Об унификации двигателей тяжелых и сверхтяжелых носителей

[ratte07]

Блин, ну, тогда, действительно, потратив ещё миллиард на доводку Н-1, на средства, ушедшие на "Энергию-Буран", запросто можно было бы лунную базу построить...

Как же тогда база обходилась по данным КБ ОМ в 100 млрд. рублей?

[ratte07]

Кстати максимально простой и дешевый 70-тонник вполне может стать распространеннной ракетой, не хуже 40-тонника Зомби.
Он будет дешевым за счет одного двигателя, так что его можно будет широко использовать для пуска тяжелых спутников на ГСО, тяжелых АМС, больших модулей для орбитальной станции, даже для высадки на Луну (по двухпусковой схеме).

Таким носителем вполне могла стать Н-1 в своем первом варианте - до переделки для увеличения ПН с 75 до 95 т. Правда, она была бы дешевой не за счет применения 1-го мощного ЖРД на 1-ой ступени!

Н1 никогда не была бы ни дешевой, ни массовой.

"...полные затраты на создание комплекса Н1-Л3 к 1 января 1973 года составили 3,6 млрд. руб., из них на Н-1 - 2,4 млрд. руб. А полная смета запланированных расходов, включая 16 летных образцов (№3-18), составляла 4,97 млрд. руб."  Р.Долгопятов, Б.Дорофеев, С.Крюков "Проект Н-1". Для сравнения авторы приводят стоимость реконструкции  Горьковкоского автозавода в связи с созданием дизельного грузовика - 3,5 млрд. руб!
Но даже если опустить стоимость разработки - есть основания полагать, что стоимость РН Н-1 применительно к одному пуску - значительно ниже стоимости Сатурн-5 и Энергия. А что до массовости - тут все зависило бы от ПН, но не закрой Глушко в 74-ом Н-1 - тяжелые ОС и АМС, мощные спутники связи на ГСО и т.п. КА не заставили бы себя долго ждать! А средств потраченных на Энерию-Буран хватило бы и на создание постоянной лунной базы с помощью Н-1!

Сказки. Это расчет относительно списанных средств. Они не учитывают ни СК, ни МИК, ни много чего еще.

[MGouchkov]

Лучше что-то совсем простое типа F-1.

Для subj'а (унификации), имхо лучше действительно навеянный во многом F-1 ЖРД по идее центра Келдыша. Кислород-метановый, с низким давлением и сбросом восстановительного газа в сопло (концептуально точно F-1).
 
Встречал инфу что проблемы с закоксовыванием у восстановительного газа из пары кислород-метан возникают как раз при параметах близких поздним советским ЖРД но не F-1.
 И  предложение центра Келдыша соответствует этой инфе.
 При низком давлении и на восстановительном газе, имхо очень возможно создание ЖРД который (ещё и со встроенной современной диагностической системой), по ресурсу/расходам на межполётное обслуживание станет действительно выгодно спасать с большим удешевлением массы на низкой орбите.

 Как спасать,- от первой ступени- блок- парашютно-реактивно без баков, или как "предшаттл-Энергия2", от второй- в составе орбитальной ступени (как Шаттл) или отдельного ВА,- вопрос имхо отдельный (я за спанение, но против "предшаттлов"-Энергий2- Байкалов- спасения баков, тем паче что без водорода баки- дешёвые).

 По subj'у (унификации) диапазон тяги такого ЖРД,- однокамерного,- полагаю оптимальным 250-300тс.
 Кстати,- осознал за что не люблю многокамерных ЖРД: "Трубок" с давлением больше чем в камере, много  :x

  Унификация дальше,-  минимальный набор УРМов  "НЕангара"  включает УРМ  с тремя такими кислород-метановыми ЖРД и одноразовую ступень довыведения.

  Сильно неоптимален как первый этап, в нише потомков Р7. А далее- то, для чего ближе к оптимуму с блоками для первой ступени в четыре и шесть двигателей, и может быть- вариантом возвращаемого с орбиты аппарата с двигателями с высотным соплом.
  Такие УРМ'ы под 4 и 6 таких ЖРД  как первая ступень- моноблок это основа "суперзенита" и "суперпротона" (конкурента Арану5 и решения по ГСО из Плесецка), соответственно.

