40-тонник: ищем оптимальное решение.

[Александр Ч.]

Цена на углеводороды растет, потому конверсионный водород и доражает. Несколько лет назад, ЕМНИП, курчатовцы делали доклад по связке АЭС и производства водорода, обещали смешную цену в 1,5руб.

[Moron]

Цена на углеводороды растет, потому конверсионный водород и доражает. Несколько лет назад, ЕМНИП, курчатовцы делали доклад по связке АЭС и производства водорода, обещали смешную цену в 1,5руб.

А каким способом? Случайно не термическим разложением воды?  :twisted:

[MGouchkov]

В указанном вами диапазоне давлений еще возможно применение открытой схемы, а закрытая схема при этих давлениях отнюдь не является предельной. Этак и НК-33 можно в предельные записать.

При существующем темпе пусков многоразовость не нужна.

ТТУ не дешевле ЖРД, они теоретически надежнее, сравнительно проще создавать двигатели больших тяг, плюс обеспечение поддержки оборонной промышленности. К тому же за рубежом нет опыта разработки керосинок замкнутой схемы, а у многих и незамкнутой тоже.

И как тут поможет многоразовость?

 Про "диапазон давлений и НК33": На "балансере" приводили авторитетное мнение о том, что сложность керосиновых ЖРД начинает значимо расти если давление выше 110ти атм. C метаном вероятно несколько легче,- 120, возможно- до 140ка (из НИР'а).
 НК33,- замкнутый, и какое у него давление,- 160атм, если верно помню,- между ТНА и камерой,-  больше 200от,- да, предельный, но такой предельный, конструкция которого вылизана и оптимизирована используя опыт и ресурсы программы Н-1.

 Про многоразовость и частоту пусков,- А ответить контраргументам "обоснования ненужности"? :twisted:
 
 Про ТТУ и "уникальный российский опыт замкнутых ЖРД": В США наличествуют все бумаги и технологии для производства РД-180. Почему не делают 1ые с ним американского производства? Военное производство ТТУ и так поддержмвается сейчас- ТТУ "Шаттла", а дальше- "Аресом".

Про  "то, как помогает многоразовость против роста накладных расходов":  Меньше двигателей надо в соответствующих интенсивности пусков полулабораторных объмах делать. А вот межполётному регламенту такая организация работ как раз соответствует.
 Всё наоборот: Если бы как раз  потребная интенсивность пусков "оптимистично" росла бы, то и при обороте многоразовых ДУ, до думаю _самого_ максимума- 8ми пусков в год, они и ресурс бы свой в 25полётов за чуть голее чем три года расходовали бы, и делать новые приходилось бы почти на потоке, и организация межполётного обслуживания зашивалась бы.
 Тут как раз вопрос, а не исключить ли межполёт используя одноразовые уместен бы был.

[MGouchkov]

Цена на углеводороды растет, потому конверсионный водород и доражает. Несколько лет назад, ЕМНИП, курчатовцы делали доклад по связке АЭС и производства водорода, обещали смешную цену в 1,5руб.

 Рост цен на углеводороды, как приближает перспективу выгодности разработки газогидтатов, так через рост цен на энергоносители вообще может обострять проблемы с топливом и для АЭС.
 Даже если топливо ядерного распада посчитать в подобном расчёте "бесплатным из спецБЧ", то вопрос о том, что при технологиях современных реакторов распада, оставить в ТВЭл'е 85%- "чернобыле череповато", а надо больше, всё равно реальную эффективность такой энергетики делает в аспекте ресурсов топлива сильно менее выгодной чем в рекламе.  
 Меня до сих пор интересуют проработки по в частности газофазным и топичным РД, и наземным энергоустановкам именно с точки зрения того, что при этом подходе возможно оперативно корректировать химсостав в активной зоне.
 C водородом,- и в наземной энергетике- главная проблема технологии хранения. Всё варианты, или просто сложнее и при том тяжёлые, или очень сложны или очень недешевы, а зачастую и то и то вместе.
 Даже с электрохимическими генераторами для автомобилей, стали думать о либо получении водорода из некоего удобного жидкого соединения (метанола) на самом ам, либо о другом веществе в сам ЭХГ (интересно имхо, читал что вроде бы получился эхг на пропане).

[Александр Ч.]

А каким способом? Случайно не термическим разложением воды?  :twisted:

Говорили  про оба метода и паровую конверсию метана. С каким именно связывали дешивизну производства водорода точно уже не помню, склероз. Поищите по фамилии Понамарев-Степной.

