«Виктория-К» третье пришествие сверхтяжелых

[fagot]

И что за характер у этих аварий? давайте перечислим подробно все аварии РД-171 и близких модификаций.

Прогар различных агрегатов из-за "посторонних частиц".

Чем же характер этих аварий отличается от аварий НК-15 на 1й, 2й и 4й попытках запуска Н-1, где на ракете происходили взрывы и пожары двигателей, не столь уж значительно отличающихся от пресловутых НК-33?

Не вдаваясь в спор о 1-м и 4-м пусках, отличие было в криво спроектированном ТНА НК-15 из-за недостатка опыта, за РД-171 ничего такого не замечено.
 

Я не раз утверждал выше, и подкреплял аргументами, что характер аварии РД-171 не связан с величиной давления. Потому что водородный насос SSME находится в более тяжёлых условиях (и по окружной скорости, и по частоте вращения, и по времени работы, и по характеру перекачиваемой жидкости), но никто не упрекает в перенапряжённости SSME за это. В ответ слышу лишь риторические вопросы и рассуждения в духе, а вот как оно растянется, зацепит и взорвётся. Почему в SSME не растягивается и не взрывается? Кстати, у него и кислородный насос работает в сравнимых условиях, и давление в КС 210 атмосфер.

У SSME сладкий газ в ГГ, в котором ничего не горит, равно как и в жидком водороде, а давление ниже, чем у РД-171, поэтому опасность возгорания в кислородном насосе ниже. Ну и в конце-концов даже если все объяснять высокой культурой производства, надо учитывать местные реалии и не делать двигатели, требующие слишком высокой культуры.

Опять риторические вопросы. Если энергомаш такое утверждает, то он, безусловно, врёт.

Вот, никому нельзя верить.

[Diy]

Откуда данные?

Из формулы Циолковского. Но вы можете обратиться и к владельцам спредшита для большей точности.

Так и я по формуле Циолковского. Откуда разброс в 4 раза?

Что-то я засомневался, что цена движка высокого давления будет выше, чем низкого. Вот посмотрите, ведь меньшее давление в КС - больше сама КС, зато тоньше стенки, а большее давление - меньше КС, но толще стенки. По цене наверняка одинаково выходит. Потом ТНА у высоконагруженного движка сложный из-за высокого давления в КС, а у малонагруженного - из-за больших объемов топлива к перекачке. Так не одно и то же ли это по цене? (Могу заблуждаться, т.к. не специалист).

Стоимость двигателя определяется не стоимостью материалов и площадью стенок, а технологиями, которые для напряженного движка сложные и дорогие. На сколько больше объемы топлива, я уже сказал, и они не усложняют двигатель.

Чем же технологии сложные и дорогие?  Что б сделать насосный диск прочнее на разрыв? Это не сделает двигатель заметно дороже.

[fagot]

Так и я по формуле Циолковского. Откуда разброс в 4 раза?

Ну приведите расчет.

Чем же технологии сложные и дорогие?  Что б сделать насосный диск прочнее на разрыв? Это не сделает двигатель заметно дороже.

Тут долго рассказывать, у Губанова это неплохо описано. С ростом давления растут проблемы с вопламеняемостью материалов в среде кислорода, обеспечением прочности деталей при сохранении приемлемой массы и габаритов, проблемы с охлаждением и т.д. и т.п.

[mrvyrsky]

Ну по законам рынка все равно массовое производство приведет к резкому обвалу цены... Как вы думаете, сколько ваша ЭВМ (настольная) стоила бы в 1985 году?

Вы предлагаете выпускать по миллиону РД-171М в год?

Ну зачем же? Главное выпускать движки много по отношению с спросу...

Это как раз и есть 6-8 штук в год...

[Андрей Суворов]

И что за характер у этих аварий? давайте перечислим подробно все аварии РД-171 и близких модификаций.

Прогар различных агрегатов из-за "посторонних частиц".

Каких "различных агрегатов"? отказ БЦВМ происходит тоже по вине РД-171? Где список аварий зенита по причине отказа двигателя?

отличие было в криво спроектированном ТНА НК-15 из-за недостатка опыта, за РД-171 ничего такого не замечено.

ТНА НК-33 отличается от ТНА НК-15 в основном увеличенным диаметром подшипников, увеличенными зазорами в кислородном насосе и введённым узлом разгрузки радиального упорно-опорного подшипника.  Остальные мероприятия, направленные на увеличение ресурса двигателя, мало затронули кислородный насос, вызвавший большинство взрывов НК-15 на стенде.

