Стоит ли сейчас делать РД на замкнутой схеме?

[Вадим Семенов]

А вот актуальность метанового двигателя при такой схеме вообще непонятна, с ГГ у него хоть в сладком газе какое-то преимущество, а возиться с криогенным горючим ради мизерной прибавки УИ смысла нет.

Ну это уже другой вопрос. Мне представляется, что стоит. По причине большей надежности. Актуально для перспективного пилотируемого носителя на 40 тонн.

Весь мир проблем с уплотнениями не имеет, а китайские пионеры вдруг озаботились?

http://www.mai.ru/conf/aerospace/internetconf/modules.php?name=Forums&file=viewtopic&t=684

Известно, что применяемые САЗ двигателя охватывают около 50% отказов. Это обусловлено, в первую очередь, неспособностью применяемых систем парировать быстроразвивающиеся отказы с временем развития дефекта до разрушения двигателя менее 0,02-0,07 с. Другая причина недостаточной эффективности САЗ v использование, в качестве основных контролируемых, параметров рабочего процесса (давление, обороты, температура рабочего тела в агрегатах), реагирующих на возникающие дефекты с большим запаздыванием. Анализ статистики отказов при испытаниях ЖРД показывает, что ~ 60% отказов приходится на ТНА и камеру сгорания и связаны они, в основном, с возгоранием, прогарами и износом вращающихся узлов (узлы качения и уплотнения), на которые параметры рабочего процесса реагируют слабо либо с большим запаздыванием.

Т.е. добрая половина, отказов, притом тех, которые САЗ не ловятся.

Кстати, проблема с регулированием двигателя газ-газ по-моему сильно преувеличена. Это скорее проблема докомпьютерной эпохи. Точнее, домикропроцессорной.

[fagot]

Ну это уже другой вопрос. Мне представляется, что стоит. По причине большей надежности. Актуально для перспективного пилотируемого носителя на 40 тонн.

Опять из-за пресловутых уплотнений? :wink:

http://www.mai.ru/conf/aerospace/internetconf/modules.php?name=Forums&file=viewtopic&t=684

Известно, что применяемые САЗ двигателя охватывают около 50% отказов. Это обусловлено, в первую очередь, неспособностью применяемых систем парировать быстроразвивающиеся отказы с временем развития дефекта до разрушения двигателя менее 0,02-0,07 с. Другая причина недостаточной эффективности САЗ v использование, в качестве основных контролируемых, параметров рабочего процесса (давление, обороты, температура рабочего тела в агрегатах), реагирующих на возникающие дефекты с большим запаздыванием. Анализ статистики отказов при испытаниях ЖРД показывает, что ~ 60% отказов приходится на ТНА и камеру сгорания и связаны они, в основном, с возгоранием, прогарами и износом вращающихся узлов (узлы качения и уплотнения), на которые параметры рабочего процесса реагируют слабо либо с большим запаздыванием.

Т.е. добрая половина, отказов, притом тех, которые САЗ не ловятся.

Ох уж эти статистики, они бы лучше привели крайние два-три случая, когда авария случилась из-за уплотнения, разделяющего компоненты топлива в ТНА. При том, что разрушение уплотнения между турбиной и насосом в схеме газ-газ вовсе не гарантирует сохранения работоспособности двигателя.

Кстати, проблема с регулированием двигателя газ-газ по-моему сильно преувеличена. Это скорее проблема докомпьютерной эпохи. Точнее, домикропроцессорной.

С технической точки зрения в общем-то да, однако подобная СУ существенно удорожает двигатель.

[Yegor]

По поводу RS-68 все вопросы может снять вот этот документ

http://lpre.de/resources/articles/PropulsionForThe21stCentury-RS-68.pdf

mescalito, большое спасибо!  

"Compared to the SSME the RS-68 has 80 percent fewer parts and is
produced for 92 percent less touch labor (Figure 3), in conjunction with a small focused supplier base, yielding a recurring cost one-fourteenth that of an SSME."

По сравнению с SSME в RS-68:
на 80% меньше деталей,
на 92% меньше требуется работы,
1/14 накладных расходов!!!,
стоимость разработки уменьшена в 5 раз! (4.7 года, 500 млн.$)!

