Химеричность АКС - всем здравомыслящим сюда!

[Дмитрий В.]

Какойто удельный импульс буагагашный...

Для ГПВРД, да, кажется маловатистым :lol:

[Вадим Лукашевич]

Не намного

[chameleon]

График, конечно, хороший...
Но вот приблизительный практический УИ Бури с ПВРД на трёх Махах немного не добивал до 3000 секунд. 2900 с чем-то. А по графику - менее 2500.

[Дмитрий В.]

График, конечно, хороший...
Но вот приблизительный практический УИ Бури с ПВРД на трёх Махах немного не добивал до 3000 секунд. 2900 с чем-то. А по графику - менее 2500.

Но это ниже, чем теоретический УИ для керосина.

[Старый]

Но вот приблизительный практический УИ Бури с ПВРД на трёх Махах немного не добивал до 3000 секунд. 2900 с чем-то.

А это точно?

[Salo]

http://www.sonbi.ru/tsiam/research/VRD/GPVRD/GPVRD_3.htm

[Salo]

Но вот приблизительный практический УИ Бури с ПВРД на трёх Махах немного не добивал до 3000 секунд. 2900 с чем-то.

А это точно?

http://www.astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная тяга, с  1560

[OSD]

Но вот приблизительный практический УИ Бури с ПВРД на трёх Махах немного не добивал до 3000 секунд. 2900 с чем-то.

А это точно?

http://www.astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm

Удельная тяга, с  1560

Где-то читал, что даже это значение не было достигнуто, реальное значение удельного импульса было около 1200 секунд.

[Salo]

http://libspace.narod.ru/435.html

Жидкостно-воздушный ракетный двигатель (ЖВРД). Разработка двигателей, работающих с использованием атмосферного воздуха, связана с решением ряда новых научно-технических проблем, что, как показывает анализ, отодвигает возможность создания ЖВРД на более отдаленное будущее. ЖВРД следует рассматривать в первую очередь как перспективный двигатель для одноступенчатых многоразовых воздушно-космических систем. Работы над двигателем этого типа проводятся в России, в частности в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша, с начала 1960-х гг.

ЖВРД является комбинированным двигателем, который в зависимости от скорости полета воздушно-космической системы функционирует с применением в качестве окислителя либо сжижаемого атмосферного воздуха, либо жидкого кислорода из баков системы и в отличие от других двигателей, действующих на основе такого принципа, работоспособен в диапазоне скоростей полета от нулевой до орбитальной. Поэтому ДУ воздушно-космической системы может быть сформирована целиком из ЖВРД, без использования двигателей других типов.

По расчетным оценкам в воздушном режиме ЖВРД будет иметь удельный импульс тяги 14 000...23 500 м/с и удельную тягу по воздуху 1550...2300 м/с, а в ракетном режиме - удельный импульс, не меньший 4600 м/с. Удельная масса двигателя при этом будет составлять 45...65 кг/тс.

Основными потенциальными достоинствами ЖВРД являются:

    * возможность использования для обеспечения полета летательного аппарата однотипных двигателей;
    * высокое значение удельной тяги по воздуху по сравнению с аналогичными характеристиками воздушно-реактивных двигателей других типов (меньшая масса воздухозаборника и гондолы двигателя также меньшее аэродинамическое сопротивление летательного аппарата);
    * возможность отработки двигателя в наземных условиях с использованием в основном существующей стендовой базы испыта-ний кислородно-водородных ЖРД;
    * уменьшение стартовой массы системы выведения (по сравнению с массой СВ с ЖРД) в 1,5...2,0 раза;
    * достаточно щадящие температурные режимы работы конструкции носителя при выведении ПН в отличие от вариантов воздушно-космической системы типа NASP с ГПВРД;
    * возможность реализации самолетной схемы горизонтального взлета летательного аппарата с ЖВРД, его посадки на аэродром и самостоятельного перебазирования.

Ключевой проблемой при разработке ЖВРД является создание высокоэффективного, с малой массой теплообменника для сжижения атмосферного воздуха в процессе полета воздушно-космической системы при М ~ 0...5. За рубежом работы по внедрению ЖВРД (двигателя RB.5A5) проводились в Великобритании в соответствии с программой HOTOL. В Японии исследования по ЖВРД выполняются фирмой Mitsubishi: испытана система сжижения воздуха, готовятся испытания демонстрационного двигателя.