[fagot]

Про "диапазон давлений и НК33": На "балансере" приводили авторитетное мнение о том, что сложность керосиновых ЖРД начинает значимо расти если давление выше 110ти атм. C метаном вероятно несколько легче,- 120, возможно- до 140ка (из НИР'а).
НК33,- замкнутый, и какое у него давление,- 160атм, если верно помню,- между ТНА и камерой,- больше 200от,- да, предельный, но такой предельный, конструкция которого вылизана и оптимизирована используя опыт и ресурсы программы Н-1.

Хорошо, что создатели его, а так же РД-120 и РД-0124 не читали этого "авторитета".

Про ТТУ и "уникальный российский опыт замкнутых ЖРД": В США наличествуют все бумаги и технологии для производства РД-180. Почему не делают 1ые с ним американского производства?

Потому что для ускорителя он переразмерен, годится только для тяжелого варианта, но тут и Дельты-4Н более чем достаточно. И зачем бы они стали делать его сами, пока можно купить в России. Но вообще РД-180 предельный перенапряженный двигатель и вовсе не является примером оптимальной дешевой керосинки.

Военное производство ТТУ и так поддержмвается сейчас- ТТУ "Шаттла", а дальше- "Аресом".

Мощности, позволяющие при необходимости делать сотни МБР в год, не так-то легко поддержать. И поддержка это не единственная причина, как я уже говорил, но дешевизна тут не при чем.

Про многоразовость и частоту пусков,- А ответить контраргументам "обоснования ненужности"? :twisted:

На форуме уже неоднократно обосновывали, только все обычно остаются при своем мнении. И на что контраргументы, вот на этот перл? :

Про "то, как помогает многоразовость против роста накладных расходов": Меньше двигателей надо в соответствующих интенсивности пусков полулабораторных объмах делать. А вот межполётному регламенту такая организация работ как раз соответствует.
Всё наоборот: Если бы как раз потребная интенсивность пусков "оптимистично" росла бы, то и при обороте многоразовых ДУ, до думаю _самого_ максимума- 8ми пусков в год, они и ресурс бы свой в 25полётов за чуть голее чем три года расходовали бы, и делать новые приходилось бы почти на потоке, и организация межполётного обслуживания зашивалась бы.
Тут как раз вопрос, а не исключить ли межполёт используя одноразовые уместен бы был.

[Лютич]

А каким способом? Случайно не термическим разложением воды?  

Им самым.
У разрабатываемых реакторов пятого поколения одно из двух требований как раз - температуры выше 600 град, чтобы иметь побочный термохимический водород.

[Moron]

А каким способом? Случайно не термическим разложением воды?  

Им самым.
У разрабатываемых реакторов пятого поколения одно из двух требований как раз - температуры выше 600 град, чтобы иметь побочный термохимический водород.

Поискал вчера, действительно предлагают или термическое разложение воды, или конверсия из СН4 (пар генерит реактор).

[Александр Ч.]

А каким способом? Случайно не термическим разложением воды?  

Им самым.
У разрабатываемых реакторов пятого поколения одно из двух требований как раз - температуры выше 600 град, чтобы иметь побочный термохимический водород.

Если использовать йод и нитриты можно температуру до 450° понизить.

[MGouchkov]

.

НК33,- замкнутый, и какое у него давление,- 160атм, если верно помню,- между ТНА и камерой,- больше 200от,- да, предельный, но такой предельный, конструкция которого вылизана и оптимизирована используя опыт и ресурсы программы Н-1.

Хорошо, что создатели его, а так же РД-120 и РД-0124 не читали этого "авторитета".

Но вообще РД-180 предельный перенапряженный двигатель и вовсе не является примером оптимальной дешевой керосинки.

На форуме уже неоднократно обосновывали, только все обычно остаются при своем мнении. И на что контраргументы, вот на этот перл? :

Про "то, как помогает многоразовость против роста накладных расходов": Меньше двигателей надо в соответствующих интенсивности пусков полулабораторных объмах делать. А вот межполётному регламенту такая организация работ как раз соответствует.
Всё наоборот: Если бы как раз потребная интенсивность пусков "оптимистично" росла бы, то и при обороте многоразовых ДУ, до думаю _самого_ максимума- 8ми пусков в год, они и ресурс бы свой в 25полётов за чуть голее чем три года расходовали бы, и делать новые приходилось бы почти на потоке, и организация межполётного обслуживания зашивалась бы.
Тут как раз вопрос, а не исключить ли межполёт используя одноразовые уместен бы был.

