Дожигание конструкции ракеты в камере сгорания ЖРД

[аФон+]

Что выгодней, научиться "выедать" конструкцию ракеты и превращать ее в топливо или сделать многоразовыми все ступени РН?

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/katys/moya-jizn/03.html
Перечитывая труды Ф.А. Цандера, я обнаружил у него оригинальнейшую идею, сводящуюся к использованию в качестве топлива в ракетных двигателях элементов металлических конструкций самой ракеты. Где-то в 1930-1932 годах, работая в ГИРД'е, Ф.А. Цандер предложил измельчать, а затем сжигать в ЖРД конструкции ракеты. В ГИРД'е в специальных мельницах измельчали и толкли алюминий, магний и другие металлы. Эти порошки подавались в камеру сгорания ЖРД. Однако, порошок поступал неравномерно, спекался и прожигал камеру. Тогда всем стало ясно, что эта блестящая идея Ф.А. Цандера с «дожиганием» конструкции ракеты в камере сгорания ЖРД пока не может быть реализована. Эта идея и сейчас принадлежит будущему. Пока удается лишь подобрать эффективные металлосодержащие топлива с добавками бериллия, лития, железа, алюминия, магния и других металлов.

[hcube]

Афон, это не делают, потому что эффективность ракеты при этом ПАДАЕТ. Никакого заговора в отношении этой 'блестящей идеи' нету. Как и во многих других областях.

[аФон+]

Афон, это не делают, потому что эффективность ракеты при этом ПАДАЕТ. .

Как может упасть эффективность, если в процессе выведения ПН выгорит и даст приращение характ. скорости не только горючее, но и корпус ракеты?

[Alex_II]

Афон, это не делают, потому что эффективность ракеты при этом ПАДАЕТ. .

Как может упасть эффективность, если в процессе выведения ПН выгорит и даст приращение характ. скорости не только горючее, но и корпус ракеты?

А сколько оборудования надо добавить к ракете, чтобы это стало возможным?

[hcube]

Про УИ слышали? ХС зависит от относительной массы и от УИ. Если улучшив относительную массу вы ухудшите УИ - то выигрыша в ХС не будет. Это если вы ВООБЩЕ УЛУЧШИТЕ относительную массу - поскольку ступень и так имеет низкую прочность, а в сухой массе половину занимает двигатель, который ОПРЕДЕЛЕННО сжигать нельзя. Единственный вариант - это уже на орбите переработать третью ступень в расплав и использовать его чисто как реактивную массу для чего-то типа ЭРД, с внешним источником энергии. Сжечь ее в процессе выведения - НННШ.

[mihalchuk]

Из-за природной склонности не сочинять одно дело дважды прибегаю к беззастенчивому самоцитированию
(Здесь МКТ – Многоразовый космический танкер,
ВТБ – внешний топливный бак,
ЭоРД – энергообменный РД):

         2.7 Особенности конечного участка выведения

    Как видно из ... расчётов, на конечном участке полёта скорость истечения продуктов сгорания ракетного двигателя, работающего в режиме ЭоРД, составит 4800-5200 м/с. В то же время аналогичная характеристика для корректирующе-тормозных двигательных установок (КТДУ) лежит в пределах 2800-3150 м/с, а в перспективе едва ли превысит 3300 м/с ...
...По сравнению со схемой выведения, принятой для ОС МАКС, дотягивание апогея переходного эллипса до высоты 400-километровой круговой орбиты с последующим использованием одного включения КТДУ для перехода на неё даст экономию:
~ 80 кг топлива + 10 кг на 1 тонну прироста массы ПН при Wпс=5000 м/с,
~ 105 кг + 10 кг топлива на 1 тонну прироста массы ПН при Wпс=5200 м/с.
Здесь ... Скорость истечения продуктов сгорания КТДУ принята Wпс=3200 м/с, что неплохо для предполагаемого перекисно-керосинового топлива, масса двухсекционного ВТБ (у МКТ) на 500 кг меньше, чем у трёхсекционного ВТБ МАКС.
    ОС МАКС формирует рабочую орбиту четырьмя включениями КТДУ, требующими не менее трёх построений ориентации. В приведённом примере для формирования рабочей орбиты МКТ достаточно одного включения КТДУ, и, соответственно, одного построения ориентации. Следовательно, будет дополнительная экономия топлива на ориентировании, на запусках и остановах КТДУ.
    Сказанное выше означает, что преждевременное отделение топливного бака и переход на корректирующие двигатели с целью довыведения на орбиту для МКТ энергетически невыгодны. Оптимальная тактика выведения предполагает максимальное использование основного двигателя, что приведёт к уменьшению требуемой массы КТДУ и топлива для неё...
...  с небольшими дополнительными энергетическими затратами доставить топливный бак на ОЗС с целью использования содержащихся в нём материалов.
    Конструкция бака состоит из сплавов на основе лёгких металлов лития, магния, алюминия, для изготовления некоторых элементов возможно применение композитных материалов на основе реакто- или термопластов, армированных углеродным волокном. Материал внешней термоизоляции изготавливается на основе вспененных и закрытопористых полимеров, а для её внешней защиты также может использоваться углеродное волокно. Наличие на ОЗС получаемого в процессе разложения воды водорода, даёт возможность переработать путём гидрирования часть материала термоизоляции и неметаллических элементов конструкции в метан или более сложную углеводородную смесь. Но основа материала внешней термоизоляции - сложные полимеры, например полиизоцианураты. Это значит, что помимо углерода и водорода в их составе будут присутствовать азот и кислород, в результате чего при их переработке появится множество сложных соединений с различными свойствами. Ещё более сложная ситуация возникнет при переработке армированных углеродом композиционных конструкционных материалов, если не найти заменители используемым в их матрице различным видам полисульфонов или других серосодержащих компонентов. Тем не менее, нет оснований сомневаться в возможности решения задачи переработки указанных материалов в пригодные к использованию компоненты. Кроме того, композитные термопластичные материалы пригодны для переработки в простейшие конструкционные элементы.

