Технологические новинки, могущие иметь применение в космосе.

[AlexNB]

Вот, изомерные накопители подтянулись, значит скоро и другие....
Я тут лет 7 назад в одной теме приводил вариант классификации накопителей энергии, правда это был несколько юмористический вариант, ну может и сейчас будет интересно.
...
Вашему вниманию предлагается вариант КЛАССИФАКАТОРА принципов накопления энергии.

1. МЕХАНИЧЕСКИЕ – устройства, в которых накопление энергии осуществляется за счет деформации электронных оболочек молекул и атомов.
К ним относятся пружинные, гироскопические, емкостные (в том числе и ионисторы), магнитные и электромагнитные, пучковые...
Возможная энергоемкость таких устройств, определяемая прочностью материала силового бандажа (для перспективных фулереновых волокон при плотности ~1000 кг/м3) ~3-4 МДж/кг. 
1а. ХИМИЧЕСКИЕ - предельный случай механических, когда накопление энергии осуществляется за счет разрыва молекулярных и атомарных  связей.
К ним относятся электрохимические батареи и аккумуляторы (до 4МДж/кг), топливные элементы и тепловые машины (до 120 МДж/кг).
Максимальной энергоемкостью обладают накопители на реакции атомарной рекомбинации (для Н>Н2 ~ 300МДж/кг).
2. ИЗОМЕРНЫЕ
Накопление энергии осуществляется за счет деформации ядерных оболочек.
Энергоемкость на уровне ~10^9...10^11  Дж/кг).
2а. АТОМНЫЕ - предельный случай предыдущего.
Накопление энергии осуществляется за счет разрыва - синтеза ядерных оболочек.
Максимальной энергоемкостью обладает реакция термоядерного синтеза 4Н>He4 (~10^13...10^14 Дж/кг).
3. БЕЗ НАЗВАНИЯ
Накопление энергии осуществляется за счет деформации структуры элементарных частиц.
3а. АННИГИЛЯЦИОННЫЕ - предельный случай предыдущего.
Накопление энергии осуществляется за счет синтеза/уничтожения структуры элементарных частиц.
К ним относятся собственно реакции аннигиляции, а также, реакции распада черных дыр.
Энергоемкость ~10^17Дж/кг.
4. БЕЗ НАЗВАНИЯ
Накопление энергии осуществляется за счет деформации структуры пространства.
Самые пессимистичные оценки дают ~10^25 Дж/м3.
Оптимистичным лучше не верить.
4а. БЕЗ НАЗВАНИЯ - предельный случай предыдущего.
Накопление энергии осуществляется за счет уничтожения структуры пространства.

Как работать с классификатором.
Допустим Вы хотите разработать некое устройство с накопителем энергии, например автомобиль или звездолет.
Определяете необходимую для его реализации энергоемкость.
Ищите пункт, где предельная энергоемкость превышает необходимую Вам.
Определяете наличие научно-технического задела (это просто – если есть название у вашего пункта, значит хоть какой-то задел существует).
Если все срослось - пишите ТЗ, если не срослось - пишите заявку на грант и подтягиваете науку в нужном Вам направлении.

[Дем]

А зачем на второй ступени аэроспайк? 

Ну как минимум - сильно короче чем движок с вакуумным соплом.

[Старый]

А зачем на второй ступени аэроспайк? 

Ну как минимум - сильно короче чем движок с вакуумным соплом.

Это большое достоинство? Он чего, по длине в вакуум не пролазил? 

[Разъём]

Вопрос знатокам. Что можно было бы почитать про конструкционные материалы в высокотемпературных окислительных трактах? Может быть что-то из истории РД-170?

[Дем]

Это большое достоинство? Он чего, по длине в вакуум не пролазил?

Это требует промежутка между ступенями соотвествующей длины, который приходится заполнять весьма массивным цилиндром.
Т.е. аэроспайк не то чтобы там необходим, но проанализировать идею вполне достаточный повод.

[Старый]

Это требует промежутка между ступенями соотвествующей длины, который приходится заполнять весьма массивным цилиндром.
Т.е. аэроспайк не то чтобы там необходим, но проанализировать идею вполне достаточный повод.

Опыт показывает что люди предпочитают ставить длинный пустой переходник нежели чем сопло аэроспайк. Переходник оказывается не таким уж массивным и уходит с предыдущей ступенью, а сопло летит до орбиты. 
 Так что вопрос "зачем на верхних ступенях аэроспайк?" остаётся. 

[Водитель]

Почитал сейчас эти отчёты 67 года по тем амерским РД с аэроспайком для Сатурна. Так толком обоснования необходимости и не нашел. Просто как исследовательскую работу на техническую реализуемость провели видимо.

[Дем]

Опыт показывает что люди предпочитают ставить длинный пустой переходник нежели чем сопло аэроспайк.

А разве есть реальный живой аэроспайк который можно поставить на ракету?
Вот во времена Сатурна-5 задумались - и решили что его сделать сложнее чем обычный движок.
Маск если и думал -так для него сделать вакуумное сопло к имеющемуся движку оказалось проще и дешевле.
Так что всё ещё ждём энтузиаста который рискнёт и покажет что так можно.

[Старый]

А разве есть реальный живой аэроспайк который можно поставить на ракету?

Так никто и не пытается делать и задачи такой не ставится. 

[Старый]

Так что всё ещё ждём энтузиаста который рискнёт и покажет что так можно.

И так всем известно что можно. Вопрос в том что не нужно. Мало людей, особенно с деньгами, которые делают так как не нужно. 

