проект Nova - 455-589 тонн на leo?

[Shestoper]

Продолжаем бредить на тему вытеснительной подачи.
Такие ЖРД можно существенно упростить за счет абляционной теплозащиты КС.
УИ для двигателей верхних ступеней можно увеличить, повысив степень расширения. Большое сопло ниже критике будет охлаждаться вообще радиационно.
Правда возрастут габариты двигателя и его масса. К примеру двигатель третьей ступени Титана весил 25 кг на тонну тяги.
http://wmpt.narod.ru/zz9.htm
Вот ещё параметры двигателей с вытеснительной подачей:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/25.shtml

Попробовал посчитать, что будет представлять из себя трехступенчатый носитель только на вытеснительных ЖРД.
Первая ступень керосиновая, давление в баках 50 атмосфер, в КС 40. Степень расширения сопла 10.
УИ у Земли около 240 с, в пустоте 260.
Массовое совершенство ступени 0,14. Баки кислорода и керосина сферические.

Вторая ступень водородная. Давление в баках 15 атмосфер, в КС 10. Степень расширения сопла 20. УИ в пустоте 350 с.
Массовое совершенство ступени 0,15 (топливо менее плотное, чем на первой ступени, зато давление в баках ниже).
Водородный бак сферический, кислородный торообразный, набраный из сферических сегментов.

Третья ступень водородная. Давление в баках 15 атмосфер, в КС 10. Степень расширения сопла 100. УИ в пустоте 400 с. Массовое совершенство 0,15.

Управление осуществляется разнотягом.

Мю ПН такой ракеты на НОО - 2,5%.
Вполне приличный результат.
Двигатели без ТНА и с абляционной теплозащитой будут значительно дешевле традиционных. На первых двух ступенях нет карданных подвесов и рулевых машин.
Баки верхних ступеней под относительно небольшое давление будет проще гнуть и варить, чем баки первой ступени.

ПН носителя 250 тонн. Стартовая масса 10000 тонн.
Масса первой ступени 7200 тонн, второй 2200 тонн,  третьей 1200 тонн. Масса ГО 30 тонн, ПН 270 тонн.
На первой ступени 28 двигателей тягой по 600 тонн. На второй 6 двигателей тягой по 500 тонн. На третьей шесть двигателей тягой по 150 тонн.
Диаметр первой ступени 25 метров. Диаметр второй ступени 20 метров, диаметр третьей ступени 16 метров.

[Shestoper]

Современный турбореактивный двигатель развивает тягу 23 т. при собственном весе 5,6 т.

23 тонны тяги - это совсем не значит, что используется в секунду 23 тонны воздуха. Двигатель с такой тягой расходует в секунду примерно 150 кг воздуха.

[Shestoper]

И при стартовой массе 4800 т будут нам искомые 250 т и даже с хвостиком.

Целиком вытеснительный носитель при такой ПН будет примерно вдвое тяжелее (мю ПН 2,5%).
Сухая масса у него будет примерно втрое больше. Но в основном за счет применения толстостенных стальных баков вместо фрезерованных вафельных. Так что увеличенная масса баков удорожания конструкции не вызовет, технология изготовления даже проще, не надо фрезеровать.
Тяга двигателей понадобится вдвое больше. Как думаете, вытеснительный ЖРД с абляционным охлаждением КС может быть вдвое дешевле на единицу тяги, чем турбонасосный ЖРД закрытой схемы?
По-моему вполне может.

Однако комбинированная схема "дубовая нижняя ступень + навороченные верхние" ИМХО все же вне конкуренции.
Для ПН 250 тонн по такой схеме требуется носитель массой 6000 тонн (ненамного больше Вулкана).
Для него будет достаточно только 5 водородных ЖРД с ТНА.
А остальные 18 - простые камеры с вытеснительной подачей без двойной рубашки для охлаждения топливом, без карданных подвесов и рулевых машин.

[Shestoper]

Принял решение уменьшить давление в баках первой ступени с 50 атмосфер до 25. Это уменьшит ХС ступени в 2,3 км/с до 2,1, зато баки станут вдвое легче.
Но главное - их станет проще изготавливать, вдвое уменьшится толщина стальных листов, которые нужно гнуть.
Например для носителя массой 6000 тонн у кислородного бака первой ступени диаметром 16 метров толщина стенок уменьшится до 18 мм.

[Дмитрий В.]

И при стартовой массе 4800 т будут нам искомые 250 т и даже с хвостиком.

Целиком вытеснительный носитель при такой ПН будет примерно вдвое тяжелее (мю ПН 2,5%).
Сухая масса у него будет примерно втрое больше. Но в основном за счет применения толстостенных стальных баков вместо фрезерованных вафельных. Так что увеличенная масса баков удорожания конструкции не вызовет, технология изготовления даже проще, не надо фрезеровать.
Тяга двигателей понадобится вдвое больше. Как думаете, вытеснительный ЖРД с абляционным охлаждением КС может быть вдвое дешевле на единицу тяги, чем турбонасосный ЖРД закрытой схемы?
По-моему вполне может.