Здесь использование материала конструкции ракеты возможно в результате сочетания благоприятных обстоятельств: наличия орбитального топливного производства, состава материалов бака и его практически попутной доставки на заправочный комплекс. При этом ещё понадобится оборудование для разделки. В целом это могло бы дать 10-20% дополнительной массы используемых компонентов (кроме металлов) к массе доставляемой воды.
Лучше ничего не придумать.

[KBOB]

Лучше использовать баки ракет как жилые или служебные помешения, то-есть как часть ПН. Это было продемонстрировано по забуске ОС Скайлаб.

[Alex_II]

Лучше использовать баки ракет как жилые или служебные помешения, то-есть как часть ПН. Это было продемонстрировано по забуске ОС Скайлаб.

Да, любопытно было бы доработать шаттловский бак таким способом, и толкнуть допустим Бигеллоу, чтоб его постояльцам было где полетать в невесомости  :lol:

[KBOB]

Лучше использовать баки ракет как жилые или служебные помешения, то-есть как часть ПН. Это было продемонстрировано по забуске ОС Скайлаб.

Да, любопытно было бы доработать шаттловский бак таким способом, и толкнуть допустим Бигеллоу, чтоб его постояльцам было где полетать в невесомости  :lol:

К сожалению бак не выходит на орбиту, а падает в индийском океане.

[Alex_II]

Лучше использовать баки ракет как жилые или служебные помешения, то-есть как часть ПН. Это было продемонстрировано по забуске ОС Скайлаб.

Да, любопытно было бы доработать шаттловский бак таким способом, и толкнуть допустим Бигеллоу, чтоб его постояльцам было где полетать в невесомости  :lol:

К сожалению бак не выходит на орбиту, а падает в индийском океане.

Как-то это уже обсуждалось - не то тут, не то на Авиабазе. Вывод бака на орбиту не представляет особой проблемы и не требует дополнительного топлива, насколько я помню...

[hcube]

Если работать маршевым двигателем до орбиты (скажем, отключая на финальном участке 2 движка из 3), то бак можно вытащить на орбиту ценой сотен килограммов ПН (учитывая, что челнок вместо гидразина использует для довыведения кислород-водород).

[Alex_II]

дубль

[Alex_II]

Если работать маршевым двигателем до орбиты (скажем, отключая на финальном участке 2 движка из 3), то бак можно вытащить на орбиту ценой сотен килограммов ПН (учитывая, что челнок вместо гидразина использует для довыведения кислород-водород).

А если бак несколько доработать? Стыковочный узел добавить, например? В пару тонн ПН есть шанс уложиться?

[hcube]

Стыкузел Союза весит порядка 1.2 тонны. Стандартный МКСовский - не знаю, ну скажем тонны две. Вопрос правда, насколько конструкция стыкузла выдержит контакт с ЖВ ;-).

Кроме того, стыкузлом дело не ограничится. Нужна система теплообмена, вентиляции, энергетика, установочные места под стойки (или хотя бы крепеж для них), и т.д. Думаю, корпус в модулях типа Зари или Звезды весит не более 30% от общей массы.

[Дмитрий Виницкий]

Сколько весит стыковочный агрегат у Союза??? 1/5 всей массы??? Ой, не верю

[hcube]

ВЕСЬ ОО, включая гермоотсек, весит 2.2 тонны.

[Lin]

Голоса сказали:
Пассивный стыковочный узел ~ 200 кг
Активный  ~ 300 кг
Сколько весит "Курс"... ммм... а вдруг секрет и тайна ?
В общем, чуть легче узла.
Хотя голоса могли и врать  :wink:

[Alex_II]

Кроме того, стыкузлом дело не ограничится. Нужна система теплообмена, вентиляции, энергетика, установочные места под стойки (или хотя бы крепеж для них), и т.д. Думаю, корпус в модулях типа Зари или Звезды весит не более 30% от общей массы.

Гм... да, оно так. Если по минимуму, сколько тонн придется добавить, интересно? И удастся ли достроить эту штуку уже на орбите? Вроде были такие проекты когда-то?

[RadioactiveRainbow]

Имхо - если в грузоотсек Шаттла запузырить дополнительно тонн 30 топлива (увы - высосокипящего) - можно доставить на орбиту (а может и к орбитальной станции) проапгрейженый потяжелевший бак.

[hcube]

Лучше уж тогда заливку бака увеличить тонн на 20.