже, чем РД-170. И вероятность отказа у них выше. Пусть в случае отказа одного двигателя сможем уйти со старта, но вряд ли сможем выйти на расчетную орбиту (только если отказ будет в самом конце работы ступени).

[октоген]

Mark пишет:

Shestoper пишет:
100-150 атмосфер - чтобы и ТНА не слишком мощный, и УИ не слишком низкий. При таком давлении в КС можно обойтись одним метановым ТНА, мощность будет сопоставима с ТНА РД-170.
Про такой 4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней тяжа и первой-второй метанового гипертяжа я уже писал пару лет назад.

4-камерный ЖРД тягой порядка 2000 тонн для первой ступеней ето не оптималное решение. В случае отказа будет сразу брак 2000 тонн и носитель рухнет на землю. Посматрите анализы МРКН на РД-180 для ВРБ. Оптималное ест 4 двигатели для ББ, в случае отказа 1-2 двигатели, остальные компенсируют тягу. Много лучше будет потому однокамерны метановы на 500 тонн. Так например ЦБ получы 4 двигатели 500 тонн, а ББ 3-4 тоже на 500 тонн (толко для вас).

Как раз оптимальное. Один движок на ступень. Движок не выжатых параметров, что-то 150-180 атм в КС.

Метан позволяет 2 полезных вещи: сладкий ГГ и лучшее охлаждение кс, т.е. перепад давления от насоса ТНА через рубашку охлаждения КС и в саму КС будет не такой чудовищный как у РД-171. И для этого метанового движка понадобится ТНА приблизительно равный по мощности ТНА РД-171.

Для носителя будет полезен заневоленый старт, как было на Сатурне 5.

[pragmatik]

Кстати, поделитесь ссылкой на планы по производству опытного движка на метане аналогичного РД170, или  каким либо работам по проектированию аналогичного рд170 но только метанового.... 
Мне кажется нет таких, а что есть, это маломощные наработки.

[Seerndv]

Mark пишет:
РД-0162, давление на 175 МПа, тяга 204 тонн
РД-0162СД, давление на 150 МПа, тяга 42,5 тонн

- Mark, речь шла об "Энергомаше", а там стадии проекта никак не меньше 250 - заветы Глушко меньше не позволяют. :cry:

Метановые ЖРД НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко
 

Борис Каторгин,  генеральный директор, генеральный конструктор ОАО «НПО «Энергомаш»;  Игорь Клепиков,  главный конструктор направления ОАО «НПО «Энергомаш»

http://aviapanorama.su/1998/08/metanovye-zhrd-npo-energomash-im-v-p-glushko/

ОАО НПО «Энергомаш» имени академика В.П.Глушко, входящее в систему Российского космического агентства, является ведущей в России фирмой по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей. Разработанные ею ЖРД надежно выводили и выводят в космос все отечественные космические объекты: от первого в мире искусственного спутника Земли и космического корабля с человеком на борту до орбитальной станции «Мир» и ракеты тяжелого класса «Энергия» с космическим кораблем «Буран». В рамках международного сотрудничества выводятся космические объекты с помощью российской ракеты тяжелого класса «Протон» с ЖРД разработки НПО «Энергомаш» и разработан двигатель для американской ракеты Atlas. В настоящее время НПО «Энергомаш» проведены исследования по созданию ЖРД на паре «кислород — метан». Результаты этих исследований, экспериментально подтвержденные в «Энергомаше» и ряде других предприятий отрасли, достаточны для разработки на этой топливной паре ЖРД любой практически значимой размерности.
 XXI век будет веком информации. Это потребует вывода в космос созвездий из десятков и сотен спутников Земли на разные орбиты и их регулярной замены.
 Станет необходимым использование ракет разных классов с полезными нагрузками от сотен килограммов до десятков тонн, обладающих высокой надежностью, низкой себестоимостью и не наносящих ущерба экологии Земли.
 Перспективным направлением разработки нового поколения ракетносителей (РН) является применение в паре с жидким кислородом сжиженного метана (или сжиженного природного газа (СПГ), содержащего до 98 % метана).
 Впервые о метане как о ракетном горючем упоминалось 60 лет назад в книге Валентина Глушко и Георгия Лангемака, однако применение метана (как и водорода) сдерживалось его низкой плотностью и приоритетом военных разработок на долгохранимом топливе.
 В ракетно-космической отрасли исследования двигателей на топливе «кислород — метан» впервые начались в НПО «Энергомаш» в 1981 г для ракет тяжелого, легкого и среднего классов. При этом рассматривались разные типы двигателей как по тяге (от 1 кгс до 200 те), так и по различным энергетическим схемам (без дожигания генераторного газа, с дожиганием окислительного или восстановительного генераторного газа).
 В настоящее время для каждого варианта проведен полный цикл расчетов и исследований, осуществлено конструирование агрегатов и двигателя в целом, оценены энергетические и массово-габаритные характеристики.
 Использование метана (или СПГ) в сравнении с керосином обеспечивает:
 

[/li]
• более высокие энергетические характеристики ракет (на 20-30 % большую массу полезного груза при одинаковой стартовой массе ракеты);
  
• более высокую экологическую чистоту продуктов сгорания и компонентов, не образующих при аварийных проливах взрывоопасных оксиликвитов, которые могут образовываться в паре «кислород — керосин»;
  
• отсутствие специальной обработки полостей между контрольным испытанием и полетом, что облегчает многократное их использование без переборки;
  
• более низкую стоимость (втрое меньше, чем у керосина);
  
• близость температурных диапазонов жидкой фазы кислорода и метана, позволяющих использовать новые конструктивные решения на ракете, что способствует снижению ее конечной массы.
  