Однако комбинированная схема "дубовая нижняя ступень + навороченные верхние" ИМХО все же вне конкуренции.
Для ПН 250 тонн по такой схеме требуется носитель массой 6000 тонн (ненамного больше Вулкана).
Для него будет достаточно только 5 водородных ЖРД с ТНА.
А остальные 18 - простые камеры с вытеснительной подачей без двойной рубашки для охлаждения топливом, без карданных подвесов и рулевых машин.

После некоторых уточнений (оптимизация + схема с довыведением, правда, старт из Байконура). Масса ПГ на переходной орбите 297 т, масса на опорной 185х185 км - 280 т. 3 ступени 8 метановых ЖРД с умеренным (порядка 160 атм) давлением в КС и 4 водородника уровня 14Д12.

[Дмитрий Инфан]

Принял решение уменьшить давление в баках первой ступени с 50 атмосфер до 25. Это уменьшит ХС ступени в 2,3 км/с до 2,1, зато баки станут вдвое легче.
Но главное - их станет проще изготавливать, вдвое уменьшится толщина стальных листов, которые нужно гнуть.
Например для носителя массой 6000 тонн у кислородного бака первой ступени диаметром 16 метров толщина стенок уменьшится до 18 мм.

Слушайте, если мы без конца уменьшаем и уменьшаем ХС первой ступени, то почему бы не вспомнить о старых-добрых  ТТУ? Например, как на "шаттле", массой 590 т и тягой 1300 т.с.? Согласитесь - они будут ещё дешевле вытеснительных ЖРД, при том что УИ у них такой же. Поставим их 8 штук вокруг второй водородной ступени - суммарная масса ТТУ составит 4720 т., соответственно вторая ступень станет весить 4680 т., двигателей на ней будет не 6, а 12. ХС в момент разделения та же самая - порядка 2 км/с.

[Alex 7304]

Вообще то , обычно сначала ставят с умом цель , а уж потом подбирают средства для решения этой цели.

 А то у нас уже было Царь - Пушка, Колокол , будет ( не будет ) Царь -Ракета.

[Дмитрий Инфан]

Вообще то , обычно сначала ставят с умом цель , а уж потом подбирают средства для решения этой цели.

 А то у нас уже было Царь - Пушка, Колокол , будет ( не будет ) Царь -Ракета.

Царь-Ракета у нас тоже была. "Энергия" называлась.

[Alex 7304]

Вообще то , обычно сначала ставят с умом цель , а уж потом подбирают средства для решения этой цели.

 А то у нас уже было Царь - Пушка, Колокол , будет ( не будет ) Царь -Ракета.

Царь-Ракета у нас тоже была. "Энергия" называлась.

 Я как бы в курсе более Царь-Ракета и у США была , Сатурн 5 и была раньше и намного результативна Энергии.

 Вообще пока нет достойной и самое главное достижимой по деньгам цели для которой понадобиться 200,300,400 тонн груза на НОО , то и тема так скажем преждевременная.

[Дмитрий Инфан]

Вот здесь, например:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7531&postdays=0&postorder=asc&start=165
Некоторые цели и задачи гипертяжей.

[Alex 7304]

Вот здесь, например:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7531&postdays=0&postorder=asc&start=165
Некоторые цели и задачи гипертяжей.

 Ну вообщето Сатурн под более конкретную задачу создавался поэтому он был успещен , а вот Н1 и Энергия (Буран) , просто , что бы было.

 ПН должна или уже быть или создаваться в одно время и это не теоретическое расуждения , а горькая правда жизни.

[Shestoper]

Ну вообщето Сатурн под более конкретную задачу создавался поэтому он был успещен , а вот Н1 и Энергия (Буран) , просто , что бы было.

 ПН должна или уже быть или создаваться в одно время и это не теоретическое расуждения , а горькая правда жизни.

Шаттл тоже создавался "чтобы был", и слетал 135 раз.
А Н-1 создавалась в первую очередь для Луны, как и Сатурн-5.

[Shestoper]

Слушайте, если мы без конца уменьшаем и уменьшаем ХС первой ступени, то почему бы не вспомнить о старых-добрых  ТТУ?

У ТТУ свои минусы. Заливка зарядов большого диаметра очень непростая операция.
Сверхтяжелый носитель с ТТУ весит очень немало, в нашем случаи многие тысячи тонн. Перемещать его после сборки будет сложно.
Выхлоп у ТТУ неэкологичный, регулировать тягу в полете сложно.

Я заинтересовался вытеснительными двигателями именно чтобы уйти от недостатков ТТУ.

[Семён Семёныч Гонтмахер]

Я заинтересовался вытеснительными двигателями именно чтобы уйти от недостатков ТТУ.