[/quote]

На форумах я видел дискусии только со сторнниками АКС, и относительно таких систем, подход к тому, как связаны интенсивность пусков и эффективность системы, который декларируете вы и здесь представляется уместным. Мой "перл", о том что я говорил об РКС другого типа, нежели "космоаэропланы", и автоматический перенос суждения- неуместен.
 Если вы можете поделиться ссылкой на обсуждение аналогиного, кроме "космического такси"- с восприму с благодарностью и вниманием.

 Касательно двигателей: Своим примером РД-120 и 0124, вы упредили мой вопрос, о том что же такое вы подразумеваете под "дешёвой керосинкой" (турбонасосной, при том)- РД-107/108,  F-1, или НК-33, "дешевизна" которого, произведённого до 1974ого года от того, что затраты по  нему списаны вместе с прогаммой Н-1?
  Если РД-120,- "дешёвая керосинка"- от вопросов вам отказываюсь  (не говоря уж о том, какой из ступеней "средней РН" этот РД соответствует по тяге и соплу)

[fagot]

Если вы можете поделиться ссылкой на обсуждение аналогиного, кроме "космического такси"- с восприму с благодарностью и вниманием.

Где-то на форуме обсуждали целесообразность 5-кратного использования УРМов Ангары-5 и их парашютного спасения при посадке на воду. Кажется, в теме про дальневосточный космодром.

Касательно двигателей: Своим примером РД-120 и 0124, вы упредили мой вопрос, о том что же такое вы подразумеваете под "дешёвой керосинкой" (турбонасосной, при том)- РД-107/108, F-1, или НК-33, "дешевизна" которого, произведённого до 1974ого года от того, что затраты по нему списаны вместе с прогаммой Н-1?

Опыт по НК-33 значит списан вместе с затратами? Создать на основе его камер 600-тонник теперь гораздо проще, чем в свое время было создать сам НК-33.

Если РД-120,- "дешёвая керосинка"- от вопросов вам отказываюсь (не говоря уж о том, какой из ступеней "средней РН" этот РД соответствует по тяге и соплу)

Да отказывайтесь пожалуйста, для какой ступени предназначен, той и соответствует. А предельные двигатели начинаются после 200 атмосфер.

[Shestoper]

Опыт по НК-33 значит списан вместе с затратами? Создать на основе его камер 600-тонник теперь гораздо проще, чем в свое время было создать сам НК-33.

Что за стремление делать двигатели через анус, и вполне приемлимую для однокамерного двигателя тягу в 600 тонн создавать на основе 4-камерного с гораздо более сложной системой трубопроводов?

[fagot]

Что за стремление делать двигатели через анус, и вполне приемлимую для однокамерного двигателя тягу в 600 тонн создавать на основе 4-камерного с гораздо более сложной системой трубопроводов?

Такие вот мы ретрограды А в целом получается разумное сочетание уже освоенного и имеющегося (КС) с требующим новой разработки, но так же из освоенного диапазона (ТНА).

[Дмитрий В.]

Что за стремление делать двигатели через анус, и вполне приемлимую для однокамерного двигателя тягу в 600 тонн создавать на основе 4-камерного с гораздо более сложной системой трубопроводов?

"Что-то мне подсказывает", что система трубопроводов - это не самое сложное в ЖРД :wink:

[Shestoper]

"Что-то мне подсказывает", что система трубопроводов - это не самое сложное в ЖРД :wink:

Не самое сложное. Самое сложное - ТНА с газогенератором, от которого на первой ступени я предложил вообще избавится  :wink:
Но каждая лишняя труба - это дополнительные сварные соединения. Это увеличение трудоемкости (в том числе за счет дефектоскопии) и снижение надежности. Если что-то может сломаться, оно сломается.

Конечно когда нужен двигатель с тягой более 1000 тонн, тут одной камерой никак не обойтись (точнее одной камерой традиционной формы). Нужна либо многокамерность, либо кольцевая КС, либо линейная.
Упорное нежелание нашего двигателестроения осваивать камеры тягой больше 200 тонн удручает. По-моему со времен Лунной гонки и глушковского РД-270 к большим камерам не возвращались.

Американцам хорошо - у них отработан надежный ТТУ тягой 1500 тонн. От 2 до 8 таких ТТУ поднимут любой мыслимый сверхтяжелый носитель. А на второй ступени такая огромная тяга уже не нужна, можно обходиться движками привычной размерности.
Поэтому сейчас США при желании и наличии средств могут быстро развернуть любую амбициозную программу типа Лунной базы.
Неизвестно, пойдут ли они на это (особенно в свете трудностей с экономикой). Но техническая возможность быстрого создания Ареса-5 на базе технологий Шаттла ни у кого сомнений не возникает.