К недостаткам метана обычно относят его низкую плотность (плотность топлива «кислород — керосин» на 20 % выше). Но это с избытком компенсируется приростом удельного импульса при одинаковой стартовой массе РН или массе полезного груза.
 Исследования по определению максимально достижимых давлений в камере сгорания показали, что большее максимальное давление в камере сгорания (а следовательно, и больший удельный импульс при постоянном диаметре среза сопла) достигается в схеме дожигания окислительного генераторного газа. Наименьший удельный импульс — у двигателя без дожигания генераторного газа.
 Оценки сроков и стоимости создания двигателей различных энергетических схем показали отсутствие существенных различий между ними, поэтому выбор разработчиком РН энергетической схемы двигателя определяется решением задачи в координатах «энергетические характеристики — надежность».
 С целью сокращения затрат на разработку новых двигателей в НПО «Энергомаш» были проведены исследования по модернизации ранее разработанных и модернизируемых ЖРД путем замены топлива «жидкий кислород — керосин» на топливо «жидкий кислород — сжиженный метан». При этом ставилась задача максимального использования материальной части прототипов, особенно камер.
 Проработки показали, что перевод ЖРД с керосина на метан требует доработки проходных сечений форсунок камер сгорания (КС) и газогенератора (ГГ), элементов автоматики и системы регулирования, а также замены 20 — 30 % элементов двигателя, в т. ч.:
 - насоса и бустера горючего;
 - конструкционных материалов в тракте горючего на криогеностойкие, применяемые на других двигателях;
 - резиновых уплотнений на металлические.
 Указанные работы не составляют особых технических трудностей. Требуемые конструктивные решения уже используются в отечественной практике, а технологическая оснастка сохраняется полностью.
 От прототипа используются камеры и газогенераторы, турбина (для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа), насос окислителя, бустерный насос окислителя, агрегаты автоматики и трубопроводы по линиям окислителя, рамы, узлы качания и другое.
 Для схемы с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа вновь разрабатывается газогенератор и турбина.
 В табл. 1 приведены расчетные характеристики кислородно — метановых модернизированных ЖРД, имеющих
 кислородно-керосиновые прототипы с дожиганием окислительного генераторного газа:
 

[/li]
• на основе прототипа РД-191 представлены РД-192, РД-192С с дожиганием окислительного генераторного газа;
  
• РД-192.2 с дожиганием восстановительного генераторного газа и РД-192.3 без дожигания генераторного газа;
  
• на основе прототипа РД-120К представлен РД-182 с дожиганием окислительного генераторного газа.
  

В табл. 2 приведены расчетные характеристики кислородно-метановых ЖРД РД-190 и РД-185, сформированных с использованием двигательного модуля РД-169, не имеющего прототипа и выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа.
 В настоящее время для РН легкого класса «Рикша-1″ разработан эскизный проект двигательного модуля РД169, который используется как для двигателя I ступени РД-190 (шесть двигательных модулей РД-169), так и для двигателя II ступени РД-185 (высотная модификация двигательного модуля РД-169).
 Также для РН «Рикша» разработан эскизный проект маршевого двигателя РД-183 и двигателя ориентации РД184 для апогейной двигательной установки.
 Исследования, проведенные в НПО «Энергомаш» совместно с Государственным ракетным центром им. академика В.П.Макеева, корпорацией «Компомаш» и ЦНИИМАШ, показали, что наиболее перспективной концепцией метановых ЖРД является формирование ступеней РН из двигательных модулей (ДМ) ЖРД.
 ДМ — однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива, в различных вариантах используемых в двигательных установках обеих ступеней РН и боковых ускорителей. ДМ (или его камера) подвижен и обладает двумя вращательными степенями свободы. ДМ имеют три типоразмера по тяге: малый (10...30 тс), средний (70...90 тс) и большой (190...220 тс), соответственно для малого, среднего и тяжелого классов РН.
 ДМ каждого типоразмера выполняется в двух модификациях земной для первой ступени и боковых ускорителей и высотной для второй ступени РН.
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 Соcтояние на 1998 год Эскизный проект.

- поэтому считаю оптимизм тов. Октогена на 2000-тонник -необоснованным.  

[Alexandr_A]

В табл. 1 приведены ...

Таблицы в нормальном виде здесь http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic581/?PAGEN_1=8

- Mark, речь шла об "Энергомаше", а там стадии проекта никак не меньше 250 - заветы Глушко меньше не позволяют.

Какие такие заветы? Судя по этим же таблицам 250 это максимум.

[октоген]

Seerndv

Вот то что в табличке по параметрам-топтание на месте. Зачем иметь 5-6 движков условно 200-т класса? Ведь это расточительство. И дальнейший рост УИ себя в деньгах не оправдывает ни разу.

А метан предельно в замкнутом цикле и при не сильном падении УИ ( где-то 300-315)позволит 3000-тонник. 4 горшка по 750-800 т, 2 ТНА.  Открытый цикл при падении УИ где-то до 290 вообще позволит чуть ли не 4000 тонник.

Вот если бы в Роскосмосе сидели не попильщики, то они всех бы запрягли в производство одного, но качественно нового движка. А сейчас средства распыляются на: НК-33, метановые версии РД-191, РД-0162, РД-0164, РД-193 и прочее о чем мы можем и не знать. При том что в условном 200 т классе есть вонючий РД-275, который всех своих собратьев по классу в экономике кроет как бык овцу.

Вместо этой разношерстной толпы, Роскосмос должен сказать: хотим метановый на 2-3 килотонны, сладкий гг и закрытая схема. И пусть тогда конкурс организуют по типу того как был у америкосов с Ф-22 и Ф-23.


П.С. в общем и целом работа Роскосмоса напоминает тот анекдот, где гинеколог обои клеил. В качестве замочной скважины выступают диаметр в 4 м и горшок на 200 тонн.