А какое давление будет в баках и каково их масса при вытеснительной
системе подачи ? Насосная подача ведь и была разработана с целью минимизации массы баков.

[Alex 7304]

Ну вообщето Сатурн под более конкретную задачу создавался поэтому он был успещен , а вот Н1 и Энергия (Буран) , просто , что бы было.

 ПН должна или уже быть или создаваться в одно время и это не теоретическое расуждения , а горькая правда жизни.

Шаттл тоже создавался "чтобы был", и слетал 135 раз.
А Н-1 создавалась в первую очередь для Луны, как и Сатурн-5.

 Ну где противоречие, Шаттл действительно хуже Сатурна, т.к. создавался  под конкретную ПН.

  Создавать или проектировать  более тяжелый ракетоноситель чем Энергия и Сатурн 5, под более грандиозную цель ( и следовательно фантастически дорогую) , при сегодняшних расходах на космическую отрасль бессмысленно.

 Хотя сама по себе это для человека намного продуктивнее , чем бухать или смотреть быдлоящик, я с этим  на 100% согласен.

[Shestoper]

А какое давление будет в баках и каково их масса при вытеснительной
системе подачи ? Насосная подача ведь и была разработана с целью минимизации массы баков.

Давление порядка нескольких десятков атмосфер. Например при давлении 25 атмосфер в сферическом баке диаметром 20 метров толщина стальной стенки понадобится 20 мм, масса бака составит 200 тонн. В такой бак влезет 4770 т кислорода.
Массовое совершенство керосиновой вытеснительной ступени будет порядка 0,13-0,15.
Это конечно показатель сравнительно скромный, но для первой ступени он не так сильно влияет на величину ПН.
Важно сделать первую ступень максимально дешевой, на неё приходится большинство массы ракеты и большая часть суммарной тяги двигателей.
Ради компенсации низкого УИ первой ступени целесообразно применять трехступенчатую схему, при этом достижимо мю ПН 4,5-4,7%. Маленькая третья ступень не так много добавляет к стоимости носителя.

[jre]

Двигатели на 25 атм будут иметь огромные габариты! Да и 200 т для керисина предел, кузнецовские имеют высокий ресурс, при форсировании их до 200 т, ресурс резкопадал, и для 30 шт становился никудышним!
Тем более что технологии изготовления движков секретные, в литературе их не найти, а специалистов практически не осталось, да и вряд ли они выложат вам советские секреты.
Слишком малая полезная нагрузка, для постройки базы, разве что для экспедиции подойдет, при высокой цене полета, врядли найдете страну заказчика для полетов на планеты.

[Семён Семёныч Гонтмахер]

Например при давлении 25 атмосфер в сферическом баке диаметром 20 метров толщина стальной стенки понадобится 20 мм, масса бака составит 200 тонн.

Учитывая, что на форсунках должен быть перепад где-то в несколько атмосфер, а также общие потери давления в системе подачи, у вас в камере будет вместо 25 лишь 20 атм. Удельный импульс такого ЖРД на керосине RP-1 составит 248 сек ( посчитал с помощью Астры ).  Если вы хотите такую же тягу как у F-1 то расход у вас будет где-до под 2.8 тоны.  Радиус среза сопла будет что-то около 4,5 м. То есть у вас диаметр двигуна будет под 10 метров а если мы еще захотим такую же компоновку как на Сатурне-5 то значит диаметр ракеты будет где-то под 30 метров.    :shock:  Но вы мечтаете не о 139 тоннах как на Сатурне а вас интересует на LEO 200 тон как понял.  Значит ваша ракета будет еще более монструозная.  Так что простейший ТНА не помешал бы  :wink:

[Shestoper]

Учитывая, что на форсунках должен быть перепад где-то в несколько атмосфер, а также общие потери давления в системе подачи, у вас в камере будет вместо 25 лишь 20 атм. Удельный импульс такого ЖРД на керосине RP-1 составит 248 сек ( посчитал с помощью Астры ).  Если вы хотите такую же тягу как у F-1 то расход у вас будет где-до под 2.8 тоны.  Радиус среза сопла будет что-то около 4,5 м. То есть у вас диаметр двигуна будет под 10 метров а если мы еще захотим такую же компоновку как на Сатурне-5 то значит диаметр ракеты будет где-то под 30 метров.  

Вы посчитали УИ для вакуума для большой степени расширения, отсюда и монструозные размеры двигателя.
А речь про первую ступень.
Вот двигатель с давлением в КС 15 атмосфер, с тягой у земли 1057 тонн и диаметром 6,3 метра, на керосине и перекиси, у которого пустотный УИ 231,4 c
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/25.shtml

[Семён Семёныч Гонтмахер]

Нет я считал не для вакуума а для 0.05 Мпа впрочем вы правы я ошибся
 4.5 - это не радиус, а диаметр. Но все равно я против вытесните тельной системы для ЖРД первой ступени  - хотя бы простейший ТНА необходим ну и давление в камере хотя бы 5 МПа.