  Транспортировка блоков РН,- авиационная, баки, если нет дирижаблей- самолётами (на горбу, или малые- "Супергуппи"/"Белугой"), блоки двигателей, если нет дирижаблей- малые- самолётами, большие- жёстким креплением под вертолёт-кран из Ми 26 (даже со всеми посадками для дозаправки- быстрее чем жд и сохраннее).        

 Вот до создания такого ЖРД и основных элементов такой системы, я бы поддерживая развитие Р7 и Протона, и тянул.

 А сверхтяжёлая РН, если двигатели и блоки у нас отработаны на моноблоках (и с такими ними, как более востребованными и кормят) создаётся (наверно понятно)- пакетом из 6ти двигательного блока в центре, и с от двух 3ёх двигаленых, до 2ух -4ёх может и четырёхдвигалельных  боковух.

 При этом такая система, будучи вмешне имхо  похожей более на Энергию, отличается от неё с одной стороны тем что и топливо во всех блоках одно и не такое дорогое в эксплуатации как водородный центр Энергии, и центр этот  отработан сам по себе и как основа моноблока может востребованно работать на рынке.

 При этом однако для того, что имхо очень желательно что бы центр будучи многоразовым брал бы на себя максимум фкнкций и потому возвращелся с одновитковой орбиты, то очень бы хорошо обеспечить запитывание его двигателей в начале, компонентами от баков боковух ("перелив" всё же имхо несколько другое).

 Из этого, по компоновочным соображениям имхо следует что максимальная мыслимая в реализации РН на таких двигателях и принципах это 6ти двигательный центр и 4 3ёх двигательных боковухи.
 Не "Нова" или "Вулкан" конечно, но при тяги "унифицированного ЖРД" 250тс, общая на старте- 4500тс,- несколько больше Сатурна5.

 То есть, неэффективно с инженерной тз, но больше 100т вывести на РН, не уникальной (или почти уникальной) но такой, блоки которой отроаботаны и зарабатывают в более востребованных нишах так имхо можно.

 И ещё об унификации,- стартовые столы в комплексе имхо должны быть двух типов, для каждого из которых у РН запускаемых с данного стола модификаций,- свой аналог блока Я.
 По габаритам газоотводной системы,- одно стартовое сооружение ,- для моноблоков до 6ти двигательного _включительно,_ другой- от 6ти двигательного моноблока- до максимально большой эксплуатируемой с боковухами.
 То есть, РН с 6ти двигательным моноблоков может летать с двух столов.

 Это и для того что бы очень возможно достаточно востребованным 6ти двигательным, в промежутках между пусками свертяжёлых большой стол занять (а на технологической нитке к малому столу- ещё более востребованный 4ёх двигательный "суперзенит"), и от того что когда-то пилотируемый примерно 25ти тонный (с 5ю-6ю тоннами в ОПН) космоплан, я предполагал запускать в качестве 1ой ступени именно моноблоком из 6ти subj'евых ЖРД              
 :roll:

[Shestoper]

Да, надежные и простые ненапряженные движки, дешевые в производстве - это перспективный путь развития ЖРД.

Но тут конкретно я предлагал способ для удешевления именно сверхтяжелых носителей - чтобы повысить их привлекательность для коммерческих пусков.
И применение не просто простых и ненапряженных, а ещё и очень мощных двигателей - это возможно упростить конструкцию сверхтяжелого носителя.
По концепции - нечто вроде этого морского дизеля мощностью 108000 л. с: http://www.membrana.ru/articles/technic/2004/04/02/205400.html
Такой дизель на корабле в принципе можно было бы заменить несколькими сотнями серийных автомобильных дизелей - но можете представить себе сложность обслуживания силовой установки из сотен дизелей  

Максимально мощный ЖРД можно создать, если мощность его ТНА приблизится к мощности самых крупных газовых турбин (ТНА РД-170 имеет мощность 190 МВт, а самая мощная турбина в мире - 340 МВт, мощность сопоставимая). У ЖРД с низким давлением в КС мощность ТНА на единицу тяги невысока (e F-1 мощность ТНА "всего" 60000 л. с.) - значит нужно делать именно такой двигатель, в котором ТНА будет перекачивать в секунду порядка 10 тонн топлива под невысоким давлением (порядка 100 атм).
Максимальные размеры камеры сгорания традиционного вида (если не брать камеры с центральным телом) - примерно как у F-1.
Значит движок должен быть многокамерным, или с кольцевой КС. Сделать обычную КС на 2000 тонн невозможно.