[Вадим Семенов]

Ох уж эти статистики, они бы лучше привели крайние два-три случая, когда авария случилась из-за уплотнения, разделяющего компоненты топлива в ТНА.

Та же пресловутая микрочастица может просвистеть свозь ТНА, а может застрять где-нибудь в уплотнении, начнется трение, возгорание...

При том, что разрушение уплотнения между турбиной и насосом в схеме газ-газ вовсе не гарантирует сохранения работоспособности двигателя.

Отсутствие другого компонента приводит к упрощению конструкции. Уплотнения между насосом и турбиной на одном компоненте не обязаны быть герметичным. Проще конструкция, больше зазоры, меньше вероятность выхода из строя. Если вал наружу не выходит, полностью герметичные уплотнения в однокомпонентном ТНА не требуются.

С технической точки зрения в общем-то да, однако подобная СУ существенно удорожает двигатель.

Сомнительно. Она там и так есть, да и регулирование соотношения компонентов по любому присутствует, даже в совмещенном ТНА.

[fagot]

По сравнению с SSME в RS-68:
на 80% меньше деталей,
на 92% меньше требуется работы,
1/14 накладных расходов!!!,
стоимость разработки уменьшена в 5 раз! (4.7 года, 500 млн.$)!

И что, исключительно благодаря открытой схеме? :wink: Но с упрощением они похоже несколько перебрали (или специально заложили таким образом модернизационный потенциал, чтобы относительно малыми усилиями повышать характеристики ракеты) и теперь делают сопло с регенеративным охлаждением.

[fagot]

Та же пресловутая микрочастица может просвистеть свозь ТНА, а может застрять где-нибудь в уплотнении, начнется трение, возгорание...

Так застрянет она с какой-то одной стороны, если это насос окислителя или турбина на кислом газе, они и без помощи другого компонента прогорят, а насос горючего может ее и не заметить.
 

Отсутствие другого компонента приводит к упрощению конструкции. Уплотнения между насосом и турбиной на одном компоненте не обязаны быть герметичным. Проще конструкция, больше зазоры, меньше вероятность выхода из строя. Если вал наружу не выходит, полностью герметичные уплотнения в однокомпонентном ТНА не требуются.

Ну да, пусть насос закавитирует. Кстати в одновальных ТНА турбина расположена консольно и соседствует с ней естественно насос того компонента, который газифицируется в ГГ.

Сомнительно. Она там и так есть, да и регулирование соотношения компонентов по любому присутствует, даже в совмещенном ТНА.

В двигателях с одним ГГ, а тем более в одновальных, компьютеров нет и в помине, все регулируется простейшей гидропневмоавтоматикой. Из-за несовершенства советской электроники все наши водородники тоже пришлось делать одновальными.

[Дмитрий В.]

Кстати, мне как "не двигателисту" не совсем понятна проблема регулирования двух раздельных ТНА. Что , для этого нужна супернавороченная электроника?  :roll:

[fagot]

Кстати, мне как "не двигателисту" не совсем понятна проблема регулирования двух раздельных ТНА.

Проблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

Что , для этого нужна супернавороченная электроника?  :roll:

К БЦВМ ракеты добавляется не менее сложная БЦВМ собственно двигателя, что для стоимости не очень здорово.

[Вадим Семенов]

Так застрянет она с какой-то одной стороны, если это насос окислителя или турбина на кислом газе, они и без помощи другого компонента прогорят, а насос горючего может ее и не заметить.

Смысл был в том, что чем более навороченное конструкционно уплотнение, чем меньше зазоры, тем легче вывести его из строя.
 

Ну да, пусть насос закавитирует.

Умеренная протечка допускается. Газ ожижится или жидкость испарится, в зависимости от направления утечки и все. И ничего не закавитерует.

Кстати в одновальных ТНА турбина расположена консольно и соседствует с ней естественно насос того компонента, который газифицируется в ГГ.