[Юрий Темников]

А разве есть реальный живой аэроспайк который можно поставить на ракету?
Вот во времена Сатурна-5 задумались - и решили что его сделать сложнее чем обычный движок.
Маск если и думал -так для него сделать вакуумное сопло к имеющемуся движку оказалось проще и дешевле.
Так что всё ещё ждём энтузиаста который рискнёт и покажет что так можно.

Если поискать,то найдётся ,многократно испытанный.Но заброшенный,в  связи  с усекновением .вместо развития,программы САТУРН-5 АПОЛЛОН.

[Дем]

Если поискать,то найдётся ,многократно испытанный.Но заброшенный,в  связи  с усекновением .вместо развития,программы САТУРН-5 АПОЛЛОН.

да, J-2T. Но заброшен он был не поэтому, а потому что оказался дороже и тяжелее.
Вообще, для верхних ступеней, где "аэро" уже малоактуально, вполне можно вывернуть его наизнанку, чтобы газ шёл от центра к краям (это конечно уже иначе называется)

И оба варианта интересны для многоразовой ступени, тормозящейся нижним концом.

[Верный Союзник с Окинавы]

Почитал сейчас эти отчёты 67 года по тем амерским РД с аэроспайком для Сатурна. Так толком обоснования необходимости и не нашел. Просто как исследовательскую работу на техническую реализуемость провели видимо.

Больший УИ на малых высотах при малом давлении в КС. Модификацию J-2 - J-2T предполагалось использовать на Space Shuttle, где этот движок давал хороший УИ и в атмосфере, и в вакууме, но по итогу RS-27 оказался лучше.

[Дмитрий В.]

Почитал сейчас эти отчёты 67 года по тем амерским РД с аэроспайком для Сатурна. Так толком обоснования необходимости и не нашел. Просто как исследовательскую работу на техническую реализуемость провели видимо.

..., но по итогу RS-27 оказался лучше.

Поэтому он пошёл на Дельту-2, а на шаттл - RS-25

[Юрий Темников]

И ещё один.

[Верный Союзник с Окинавы]

Почитал сейчас эти отчёты 67 года по тем амерским РД с аэроспайком для Сатурна. Так толком обоснования необходимости и не нашел. Просто как исследовательскую работу на техническую реализуемость провели видимо.

..., но по итогу RS-27 оказался лучше.

Поэтому он пошёл на Дельту-2, а на шаттл - RS-25

Упс, оговорился...

[Верный Союзник с Окинавы]

Но суть такова:

J-2 простой двигатель с малым давлением в сопле. Чтобы иметь приемлемый УИ на малой высоте ему нужна малая степень расширения. Но малая степень расширения даст малый УИ в вакууме. Но т.к. J-2 работает на второй и третьей ступени ракеты-носителя, ему не нужна эффективность в атмосфере, он заточен под работу в вакууме. 

Когда разрабатывали Шаттл, была попытка сделать Аэроспайк на базе J-2, чтобы УИ был на всех высотах хороший.

В то же время, УИ на уровне моря можно повысить за счёт повышения давления в КС, даже при малой степени расширения. При этом можно получить и высокий УИ в вакууме, даже при малой степени расширения. Поэтому РД-170 имея большой УИ на уровне моря РАВЕН вакуумному Мерлину в вакууме (sic!).

Для Space Shuttle было критично иметь производительность и на уровне моря, и в вакууме. И аэроспайк был одним из способов её обеспечения. Но в итоге, RS-25 оказался лучшим вариантом, потому что камеры сгорания "классической" формы гораздо проще охлаждать.

[azvoz]

337 с УИ земного БХГ в вакууме далеко не равны 347 с УИ вакуумного Мерлина.

Без высотного сопла наверху не обойтись, по уму.
Поэтому ущербны вторые ступени Р-7 и Ангары.
А что касается рс-25, то у него тяга очень сильно проседает у земли и его вклад в стартовую тягу Шаттла незначителен - он оптимизирован для вакуума, а у земли его задача просто завестись.

[Верный Союзник с Окинавы]

337 с УИ земного БХГ в вакууме далеко не равны 347 с УИ вакуумного Мерлина.

Без высотного сопла наверху не обойтись, по уму.
Поэтому ущербны вторые ступени Ангары и Р-7.
А что касается рс-25, то у него тяга очень сильно проседает у земли и его вклад в стартовую тягу Шаттла незначителен - он оптимизирован для вакуума, а у земли его задача просто завестись.

Я видел цифры 337 вакуумного УИ у РД-170 и 340 секунду УИ у вакуумного Мерлина.

В любом случае, у меня есть ещё пример в виде SSME и RL-10, имеющих одинаковый УИ в вакууме.
Тяга у SSME на уровне земли хорошая - 181 тонна против 222 в вакууме. Для сравнения, XRS-2200 (аэроспайк для одноступенчатого шаттла X-30) имел 120,6 тонн в вакууме и 92 тонны на уровне моря. Итого, земная тяга для XRS-2200 составляла 76% от вакуумной, а для SSME 81% от вакуумной.

Так что ничего SSME не проседает, на фоне аэроспайков. Другое дело, что Space Shuttle была тяжёлой системой, а для стартовых ускорителей у США были возможности пр-ва ТТУ, они их и применили.

Выше я уже озвучил мнение - аэроспайк, в теории, позволяет сохранить низкое давление в КС и возможность иметь относительно равномерный УИ по высоте. Но при этом у аэроспайков возникают проблемы с охлаждением, что и практически сводило на нет их применение.

[Просто Василий]