«Виктория-К» третье пришествие сверхтяжелых

[fagot]

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

Уже неоднократно говорил, что аварий было три - 4 октября  1990 г. из-за прогара газовода, 20 мая 1997 г. вроде из-за прогара турбины и 31 января 2007 г. из-за прогара кислородного насоса. Причины только на первый взгляд разные, и что печально, не удается набрать приличную безотказную серию.

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.

Мероприятия по ТНА устранили основную причину отказов двигателя, только и всего.

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.

Она связана с давлением в самом насосе и малыми зазорами. Но собственно с тем, что насос отказывает реже, никто и не спорит.

И, что, 210 атм в КС ещё можно, а 250 уже ни-ни?
Получается так.

Значит здесь проходит предел, переходить который не следует.

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

В 97-м.

[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).

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.

Я рсчитывал не по РД-171, а по РД-170 + РД-120 по данным из :

http://www.buran.ru/htm/firststg.htm

Если взять на второй ступени пустотный УИ НК-33, получится ненамного меньше - экономия 30,41%.

[fagot]

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).

Даже страшно представить, сколько тогда можно выиграть с водородом.

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.

Нам слишком упрощенную модель не нужно, нужен реальный Зенит.

Ну напылите золото на детали - не сильно дорого.

Тут лучше подходит никель, серебро и металлокерамика, но пока они что-то не очень помогают.

А чем трудно обеспесить прочность детелей?

Чтобы обеспечить потребную мощность ТНА, увеличивается температура газа на турбине, при этом с ростом давления материалы  начинает самовоспламеняться в кислородной среде, нужны защитные покрытия, при малейшем повреждении которых происходит прогар. С одной стороны, увеличиваются окружные скорости и напряжения, а с другой для обеспечения приемлемой массы детали приходится облегчать, оставляя малые запасы прочности.

А что проблемы с охлаждением? Криогенные жидкости текут (если я правильно понимаю).

С ростом давления растут теплопотоки, а количество охладителя ограничено запасом топлива, при этом КС кислородом охлаждать проблематично.

[Diy]

"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.

Ну так милейший, Н-1 и Ангара-5 используют топливо водород на старших ступенях.

[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???

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.

Поскольку движки родственные, удешевление все равно произойдет.

[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...

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...

Ну сейчас уже не 90-е или вы не заметили?
Дешевле Энергии ничего быть не может, т.к. она уже была сделана. Да и потом, а чего вы равняетесь на весь мир? Капстранам вообще мало что нужно кроме войнушек в каком-нить очередном Ираке и предотвращения углубления ипотечного кризиса...

[Diy]

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.

Ну не думаю, что РД-170 намного сложнее чего-то типа F-1. Намного дороже - тоже сомневаюсь. А в напряженности ничего кардинально ужасного нет - стенки потолще нужны

[fagot]

Ну так милейший, Н-1 и Ангара-5 используют топливо водород на старших ступенях.

Не используют.

[fagot]

Ну не думаю, что РД-170 намного сложнее чего-то типа F-1. Намного дороже - тоже сомневаюсь. А в напряженности ничего кардинально ужасного нет - стенки потолще нужны

Если бы все дело было в толщине стенок, РД-170 ни разу бы не отказал.

[fagot]

Да, оверквотинг на форуме просто ужасен.

[Diy]

А чем трудно обеспесить прочность детелей?

Чтобы обеспечить потребную мощность ТНА, увеличивается температура газа на турбине, при этом с ростом давления материалы  начинает самовоспламеняться в кислородной среде, нужны защитные покрытия, при малейшем повреждении которых происходит прогар.

Эх, все подавай вам что-нить по простоте и надежности типа палки...  и поменьше париться...

С одной стороны, увеличиваются окружные скорости и напряжения, а с другой для обеспечения приемлемой массы детали приходится облегчать, оставляя малые запасы прочности.

Ну думаю запасы все равно в пределах терпимого, иначе Глушко бы по шеЯм надавали в политбюро .

А что проблемы с охлаждением? Криогенные жидкости текут (если я правильно понимаю).

С ростом давления растут теплопотоки, а количество охладителя ограничено запасом топлива, при этом КС кислородом охлаждать проблематично.

С какой стати растут теплопотоки ?

[Дмитрий В.]

А в напряженности ничего кардинально ужасного нет - стенки потолще нужны

Стенки чего? :roll:

[fagot]

Эх, все подавай вам что-нить по простоте и надежности типа палки...    и поменьше париться...