Конечно, зачем делать навороченное уплотнение, когда можно обойтись простым. Но тот же вал идет к насосу с другим компонентом, а там уже утечки быть не должно. Спрашивается, что дешевле, поставить турбину двойной мощности и навороченные уплотнения между насосами или две турбины одинарной и обойтись без этих уплотнений. Не уверен, что первое. Но даже если и так, то стоимость доп.турбины будет в значительной степени компенсирована простотой остальной конструкции. Плюс надежность, более высокий КПД ТНА, весьма критичный для безгенераторного двигателя.

В двигателях с одним ГГ, а тем более в одновальных, компьютеров нет и в помине, все регулируется простейшей гидропневмоавтоматикой. Из-за несовершенства советской электроники все наши водородники тоже пришлось делать одновальными.

Я и говорю, это проблема докомпьютерной эпохи. Трудно сделать гидропневматический компьютер.

Проблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

В предлагаемом двигателе такой проблемы нет из-за отсутсвия газогенераторов. Там каналы подачи компонентов совершенно независимы друг от друга.

[fagot]

Смысл был в том, что чем более навороченное конструкционно уплотнение, чем меньше зазоры, тем легче вывести его из строя.

В реальности проблема просто отсутствует.
 

Конечно, зачем делать навороченное уплотнение, когда можно обойтись простым.

Но с другой стороны, существуют и прекрасно работают с двумя ТНА SSME, J-2, оба Вулкана, LE-7, RS-68 и никому в голову не пришло сделать у них не только газ-газ, но даже и генераторы на разных компонентах.

Но тот же вал идет к насосу с другим компонентом, а там уже утечки быть не должно.

Проблема решена во времена ФАУ-2.

Спрашивается, что дешевле, поставить турбину двойной мощности и навороченные уплотнения между насосами или две турбины одинарной и обойтись без этих уплотнений. Не уверен, что первое.

Мировой опыт показывает, что именно первое и значительно, ибо ничего навороченного в этих уплотнениях нет.

Но даже если и так, то стоимость доп.турбины будет в значительной степени компенсирована простотой остальной конструкции. Плюс надежность, более высокий КПД ТНА, весьма критичный для безгенераторного двигателя.

Из реальных преимуществ только высокий КПД, но проблема актуальна только для водородников.
 

Я и говорю, это проблема докомпьютерной эпохи. Трудно сделать гидропневматический компьютер.

Компьютер усложняет и удорожает двигатель.
 

В предлагаемом двигателе такой проблемы нет из-за отсутсвия газогенераторов. Там каналы подачи компонентов совершенно независимы друг от друга.

Там два теплообменника - аналоги ГГ.

[goran d]

Кстати, мне как "не двигателисту" не совсем понятна проблема регулирования двух раздельных ТНА.

Проблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

Что , для этого нужна супернавороченная электроника?  :roll:

К БЦВМ ракеты добавляется не менее сложная БЦВМ собственно двигателя, что для стоимости не очень здорово.

Но комп может лутше регулировать чем механика

[Вадим Семенов]

Там два теплообменника - аналоги ГГ.

Производительность теплообменника не зависит от давления в канале другого компонента, в отличие от ГГ. Поэтому аналогии здесь нет.

В реальности проблема просто отсутствует.

Ну вот, я ж вам цитату приводил о статистике отказов, а вы "проблема отсутствует" и все тут.
 

Проблема решена во времена ФАУ-2.

Естественно, при разработке любого двигателя все его проблемы решаются так или иначе. И что? Двигатель ФАУ-2 -- предел совершенства? Развите двигателестроения закончилось?

Мировой опыт показывает, что именно первое и значительно, ибо ничего навороченного в этих уплотнениях нет.

Привычкой объявлять свою имху "всем мировым опытом ракетостроения" обычно страдал Старый. Я же считаю, что когда в ход идут подобного рода "аргументы", дискуссию уже можно заканчивать.

[Yegor]

fagot,
А вы можете дать оценку на сколько керосиновый замкнутый РД будет дороже незамкнутого? Для двигателя с тягой 200 тонн. Спасибо!

ЗЫ: Может кто-нибудь другой на форуме может дать такую оценку?