Низкое давление в КС понизит УИ, зато увеличит надежность двигателя. А это очень важно для супертяжей - ПН таких ракет стоит дорого, лучше её не терять.

Ракета с ПН 60-70 тонн может быть оснащена одним таким движком. Причем такой носитель, несмотря на его габариты, думаю можно будет использовать для коммерческих пусков - за счет дешевизны вывода кг ПН.
А в дальнейшем возможно создание супертяжей с 3, 4, 6 такими двигателями - для амбициозных межпланетных программ. Естественно для таких гигантов понадобится специальный старт.
Но если уже иметь серийный 70-тонник с отработанным двигателей - создание мега-ракет будет намног дешевле.

[ratte07]

Ракета с ПН 60-70 тонн может быть оснащена одним таким движком. Причем такой носитель, несмотря на его габариты, думаю можно будет использовать для коммерческих пусков - за счет дешевизны вывода кг ПН.

Может удельная стоимость и будет пониже, но только абсолютная очень большая. Как коммереский носитель даже 40-тонник балансирует на грани.

[Shestoper]

А мы абсолютную (и относительную) стоимость ещё понизим.
Например применением единого топлива на двух ступенях (ПН без водорода упадет, но для коммерческих пусков всё равно будет более чем достаточной).
Поскольку двигатели с малым давлением в КС имеют небольшой УИ, керосин в качестве единого топлива в данном случае не годится. Лучше метан - у него УИ повыше. Можно рассчитывать получить УИ двигателя первой ступени у Земли в районе 300 с, а двигателя второй ступени в пустоте ~ 350-360 c.
А двигатель второй ступени можно получить, "четвертовав" четырехкамерный двигатель первой ступени (как РД-190 получили из РД-170), и применив на нем высотное сопло. Тогда стоимость разработки и производства двигателей ещё более снижается.
Упрощается система заправки единым топливом.
К тому же сам метан дешев (важное преимущество для ракеты, которой для заправки требуются тысячи тонн топлива).
А ТНА на водороде трудно сделать большой производительности (что является основным принципом при проектировании 70-тонника - мало двигателей, но больших) - из-за малой плотности водорода для его перекачки в больших количествах нужны очень высокооборотные насосы.

Ракету можно делать диаметром 7,7 метров, как блок "Ц" Энергии. Вторая метановая ступень будет при таком диаметре короткой, на ней нужно применить совмещенные днища баков.

В общем думаю что по абсолютной стоимости такой метановый 70-тонник всего с 2 двигателями будет сопоставим с 40-тонником с 5 НК-33-1 на первой ступени и одним водородником РД-0120 на второй.

[mrvyrsky]

дубль

[mrvyrsky]

А мы абсолютную (и относительную) стоимость ещё понизим.
Например применением единого топлива на двух ступенях (ПН без водорода упадет, но для коммерческих пусков всё равно будет более чем достаточной).
Поскольку двигатели с малым давлением в КС имеют небольшой УИ, керосин в качестве единого топлива в данном случае не годится. Лучше метан - у него УИ повыше. Можно рассчитывать получить УИ двигателя первой ступени у Земли в районе 300 с, а двигателя второй ступени в пустоте ~ 350-360 c.
А двигатель второй ступени можно получить, "четвертовав" четырехкамерный двигатель первой ступени (как РД-190 получили из РД-170), и применив на нем высотное сопло. Тогда стоимость разработки и производства двигателей ещё более снижается.
Упрощается система заправки единым топливом.

К тому же сам метан дешев (важное преимущество для ракеты, которой для заправки требуются тысячи тонн топлива).
А ТНА на водороде трудно сделать большой производительности (что является основным принципом при проектировании 70-тонника - мало двигателей, но больших) - из-за малой плотности водорода для его перекачки в больших количествах нужны очень высокооборотные насосы.