У нас такой возможностью отработать мощные, надежные и недорогие двигатели может стать 40-тонник.
Если создавать его как тандем с одним двигателем на ступень - движки будут как раз очень подходящие для супертяжей, по размерности практически на границе технической реализуемости.
Конечно если унифицировать 40-тонник с более легкими носителями, можем получить хороший ряд РН для сегодняшних и завтрашних нужд.
Но унификация 40-тонника с ещё не созданными супертяжами - позволит упростить решение задач на послезавтра.

[RadioactiveRainbow]

Лично мое мнение - для серьезного ЖРД самое сложное - система управления и регулирования. Точнее - её реализация в металл и пластик.

[Дмитрий В.]

У нас такой возможностью отработать мощные, надежные и недорогие двигатели может стать 40-тонник.
Если создавать его как тандем с одним двигателем на ступень - движки будут как раз очень подходящие для супертяжей, по размерности практически на границе технической реализуемости.
Конечно если унифицировать 40-тонник с более легкими носителями, можем получить хороший ряд РН для сегодняшних и завтрашних нужд.
Но унификация 40-тонника с ещё не созданными супертяжами - позволит упростить решение задач на послезавтра.

1.Ох-хо-хо... И какой тяги должен быть такой ЖРД для первой ступени. Ладно, не вдаваясь в крайности (типа ВСП или супернавороченного ЖРД с давлением в КС 300 атм и раздвижным сопловым насадком), рассмотрим вариант применения однокамерного ЖРД с умеренными параметрами. Пусть это будет керосиновый двигатель открытой схемы (хотя, может статься, что нашим конструкторам проще и дешевле отработать ЖРД замкнутой схемы :roll: ) с давлением в КС порядка 90-100 атм. Вторая ступень - водородная. Навскидку стартовая масса ракеты составит минимум 700-800 т. Иными словами тяга ЖРД 1-й ступени должна быть не менее 1000 т. Стендов для отработки ЖРД такой размерности нет, их надо строить заново, либо существенно модернизировать имеющиеся. Затраты огромны. При ОСИ такой ЖРД сожжет топлива минимум вчетверо больше, чем ЖРД тягой 250 тс (если ДУ была четырехдвигательной). Впрочем отработка 4-хкамерника такой же тяги будет не дешевле. Можно полагать, что стоимость разработки однокамерного 1000-тонника будет втрое-вчетверо дороже, чем отработка однокамерного 250-тонника. Оправдаются ли эти затраты за счет более низкой стоимости производства? Зависит от количества пусков. Надо учесть еще и тот факт, что производственные мощности для такого гиганта придется создавать заново.
2.По поводу унификации с несуществующими сверхтяжелыми РН - вообще сомнительно. Предположим, из модуля 40-тонника можно будет создать носитель с ПГ 200-250 т. Сколько полетов в год будет делать такой монстр?

[Shestoper]

1.Ох-хо-хо... И какой тяги должен быть такой ЖРД для первой ступени. Ладно, не вдаваясь в крайности (типа ВСП или супернавороченного ЖРД с давлением в КС 300 атм и раздвижным сопловым насадком), рассмотрим вариант применения однокамерного ЖРД с умеренными параметрами. Пусть это будет керосиновый двигатель открытой схемы (хотя, может статься, что нашим конструкторам проще и дешевле отработать ЖРД замкнутой схемы :roll: ) с давлением в КС порядка 90-100 атм. Вторая ступень - водородная. Навскидку стартовая масса ракеты составит минимум 700-800 т. Иными словами тяга ЖРД 1-й ступени должна быть не менее 1000 т. Стендов для отработки ЖРД такой размерности нет, их надо строить заново, либо существенно модернизировать имеющиеся. Затраты огромны. При ОСИ такой ЖРД сожжет топлива минимум вчетверо больше, чем ЖРД тягой 250 тс (если ДУ была четырехдвигательной). Впрочем отработка 4-хкамерника такой же тяги будет не дешевле. Можно полагать, что стоимость разработки однокамерного 1000-тонника будет втрое-вчетверо дороже, чем отработка однокамерного 250-тонника. Оправдаются ли эти затраты за счет более низкой стоимости производства? Зависит от количества пусков. Надо учесть еще и тот факт, что производственные мощности для такого гиганта придется создавать заново.