У SSME сладкий газ в ГГ, в котором ничего не горит, равно как и в жидком водороде, а давление ниже, чем у РД-171, поэтому опасность возгорания в кислородном насосе ниже.

Ну опять двадцать пять! Кислородный насос не знает, что после него, форсуночная головка или газогенератор! Если бы прогорал газогенератор, турбина, газовод или что ещё, где идёт горячий кислый газ, то ваши аргументы имели бы значение, но последняя авария РД-171 никак не связана ни с давлением в камере сгорания, ни с давлением за насосом, ни с окислительной схемой. И, что, 210 атм в КС ещё можно, а 250 уже ни-ни?

Так когда была предыдущая авария "Зенита" по вине именно РД-171?

[Shestoper]

Ну опять двадцать пять! Кислородный насос не знает, что после него, форсуночная головка или газогенератор! Если бы прогорал газогенератор, турбина, газовод или что ещё, где идёт горячий кислый газ, то ваши аргументы имели бы значение, но последняя авария РД-171 никак не связана ни с давлением в камере сгорания, ни с давлением за насосом, ни с окислительной схемой. И, что, 210 атм в КС ещё можно, а 250 уже ни-ни?

У SSME весь кислород проходит через первую ступень насоса под давлением 32 МПа. После чего большая часть кислорода идет в КС, а меньшая - через вторую малорасходную ступень насоса (с давлением 53 МПа) в ГГ.

У РД-170 намного больший объем кислорода надо прокачать под давлением 60,2 МПа.

[Diy]

Так и я по формуле Циолковского. Откуда разброс в 4 раза?

Ну приведите расчет.

Ну сначала я считал совсем грубо - без 2-х ступеней, получалась экономия топлива 25%. А после пересчета на 2 ступени и того пуще - экономия 46,6%!!! Чай Глушко не дурак был (каким вы его хотите представить).

Расчет.

Допустим надо вывести на орбиту высотой 250 км спутник весом 12,5 т. M0 = 12,5. Уд. импульс первой ступени с РД-170 I1=3370 м/с, второй - I2=3500 м/с.

Я использую несколько упрощенную модель, предполагая, что оношение массы топлива к массе конструкции ступени k=9.

ХС 1-й и 2-й ступеней v=4179,7 м/с.
exp^(v/I1)=3,45; exp^(v/I2)=3,3.

Масса топлива 2-й ступени :
Mт2=(M0*k*(exp^(v/I2)-1))/(k+1-exp^(v/I2)) = 38,61 т.
Масса топлива 1-й ступени :
Mт1=((M0+(Mт2+Mт2/k))*k*(exp^(v/I2)-1)))/(k+1-exp^(v/I2)) =186,49 т.

Аналогично для НК-33  (I2=I1=2970м/с) имеем:
Mт2=58,53 т. Mт1=363,02 т.

Отсюда экономия топлива с РД-170 = 1-((Mт2РД+Mт1РД)/(Mт2НК+Мт1НК)) = 0,466 = 46,6 %.

Чем же технологии сложные и дорогие?  Что б сделать насосный диск прочнее на разрыв? Это не сделает двигатель заметно дороже.

Тут долго рассказывать, у Губанова это неплохо описано. С ростом давления растут проблемы с вопламеняемостью материалов в среде кислорода, обеспечением прочности деталей при сохранении приемлемой массы и габаритов, проблемы с охлаждением и т.д. и т.п.

Ну напылите золото на детали - не сильно дорого. А чем трудно обеспесить прочность детелей? А что проблемы с охлаждением? Криогенные жидкости текут (если я правильно понимаю).

[Андрей Суворов]

Ну, то есть, проблема РД-170 в том, что он - один большой двигатель, а SSME - у каждой камеры свой ТНА?
Или вы настаиваете, что склонность к возгоранию пропорциональна давлению на выходе? Если она пропорциональна расходу, то в ТНА Ф-1 расход был практически такой же. Ну, а, с другой стороны, тогда у РД-180, и, тем более, РД-191, проблем с этим быть не должно Если же вы считаете, что она пропорциональна давлению, то малость второй ступени не должна её спасать от возгораний - ведь при уменьшении размера ротора окружная скорость возрастает и усилия в материале тоже. Больше того, у малых насосов падает к.п.д. из-за большего относительного перетока из зоны высокого давления в зону низкого, поэтому окружная скорость при том же давлении должн быть больше ещё и из-за этого.
Так что же виновато, расход или давление? а если "комбинация и того и другого", то следует сразу забыть о ЖРД на 2000 тонн...

[Diy]

Ну по законам рынка все равно массовое производство приведет к резкому обвалу цены... Как вы думаете, сколько ваша ЭВМ (настольная) стоила бы в 1985 году?