[fagot]

Но комп может лутше регулировать чем механика

Компьютер может то, что не под силу механике и применяется в тех случаях, когда без него не обойтись, а когда можно обойтись, не применяется.

[fagot]

fagot,
А вы можете дать оценку на сколько керосиновый замкнутый РД будет дороже незамкнутого? Для двигателя с тягой 200 тонн. Спасибо!

Не могу. Попробуйте найти информацию по РД-0110 и РД-0124, хотя они и не 200 т, но по крайней мере одинаковой тяги. Конечно с учетом того, что затраты на разработку первого давно уже списаны.

[fagot]

Производительность теплообменника не зависит от давления в канале другого компонента, в отличие от ГГ. Поэтому аналогии здесь нет.

Дело не в производительности теплообменника, а в производительности ТНА.

Ну вот, я ж вам цитату приводил о статистике отказов, а вы "проблема отсутствует" и все тут.

Там свалены в одну кучу КС и ТНА и нет никаких цифр об авариях конкретных двигателей по причине смешения разнородных компонентов.

Естественно, при разработке любого двигателя все его проблемы решаются так или иначе. И что? Двигатель ФАУ-2 -- предел совершенства? Развите двигателестроения закончилось?

Конечно же развитие продолжилось, но в направлении создания одновальных ТНА на всех компонентах, кроме водорода.
 

Привычкой объявлять свою имху "всем мировым опытом ракетостроения" обычно страдал Старый. Я же считаю, что когда в ход идут подобного рода "аргументы", дискуссию уже можно заканчивать.

А что делать, если собственного опыта у нас нет. Теоретизирования о сверхсложных уплотнениях без статистики отказов реальных двигателей гораздо хуже. В то время как конструкции тех же водородников хорошо известны и ни один из них не имеет не только схемы газ-газ, но и ГГ на разных компонентах. Все вонючки одновальные, хотя схема газ-газ для них не проблема. Можете предложить их конструкторам повысить надежность подобным образом. :wink:

[Shestoper]

По сравнению с SSME в RS-68:
на 80% меньше деталей,
на 92% меньше требуется работы,
1/14 накладных расходов!!!,
стоимость разработки уменьшена в 5 раз! (4.7 года, 500 млн.$)!

Кстати хороший пример, как упрощение двигательной установки влияет на её стоимость. Это я насчет своей идеи-фикус, что большие двигатели дешевле маленьких (при равной тяге ДУ).
ИМХО нужно 4 двигателя (собственно для носителей, не считая двигателей для разгонных блоков). 2 метановых для первых ступеней, 2 водородных для вторых ступеней.
Для первых ступеней открытая схема оптимальная, так как УИ не критически важен, а тяги нужны большие (при таких тягах двигатели с высоким давлением в КС требуют сверхмощных ТНА, что задирает стоимость).
На первой ступени средних носителей устанавливать 1 большой двигатель (типа F-1). На первой ступени тяжелого носителя - 1 многокамерный вариант такого двигателя (каждая камера как F-1). На сверхтяжелых носителях - несколько таких мега-двигателей.
На второй ступени тяжелых и сверхтяжелых носителей опять-таки требуется водородный двигатель большой тяги, порядка 300-500 тонн (по 1 или несколько штук на ступень, в зависимости от калибра носителя). Поскольку тяга немаленькая, а объемный водород трудно перекачивать, то для минимизации мощности ТНА тут тоже вполне применима открытая схема. При давлении в КС 100 атм уже достижим неплохой УИ, секунд на 20 меньше, чем у высоконапряженных движков. Ради удешевления двигателя на такую потерю можно пойти.
Для второй ступени среднего носителя нужен водородник меньшей тяги, порядка 150-200 тонн. Вот тут закрытую схему можно применить, тем более что уже есть хороший двигатель РД-0120.

[Вадим Семенов]

Так я о том и пишу. При том, что не исключено, что при общем ТНА безгенераторный двигатель такой размерности вообще не "завяжется" Обший ТНА -- меньше кпд -- меньше давление в КС -- меньше съем тепла теплоносителем -- еще меньше мощность ТНА. Круг замкнулся. Кстати, для метанового двигателя мощности на обоих насосах уже примено равные, так что неоптимальность имеет еще большее значение.