Я планировал 4-камерный двигатель тягой 1500 тонн (или одна камера с центральным телом, что предпочтительнее).
Стартовая масса носителя 1000 тонн, ПН 50 тонн, тяговооруженность 1,5.
Давление - да, 90-100 атмосфер.
Стенд конечно понадобится новый, такой движок будет жечь не по детски  
Что касается количества пусков - только 40-тонник (точнее 50-тонник) может при грамотной коммерческой раскрутке дать серию не меньше 200 двигателей первой ступени.
Плюс несколько десятков пусков сверхтяжелого носителя - это ещё 200-300 двигателей (тут количество сильно зависит от размаха космических программ).

2.По поводу унификации с несуществующими сверхтяжелыми РН - вообще сомнительно. Предположим, из модуля 40-тонника можно будет создать носитель с ПГ 200-250 т. Сколько полетов в год будет делать такой монстр?

Зависит от того, для чего мы будем его использовать. Если для снабжения Лунной базы - минимум два пуска в год (а на этапе создания - ещё 5-6 пусков).
Время от времени будут разовые нагрузки - сверхтяжелые АМС, модули орбитальной станции следующего поколения (удобнее вывести станцию за 2-3 пуска, а не строить десяток лет), элементы складных антен большого диаметра для космических радиотелескопов, модули корабля для марсианской экспедиции.

Такой носитель будет востребован, если действительно развивать космонавтику, а не только демонстрировать картинки на пресс-конференциях.
Пока создадим под сверхмощный двигатель производственную и испытательную базу, пока его отработаем, пока 40-тонник доведем до ума - как раз у России могут появится возможности для амбициозных космических программ. А если не появятся лет через 10-15, то вряд ли вообще российская космонавтика выживет.

[SpaceR]

...рассмотрим вариант применения однокамерного ЖРД с умеренными параметрами. Пусть это будет керосиновый двигатель открытой схемы (хотя, может статься, что нашим конструкторам проще и дешевле отработать ЖРД замкнутой схемы :roll: ) с давлением в КС порядка 90-100 атм. Вторая ступень - водородная. Навскидку стартовая масса ракеты составит минимум 700-800 т. Иными словами тяга ЖРД 1-й ступени должна быть не менее 1000 т.

Дмитрий, не споря с Вашими выводами, хочу уточнить:
Вы всерьёз считаете возможным сделать 40-тонник при массе всего 700 (пусть даже 800) тонн, де ещё и на движках ОТКРЫТОЙ схемы ??  :shock:

[Shestoper]

На РД-170 при стартовой массе 660 тонн и второй водородной ступенью массой 180 тонн (с пустотным УИ 460 с) у меня получалась ПН в районе 38 тонн. Но для этого нужны высокие УИ на обеих ступенях.

Получить ПН 40 тонн можно при стартовой массе 800 тонн, УИ первой ступени у земли 290 с, пустотном УИ второй ступени 440 с. Массовое совершенство первой ступени 0,065, второй - 0,1. Тяговооруженности соответственно 1,4 и 1,2.

В общем даже тяги 1000 тонн при открытой схеме хватит, чтобы вытащить если не 40, то 35 тонн точно.
Но лучше тягу двигателя иметь не меньше 1200 тонн, а ещё лучше 1500 - чтобы спокойно вытаскивать 45-50 тонн.
К тому же ЖРД открытой схемы с тягой 1000 тонн не так сильно отличается от РД-170 - это снижает мотив для его разработки. Кроме повышенной надежности и сниженной цены, перед РД-170 у него не будет особых преимуществ.
А 1200-1500 тонн - это уже другой класс по тяге, он дает новые возможности.

Это собственно возвращение к первоначальному виду семейства РЛА Глушко. РЛА-120 - двухступенчатый тандем массой 980 тонн с ПН 30 тонн, по одному двигателю на ступень. Только два изменения: на второй ступени водород, за счет чего ПН возрастает до 45 тонн, и применение ненапряженных, дешевых и надежных двигателей открытой схемы (Глушко как двигателист любил двигатели с предельными параметрами, даже в ущерб эксплуатационным свойствам носителя как системы).
В своё время Глушко пошел на уменьшение самого легкого носителя в своём "модельном ряду" до размеров Зенита, так как в стране не было стендов для отработки двигателей мощнее 800 тонн.
ПМСМ, если бы он вместо напряженного РД-170 с кислым генераторным газом (из-за чего были большие проблемы с отработкой ТНА) разрабатывал 1200-тонный ненапряженный ЖРД открытой схемы со сладким ТНА (предварительно потратив средства на создание стендов) - суммарный расход средств был бы тот же, а пользы для страны больше: для сверхтяжелых носителей важнее цена, тяга и надежность двигателя, а не дополнительная пара десятков секунд УИ.