В России расчетные, проектные и экспериментальные работы, направленные на создание стендового демонстрационного ЖВРД, а также определение облика и характеристик натурного двигателя, ведутся в Исследовательском центре им. М.В. Келдыша в кооперации с рядом отечественных фирм. В частности, предварительно проработан облик натурного двигателя, изготавливается экспериментальная сборка теплообменника, исследуются процесс сжижения воздуха в нем и методы борьбы с намораживанием влаги.

Рассмотренные типы двигателей, объединяемые единой концепцией двигателя XXI в., как показывают результаты системного анализа, обеспечат успешное выполнение перспективных космических программ при различных сценариях развития отечественной и мировой космонавтики. Работа в рамках этой концепции позволит сохранить и эффективно использовать имеющийся мощный потенциал российского ракетного двигателестроения, а формируемый уже на ранних этапах задел может, по нашему мнению, послужить хорошей основой для развития взаимовыгодного международного сотрудничества.

[SpaceR]

Извините за полу-дилетантский (в движках) вопрос, но всё-таки -
ЗАЧЕМ ВОЗДУХ обязательно СЖИЖАТЬ ?  :roll:
Он же в КС должен подаваться всё равно в виде газа, то ли после ГГ или испарителя, то ли после форсунок?
И к тому же у схемы "газ-газ" УИ выше.

Неужели нельзя сжать газ до давления подачи не сжижая?

[Saul]

А ещё наверное возможно атмосферой дожигать факел с избытком горючего. Так можно и до многокомпонентных, типа вонючка, керосин, атмосфера дофантазировать.

[OSD]

Извините за полу-дилетантский (в движках) вопрос, но всё-таки -
ЗАЧЕМ ВОЗДУХ обязательно СЖИЖАТЬ ?  :roll:
Он же в КС должен подаваться всё равно в виде газа, то ли после ГГ или испарителя, то ли после форсунок?
И к тому же у схемы "газ-газ" УИ выше.

Неужели нельзя сжать газ до давления подачи не сжижая?

Мне другое интересно, как они решат ту проблему, что воздуха в воздухозаборник будет попадать всё меньше.
 Обычный воздухозаборник, в принципе, можно увеличить в разы, но как они увеличат размер теплообменника?

[Salo]

Вы не обратили внимания на наличие окислителя на борту? :roll:

[Павел73]

Кстати, ещё вопрос: ракета быстро проходит сквозь озоновый слой и прожигает в нём сравнительно небольшую "дырку" (окислитель весь с собой). Разгонщик с ГПВРД будет в нём лететь дольше и озона перепортит больше. Как с этим?

[OSD]

Вы не обратили внимания на наличие окислителя на борту? :roll:

Тогда мне тоже непонятно зачем процесс сжижения воздуха и что он даёт, это просто один из вариантов гибрида ЖРД и ПВРД и характеристики у него похожие.

[октоген]

Что-то мне кажется, что теплообменник необходимый для этого движка так и не сделают. НИКТО. Дешевле с помощью ТТУ разогнать ГПВРД до устойчивого горения и начиная с 10М и 50 км подкармливать его жидким кислородом. Подкормка жидким кислородом возможна в начале ускорения до выхода на стабильную работу и в конце, когда уже воздуха на высоте не хватает.

Вместо ТТУ возможна электромагнитная катапульта, даже 5-10 км длины.

[Salo]

Вы не обратили внимания на наличие окислителя на борту? :roll:

Тогда мне тоже непонятно зачем процесс сжижения воздуха и что он даёт, это просто один из вариантов гибрида ЖРД и ПВРД и характеристики у него похожие.

Даёт он уменьшение запаса окислителя на борту и ЖРД будет не трёх, а двухкомпонентным.

[OSD]

Вы не обратили внимания на наличие окислителя на борту? :roll:

Тогда мне тоже непонятно зачем процесс сжижения воздуха и что он даёт, это просто один из вариантов гибрида ЖРД и ПВРД и характеристики у него похожие.

Даёт он уменьшение запаса окислителя на борту и ЖРД будет не трёх, а двухкомпонентным.

Не понял вас, зачем вообще трёхкомпонентный ЖРД понадобился.

[Salo]

Вы предлагаете использовать схему газ-газ? Или кислый газогенератор в водороднике?

[OSD]

Вы предлагаете использовать схему газ-газ? Или кислый газогенератор в водороднике?

Тогда я не понял, что вы назвали трёхкомпонентным ЖРД.