Ракету можно делать диаметром 7,7 метров, как блок "Ц" Энергии. Вторая метановая ступень будет при таком диаметре короткой, на ней нужно применить совмещенные днища баков.

В общем думаю что по абсолютной стоимости такой метановый 70-тонник всего с 2 двигателями будет сопоставим с 40-тонником с 5 НК-33-1 на первой ступени и одним водородником РД-0120 на второй.

Вообще, идея противоречит почти всему опыту нашего двигателестроения. Наша школа нацелена на выжимание всего, даже когда это противопоказано...
А использование твердотопливных бустеров Вы не рассматриваете?

[mrvyrsky]

дубль

[Shestoper]

Вообще, идея противоречит почти всему опыту нашего двигателестроения. Наша школа нацелена на выжимание всего, даже когда это противопоказано...
А использование твердотопливных бустеров Вы не рассматриваете?

Я понимаю, что противоречит. Я не от хорошей жизни пошел на снижение давления в КС. Просто для сверхтяжелых носителей нужны двигатели большой тяги, чем больше - тем лучше (снижается стоимость, растет надежность).
При большой тяге двигателя и высоком давлении мощность ТНА нужна запредельная (мощность ТНА РД-170 приближается к самым мощным в мире газовым турбинам). К тому же при росте давления в КС более 150 атм УИ растет незначительно.
А ведь ТНА - самая сложная и дорогая часть двигателя.
Именно потому РДТТ дешевле (несмотря на то, что кг твердого топлива намного дороже жидкого), что там нет подвижных деталей, работающих под большими нагрузками - турбин и насосов.
ТНА состоит из множества деталей, которые требуют очень тщательной мех. обработки. Поэтому трудоемкость изготовления одного большого ТНА меньше, чем нескольких маленьких.
Отсюда очевиден путь снижения стоимости ракеты: применять двигатели умеренного давления (мощность ТНА на единицу тяги мала), и при этом обходится минимальным количеством максимально мощных ТНА (в идеале - один на ступень).

Думаю что в стоимости такая первая ступень сможет поспорить с ТТУ.
ТНА на ступени только один, а топливо намного дешевле твердого, да и массовое совершенство повыше.
И на верхние ступени ТТУ не годятся из-за малого УИ (или будет очень маленькая ПН) - а это значит, что для ракеты нужно будет развивать и жидкостную инфраструктуру, и твердотопливную, тоже дополнительные расходы.

К тому же ТТУ мне не нравятся из-за крайней неэкологичности продуктов сгорания. Если массово пускать сверхтяжелые носители (чего я и добиваюсь снижением стоимсти) - загадим атмосферу при использовании ТТУ, озон выжгем.

ТТУ выигрывают у нынешних ЖРД в тяге и стоимости изготовления, но проигрывают по ХС (из-за низкого УИ и массового совершенства) и экологичности топлива.
Можно попытаться спроектировать ЖРД по принципу: максимум тяги за минимальные деньги. УИ таких ЖРД несколько снизится, но массовое совершенство и экологичность всё равно будет выше, чем у ТТУ.
А метан позволит скомпенсировать падение УИ и ещё больше снизить стоимость.

[oby1]

А как насчёт акустической нагрузки у супер-ракеты?
На форуме где-то было,что акустика ограничивает
сверху массу РН,вроде как Энергия и Сатурн-5 были
близки к пределу,после которого наращивать массу
неэффективно,нужно упрочнять и т.д.

[Shestoper]

А как насчёт акустической нагрузки у супер-ракеты?
На форуме где-то было,что акустика ограничивает
сверху массу РН,вроде как Энергия и Сатурн-5 были
близки к пределу,после которого наращивать массу
неэффективно,нужно упрочнять и т.д.