Вы предлагаете выпускать по миллиону РД-171М в год?

Ну зачем же? Главное выпускать движки много по отношению с спросу...

Это как раз и есть 6-8 штук в год...

Да ну! Для Ангары, Атласов и Энергий + Энергия-М надо 6-8 штук в год???

[Diy]

Вообще я за восстановление Энергии и Энергии-М. Единственная загвоздка в пропавших технологиях и кооперации. Ну так сделали бы вместо Ангары новую сверхтяжелую и среднюю ракеты с максимальным использованием узлов и агрегатов (и наработок) Энергий, адаптировав ряд технологий под российские печальные реалии. А что, первую ступень РН Энергия прям в Росии никак воспроизвести нельзя? Что мешает-то? Взятка мешает. Конечно же, как у нас и положено, за взятку пропихивается проект Ангара нужных людей...

[Дмитрий В.]

Так и я по формуле Циолковского. Откуда разброс в 4 раза?

Ну приведите расчет.

Ну сначала я считал совсем грубо - без 2-х ступеней, получалась экономия топлива 25%. А после пересчета на 2 ступени и того пуще - экономия 46,6%!!! Чай Глушко не дурак был (каким вы его хотите представить).Расчет.Допустим надо вывести на орбиту высотой 250 км спутник весом 12,5 т. M0 = 12,5. Уд. импульс первой ступени с РД-170 I1=3370 м/с, второй - I2=3500 м/с.Я использую несколько упрощенную модель, предполагая, что оношение массы топлива к массе конструкции ступени k=9.ХС 1-й и 2-й ступеней v=4179,7 м/с.exp^(v/I1)=3,45; exp^(v/I2)=3,3.Масса топлива 2-й ступени :Mт2=(M0*k*(exp^(v/I2)-1))/(k+1-exp^(v/I2)) = 38,61 т.Масса топлива 1-й ступени :Mт1=((M0+(Mт2+Mт2/k))*k*(exp^(v/I2)-1)))/(k+1-exp^(v/I2)) =186,49 т.Аналогично для НК-33 (I2=I1=2970м/с) имеем:Mт2=58,53 т. Mт1=363,02 т.Отсюда экономия топлива с РД-170 = 1-((Mт2РД+Mт1РД)/(Mт2НК+Мт1НК)) = 0,466 = 46,6 %.

Чем же технологии сложные и дорогие? Что б сделать насосный диск прочнее на разрыв? Это не сделает двигатель заметно дороже.

Тут долго рассказывать, у Губанова это неплохо описано. С ростом давления растут проблемы с вопламеняемостью материалов в среде кислорода, обеспечением прочности деталей при сохранении приемлемой массы и габаритов, проблемы с охлаждением и т.д. и т.п.

Ну напылите золото на детали - не сильно дорого. А чем трудно обеспесить прочность детелей? А что проблемы с охлаждением? Криогенные жидкости текут (если я правильно понимаю).

Почему-то для РД-171 вы взяли в расчет пустотный УИ (да и тот завышенный - должен быть 3305 с), а для НК-33 приземный. У НК-33 пустотный УИ =3247 с.

[Дмитрий В.]

"Энергия-М" имела очень посредственное соотношение стартовой массы к массе полезного груза. С такими показателями можно было сделать обычную керосиновую РН, не заморачиваясь с водородом. По сути, Э-М была попыткой сохранить научно-технический задел и производственную базу, полученные при создании Энергии. Кроме того, Э-М, в силу конструктивно-компоновочных решений, имела невысокую устойчивость к отказам, прежде всего, двигателей. Учитывая, что производство модульных частей боковых блоков А осталось на Украине, у Э-М не было никаких шансов. Что касается Энергии, то восстановить ее производство практически невозможно. Если необходимость в сверхтяжелом носителе и возникнет, то проще и дешевле будет создать новую РН. Варианты таких носителей многократно и широко обсуждались на форуме.

Ну вы приравняли отношение стартовой массы к ПГ для Энергии = 30 и для керосинки = 100... :shock: . А унификация с Энергией - это хорошо по любому. Вот вопрос потери технологий и кооперации - это серьезно... :roll: .

Сравните: для Энергии-М 1054/34=31, Для Н-1 2800/92=30,4, для Зенита 459/13,8=33,26, для Ангары-5 759/25=30,36.

[Дмитрий В.]

Ну по законам рынка все равно массовое производство приведет к резкому обвалу цены... Как вы думаете, сколько ваша ЭВМ (настольная) стоила бы в 1985 году?