Я вам объяснил суть проблемы, а вы стебаетесь. Мне нужен двигатель умеренной сложности, типа НК-33, а отказы раз в 20 полетов меня не устраивают.

Ну думаю запасы все равно в пределах терпимого, иначе Глушко бы по шеЯм надавали в политбюро .

Так не успели.

С какой стати растут теплопотоки ?

Как бы это попроще сказать... В общем с ростом давления газа увеличивается его плотность и число соударений молекул со стенками на единицу площади, соответственно через единицу площади передается больше тепла. Общая площадь правда уменьшается, но это мало что меняет.

[SpaceR]

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 %.

Насчет двигателя fagot конечно перегибает, Суворов достаточно аргументированно объяснил зыбкость его позиции.
А в расчете у Вас две грубых ошибки, не считая средних/мелких.
Во-первых, как справедливо указал Дмитрий В., неправильно взят УИ 1 ступени для ракеты с НК-33, во-вторых - для 2й ступени .
Если уж Вы хотите сравнивать с РД-120 на второй ступени, поставьте тогда с НК-33 на вторую два НК-31 по 41 т тяги, УИ=353 с.

Да и нет смысла доказывать экономические преимущества движков с высоким давлением экономией на стоимости топлива - такая позиция несостоятельна, это на форуме уже рассматривали. Экономия за счет меньшей стартовой массы, а соответственно меньшей массы конструкции РН вкупе с меньшими габаритами стартово-технологического оборудования будет больше в десятки раз.
Хотя всё равно степень экономии будет небольшой.

[mrvyrsky]

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.

Я и не предлагаю разрабатывать сейчас для сорокотонника новый движок. Начнём это делать - не будет никакой ракеты вообще. В перспективе - хорошо бы, конечно... Но подумать, например, о ТТУ имеет смысл с самого начала.
Далее. Какие такие особые "навороты многоразовости"? Увеличенный ресурс он никаких "съёмных" наворотов не предусматривал. Ну, облегчили на сотню кг РД 170, получили РД 171. Он что, дешевле и проще в пр-ве?
Взятие высот хорошо в прыжках на олимпийских играх. Для транспортной системы это дорого и ненадёжно.
Что до "Союза", так не забывайте, когда это было (полвека назад), не предлагаете же Вы 50 лет сорокотонник отрабатывать? Давайте лучше глянем на то, как надёжно летал Сатурн. Вот к такой высоте надёжности, по цене Союза и нужно стремиться.

[mrvyrsky]

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

Уже неоднократно говорил, что аварий было три - 4 октября  1990 г. из-за прогара газовода, 20 мая 1997 г. вроде из-за прогара турбины и 31 января 2007 г. из-за прогара кислородного насоса. Причины только на первый взгляд разные, и что печально, не удается набрать приличную безотказную серию...

Что-то не могу найти никакую статистику по стендовым испытаниям РД-170, только в книге Губанова. У тебя нету?

[mrvyrsky]

Ну так милейший, Н-1 и Ангара-5 используют топливо водород на старших ступенях.

ГДЕ?  :shock:
Водородная структура на Плесе даже в болтовне не упоминается...

[mrvyrsky]

Ну сейчас уже не 90-е или вы не заметили?
Дешевле Энергии ничего быть не может, т.к. она уже была сделана. Да и потом, а чего вы равняетесь на весь мир? Капстранам вообще мало что нужно кроме войнушек в каком-нить очередном Ираке и предотвращения углубления ипотечного кризиса...

То, что не 90-е - заметил... Ремонт квартиры стоит столько же, сколько её покупка в 95-м...
Ну, если Вы и в самом деле считаете, что пуск двух изделий 20 лет назад означает готовность страны к немедленному пр-ву, то я просто млею.
Для Энергии нужно, для начала, восстановить структуру на Байке. Это будет посложнее, чем для Ангары. Раз этак в десять. Я уже не говорю, о развёртывании нехилых пр-в заново по всей стране. Вы не задумывались, почему богатые амы стали делать Арес, а не возобновлять Сатурн?
Да уж, им там ничо не интересно. Только вот и ракеты новые строят, и АМС пускают, и на Луну летят. Невзирая на войны и ипотечные кризисы.

[mrvyrsky]

А в напряженности ничего кардинально ужасного нет - стенки потолще нужны

Стенки чего? :roll:

Пускового бункера...

[fagot]

Что-то не могу найти никакую статистику по стендовым испытаниям РД-170, только в книге Губанова. У тебя нету?

Нет, но у него в общем-то довольно подробно все описано, только без хронологии.