Не совсем так. У ракет в весовой категории Энергии действительно доля ПН близка к максимуму, а для более крупных ракет начинает постепенно снижаться (конструкция утяжеляется).
Однако ведь успешно летают 200-тонные, и 400-тонные, и 600-тонные носители, хотя их мю ПН меньше, чем достижима для ракет масой 2-3 тысячи тонн.
Так что ничто не мешает сделать ракету массой 5-7 тысяч тонн, выводящую может и не рекордную относительно своего веса ПН, но весьма большую в абсолютном выражении - 200-300 тонн.
Во всяком случае проект "Вулкана" массой 4700 тонн был детально проработан, и сомнений в его технической реализуемости у Глушко не было. Да и летавшая Н-1 имела тягу первой ступени 4500 тонн (самая мощная из построенных ракет) - на 25% мощнее Сатурна.
Ракеты с ТТУ, имеющие более прочный корпус, слабее испытывают влияние аккустических нагрузок. Ракета с твердотопливной первой ступенью может быть и более 10 тысяч тонн. Правда её мю ПН будет небольшой не только из-за аккустических нагрузок, но и из-за низкого УИ ТТУ.
Кстати, аккустическое воздействие, создаваемое реактивной струей двигателя, пропорционально 4 степени скорости истечения. Так что для минимизанции аккустических нагрузок высокий УИ на первой ступени невыгоден.

[ratte07]

А использование твердотопливных бустеров Вы не рассматриваете?

Все же твердое топливо сильно дороже керосина. Может самое дорогое. Простой ЖРД открытой схемы по цене вполне может конкурировать с РДТТ.

[ratte07]

Отсюда очевиден путь снижения стоимости ракеты: применять двигатели умеренного давления (мощность ТНА на единицу тяги мала), и при этом обходится минимальным количеством максимально мощных ТНА (в идеале - один на ступень).

В пределе - с вытеснительной подачей?

[ratte07]

ТТУ выигрывают у нынешних ЖРД в тяге и стоимости изготовления...

Мотанные еще не известно выигрывают ли в стоимости. Вон углепластиковые ГО очень дорогие. Тяга да, большая, но оказывается в больших РДТТ НЧ-колебания.

[ratte07]

У ракет в весовой категории Энергии действительно доля ПН близка к максимуму, а для более крупных ракет начинает постепенно снижаться (конструкция утяжеляется).

Пока рекорд все же у куда более легкого Атласа 3.

[ratte07]

Во всяком случае проект "Вулкана" массой 4700 тонн был детально проработан, и сомнений в его технической реализуемости у Глушко не было.

Гладко было на бумаге...

[Shestoper]

У ракет в весовой категории Энергии действительно доля ПН близка к максимуму, а для более крупных ракет начинает постепенно снижаться (конструкция утяжеляется).

Пока рекорд все же у куда более легкого Атласа 3.

Энергия не оптимизировалась под максимум ПН (низкое весовое совершенство первой ступени, слишком крупная вторая, боковое размещение ПН). САтурн-5, предельно вылизанная в смысле весовоего совершенства, имела движки с низким УИ. Н-1 была вообще без водорода и с подвесными баками. Неудивительно что рекорд у Атласа.

[Shestoper]

Во всяком случае проект "Вулкана" массой 4700 тонн был детально проработан, и сомнений в его технической реализуемости у Глушко не было.

Гладко было на бумаге...

Всё-таки на бумаге прорабатывала команда Глушко,  а не дилетанты вроде нас    Так что их рассчетам я доверяю.
Губанов в книге "Триумф и трагедия Энергии" писал, что аккустические нагрузки при старте Вулкана детально просчитывались, УКСС строили именно под Вулкан (как самый тяжелый носитель в линейке Глушко). В частности, если Энергия может в принципе стартовать без подачи воды в струи двигателей, то Вулкан - только с подачей, иначе неизбежны повреждения ракеты.

[Shestoper]

ТТУ выигрывают у нынешних ЖРД в тяге и стоимости изготовления...

Мотанные еще не известно выигрывают ли в стоимости. Вон углепластиковые ГО очень дорогие. Тяга да, большая, но оказывается в больших РДТТ НЧ-колебания.

Да, не случайно у ТТУ Шаттла стальные корпуса. Такая бандура из углепластика - я даже боюсь думать сколько будет стоить.

Правда для сверхтяжелых ракет у ТТУ есть важное преимущество - они хорошо переносят аккустические нагрузки. Но это преимущество становится решающим только для ракет массой ~ 10 кт.