Ну там КПД далеко не на порядок падает, а при падении давления тепловой поток в стенку падает медленнее, чем потребная мощность, так что если не 250 атм, то 150 наверняка можно получить, что вполне достаточно. Собственно промежуточный теплоноситель и введен во многом для завязки схемы, т.к. коэффициент теплопередачи к воде больше, чем к кислороду.

Да, вроде как примерно в 2.25 раза ЖК снимает меньше тепла при прочих равных (при том же перепаде давления в рубашке охлаждения). Сколько метан -- не знаю. Если давление снижать, то, наверное, можно и без промежуточного теплоносителя завязать, без теплообменников, насоса теплоносителя и прочего. Охлаждать непосредствоенно метаном и кислородом, благо нагреваться они будут до сравнительно невысоких температур. Но раздельные ТНА я бы все равно оставил

[Yegor]

Некоторый расчеты:

На сколько нужно увеличить первую ступень чтобы компенсировать более низкий УИ незамкнутого двигателя?

Возьмем для примера Зенит-2.
Для упрощения расчётов предположим что на первой ступени Зенита стоит ненапреженный замкнутый двигатель с характеристиками НК-33, УИ двигателя будем брать среднее между земным и пустотным. Тогда

Общая масса Зенита-2 = 458900 кг,
Полная масса первой ступени Зенита = 354300 кг,
Масса ПН + вторая ступень Зенита + пустая первая ступень = 133200 кг.
НК-33 УИ у земли = 2970,
НК-33 УИ в пустоте = 3310,
Незамкнутый РД-111 УИ у земли = 2750,
РД-111 УИ в пустоте = 3170,
http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/engines/nk33.htm
http://www.astronautix.com/engines/rd111.htm

ХС первой ступени Зенита с замкнутым НК-33:
(2970+3310)/2 * ln( 458900 / 133200 ) = 3884.118969

ХС первой ступени Зенита с незамкнутым РД-111:
(2750+3170)/2 * ln( 512000 / 137500 ) = 3891.514095

Получается, что размер первой ступени должен быть увеличен на 15% ( (512000 – 458900) / 354300 = 15%), соответственно и тяга двигателя первой ступени.


Теперь попробуем определить относительную стоимость замкнутого и незамкнутого двигателя.

Ступень под незамкнутый двигатель (СПНД).
Предположим что баки первой ступени гладкие. Предположим что стоимость изготовления первой ступени без двигателей 5 млн. дол. (обычно 10-25% стоимости РН). Предположим что стоимость изготовления двигателей первой ступени 6 млн. дол. (обычно 25-40% стоимости РН). Общая стоимость СПНД – 11 млн. дол.

Ступень под замкнутый двигатель (СПЗД).
При уменьшение первой ступени на 15%, стоимость её изготовление тоже уменьшится, но не линейно, где то на 7.5%. Тогда стоимость изготовления первой ступени СПЗД без двигателей будет = 5 / 1,075 = 4.65 млн. дол.
Тогда, чтобы был смысл, замкнутый двигатель для первой ступени СПЗД должен стоить не более 6.35 (11 - 4.65) млн. дол.

Стоимость изготовления незамкнутых двигателей такого же размера (под СПЗД) как замкнутых будет  6 / 1,075 = 5.58 млн. дол.

Получается что производство замкнутых двигателей имеет смысл только тогда, когда их производство не дороже чем на ~14% чем производство незамкнутых двигателей (6,35 млн. дол. / 5,58 млн. дол. = 1,14). И это только в том случае, когда замкнутый двигатель обладает такой же надёжностью что и незамкнутый двигатель.

Весьма сомнительно, что замкнутый двигатель будет всего на ~14% дороже незамкнутого.

[RadioactiveRainbow]

Проблема возникает при наличии двух ГГ в закрытой схеме, а не просто двух ТНА. Изменение давления в одном ГГ через камеру влияет на другой ГГ и достичь согласованной работы ТНА без компьютера не получается.

Извините, я правильно понимаю, что два ТНА с общим ГГ проще завтавить работать совместно?