Вы предлагаете выпускать по миллиону РД-171М в год?

Ну зачем же? Главное выпускать движки много по отношению с спросу...

Это как раз и есть 6-8 штук в год...

Да ну! Для Ангары, Атласов и Энергий + Энергия-М надо 6-8 штук в год???

На АнгареРД-170/171 не применяются. Предназначенный для Ангары РД-191 будет производиться в Перми. РД-180 делается в Энергомаше с небольшим темпом - общий объем заказаоколо 100 ЖРД.

[mrvyrsky]

Да ну! Для Ангары, Атласов и Энергий + Энергия-М надо 6-8 штук в год???

Для Ангары сейчас вообще ни одного не надо. Кроме того, Вы предлагаете валить в кучу всё семейство двигателей? Да и 191-й - это опополаменый 180-й, который опопополаменый 171-й. И сколько там у нас Атлас в год летает?

[октоген]

А вот то что рд-170 не применяется-зря. Один рд-170 стоит как 2 рд-191 а тянет вдвое больше. Ситуация до боли знакома: взяли технологическую высоту и с нее скатились.

Мне чего-то кажется что урм с рд-180 или -170 более приемлимое решение, если проектировать от стоимости движков.

[mrvyrsky]

Вообще я за восстановление Энергии и Энергии-М. Единственная загвоздка в пропавших технологиях и кооперации. Ну так сделали бы вместо Ангары новую сверхтяжелую и среднюю ракеты с максимальным использованием узлов и агрегатов (и наработок) Энергий, адаптировав ряд технологий под российские печальные реалии. А что, первую ступень РН Энергия прям в Росии никак воспроизвести нельзя? Что мешает-то? Взятка мешает. Конечно же, как у нас и положено, за взятку пропихивается проект Ангара нужных людей...

А Вы вообще, в 90-е жили, или ещё нет? Вспомните, что в стране было. Сами даже троллейбусы делать затруднялись... Какая нафиг Энергия...
И если уж говорить про супертяж, то по моему глубокому убеждению, он должен быть предельно простым. Тогда есть хоть какая-то надежда, что он будет надёжен и хоть как то востребован. У нас уже было две сложных сверхтяжёлых ракеты. И где они?
Обратите внимание на общемировые тенденции в ракетостроении, никто не проектирует ракет с рекордными характеристиками. РН - это не самолёт, живущий по 30-40 лет, и от её цены во многом зависит то, будет ли она летать, или нет. Можно вспомнить, например, Титан...

[Salo]

Шесть-восемь штук в год - это потребность Зенита.  С возобновлением пусков с Байконура может увеличиться до 10-12.

[mrvyrsky]

А вот то что рд-170 не применяется-зря. Один рд-170 стоит как 2 рд-191 а тянет вдвое больше. Ситуация до боли знакома: взяли технологическую высоту и с нее скатились.

Мне чего-то кажется что урм с рд-180 или -170 более приемлимое решение, если проектировать от стоимости движков.

РД 170-171, имхо, очень хорош для беспилотного Зенита. 1 движок - 1 ступень, все довольны. По любому, три-четыре любых других будут стоить дороже. Но то, что нужно закладываться на него под супертяж - это для меня лично, мягко говоря, неочевидно.
Что до технологической высоты... А пёс её знает, что есть эта самая высота. Сложно-дорого-напряжённо, имхо, не есть синоним оптимальности.
Какая разница, сколько весит первая ступень на старте? А вот сколько она стоит - это имеет принципиальное значение.

[mrvyrsky]

Шесть-восемь штук в год - это потребность Зенита.  С возобновлением пусков с Байконура может увеличиться до 10-12.

Это и приведёт к массовому пр-ву? Их и так делают больше восьми. Ну, добавится ещё три-четыре штуки. Это что, приведёт к заметному изменению в цене? Но, повторюсь - есть Зенит, летает на РД-171 - и это очень хорошо. Эх, блин, его бы маленько переразмерить...

[октоген]

1 движок - 1 ступень

Ну эт идеальный вариант, только для 40-тонника на 1 ступень такого движка нет:(  Кстати это повод поколдовать над 6-горшковым вариантом со слегка сниженными параметрами и охлаждением камеры нерасходуемым компонентом.Тогда высвободится мощность расходуемая на прокачку компонента через рубашку охлаждения и этого вполне хватит на добавку 2 ненапряженных(150 атм) горшков не меняя турбоагрегат.

Высоту взяли, теперь нужно работать над надежностью и убирать лишние "многоразовые" навороты. Союз тоже не сразу стал летать хорошо даже при своих "ленивых" движках.