Доступный для России супертяж

[Дмитрий В.]

Важна ЦЕНА! При приличном УИ. И важна тяга. На малом давлении тяга в 250 тонн на сопло не получишь. А нужно, размер тоже важен.

Я как-то пока не могу уловить математику выгоды.
В кислород-керосиновых ракетах же тоже заправляют не в таком соотношении в котором сгорание в камере, а с учётом растраты. И кислый тракт делают в первую очередь не чтобы сажи не было, а из-за охлаждения, охлаждают излишним кислородом перед турбиной газ. То что так сажа будет если керосином излишним охлаждать поэтому делают кислый тракт-это уже скорее следствие.
Это получается по теплоемкости нужно сравнивать кислород и аммиак, плюс не забыть что он холодный. Или ещё как-то.
Пропорции идеального сгорания и гипотетическая(т.к. заправляют всё равно в соотношении далёком от идеальной пропорции) заправка баков именно из пропорции идеального сгорания в кс вроде в этом случае не важны совсем.

Рабочий запас топлива в баках - именно в том соотношении, как в двигателе. А вот само соотношение компонентов  для многих топливных пар не равно стехиометрическому, поскольку максимальный УИ достигается при коэф-те избытка окислителя меньше 1. Например, по стехиметрии соотношение для ЖК-ЖВ равн0 8, максимальный УИ достигается где-то при 4,5...5, а зачастую выбирают 6 и выше, чтобы уввеличить плотность топлива.

[B7BB]

Рабочий запас топлива в баках - именно в том соотношении, как в двигателе.

Имелось ввиду в случае двигателей открытой схемы. Заправляют же с учётом того кислый или сладкий тракт. Конечно на фоне потребления основной кс мизер, но явно учитывают и доливают больше того чего надо с учётом этого.

[Дмитрий В.]

Рабочий запас топлива в баках - именно в том соотношении, как в двигателе.

Имелось ввиду в случае двигателей открытой схемы. Заправляют же с учётом того кислый или сладкий тракт. Конечно на фоне потребления основной кс мизер, но явно учитывают и доливают больше того чего надо с учётом этого.

Для открытой схемы есть 2 соотношения компонентов: для камеры и для ЖРД в целом. В баки заправляют по последнему соотношению.

[Prokrust]

Важна ЦЕНА! При приличном УИ. И важна тяга. На малом давлении тяга в 250 тонн на сопло не получишь. А нужно, размер тоже важен.

Я как-то пока не могу уловить математику выгоды.
В кислород-керосиновых ракетах же тоже заправляют не в таком соотношении в котором сгорание в камере, а с учётом растраты. И кислый тракт делают в первую очередь не чтобы сажи не было, а из-за охлаждения, охлаждают излишним кислородом перед турбиной газ. То что так сажа будет если керосином излишним охлаждать поэтому делают кислый тракт-это уже скорее следствие.
Это получается по теплоемкости нужно сравнивать кислород и аммиак, плюс не забыть что он холодный. Или ещё как-то.
Пропорции идеального сгорания и гипотетическая(т.к. заправляют всё равно в соотношении далёком от идеальной пропорции) заправка баков именно из пропорции идеального сгорания в кс вроде в этом случае не важны совсем.

ТНА на сладком тракте дешевле кислого при одинаковых параметрах. Лопатки турбины проще, не нужно керамического покрытия.
Но чтобы параметры для ТНА были приемлемы на сладком тракте, нужно больше топлива для прокачки. С аммиаком мы достигаем максимума.

[B7BB]

Но чтобы параметры для ТНА были приемлемы на сладком тракте, нужно больше топлива для прокачки. С аммиаком мы достигаем максимума.

С первым всё понятно, вот с этим непонятно. В чём отличие от кислого тракта?
Топлива и окислителя на него тратят с учётом охлаждения смешением. А всего берут топлива и окислителя в ракету сколько потребляет двигатель, а в этом потреблении уже заложено то что идёт в тна.
Получается нужно по теплоемкости сравнивать. Или по ней плюс какой-нибудь коэффициент

[Prokrust]

Но чтобы параметры для ТНА были приемлемы на сладком тракте, нужно больше топлива для прокачки. С аммиаком мы достигаем максимума.

С первым всё понятно, вот с этим непонятно. В чём отличие от кислого тракта?
Топлива и окислителя на него тратят с учётом охлаждения смешением. А всего берут топлива и окислителя в ракету сколько потребляет двигатель, а в этом потреблении уже заложено то что идёт в тна.
Получается нужно по теплоемкости сравнивать. Или по ней плюс какой-нибудь коэффициент

А вы поинтересуйтесь почему американцы сами о кислом тракте даже не думали. Только сладкий тракт.
И почему сейчас некоторые хотят сделать метановый на сладком тракте, хотя казалось бы на кислом проще.

[B7BB]

А вы поинтересуйтесь почему американцы сами о кислом тракте даже не думали. Только сладкий тракт.

У F-1 сладкий тракт? А у двигателей Атласа?

[vlad7308]

У 2-ступени задача вывести груз на орбиту. Нужна большая тяга, движок с приемлимыми параметрами удельной тяги. А вот многократное зажигание для этого не нужно.

Очень желательно имхо

Простой маломощный движок на амил+(гептил/гидразин) сделает все что нужно. Это дешево

Это означает РБ. РБ это дорого. Я не знаю почему это так, но это так.

РБ - иногда единственный вариант.

Иногда - да.
Но последние годы всё чаще и чаще - нет.

Поэтому сейчас проектировать РН, которая без РБ фактически не может вывести почти ничего полезного (как предлагает выше Prokrust), имхо неправильно.
Разумнее - РН, на которую при редкой необходимости можно поставить РБ.

[vlad7308]

У 2-ступени задача вывести груз на орбиту. Нужна большая тяга, движок с приемлимыми параметрами удельной тяги. А вот многократное зажигание для этого не нужно.

Очень желательно имхо

Простой маломощный движок на амил+(гептил/гидразин) сделает все что нужно. Это дешево

Это означает РБ. РБ это дорого. Я не знаю почему это так, но это так.

А что, кто-то пытался сделать дешево?

Хммм
Вот Ваши слова

Важна ЦЕНА!

Цена уже не важна?

[Demir_Binici]

Поэтому сейчас проектировать РН, которая без РБ фактически не может вывести почти ничего полезного (как предлагает выше Prokrust), имхо неправильно.

А в РФ умеют делать какие-то двигатели с повторным стартом кроме RD-58M, S5.98M и S5.92? Если умеют или могут таковой разработать, то конечно разумнее то, что вы написали.

Разумнее - РН, на которую при редкой необходимости можно поставить РБ.

А если нет, то нет. Значит почти каждый пуск будет с РБ. 

[vlad7308]

У F-1 сладкий тракт?

F1 - вообще-то открытой схемы.
После газогенератора в турбину идет "сладкий" газ, да.

[vlad7308]

Поэтому сейчас проектировать РН, которая без РБ фактически не может вывести почти ничего полезного (как предлагает выше Prokrust), имхо неправильно.

А в РФ умеют делать какие-то двигатели с повторным стартом кроме RD-58M, S5.98M и S5.92? Если умеют или могут таковой разработать, то конечно разумнее то, что вы написали.

Prokrust выше излагает некие гипотетические концепции.
Я ему гипотетически и отвечаю

Ну и, имхо, в повторном старте двигателя не первой ступени не должно быть ничего волшебного. Один раз в полете он ведь стартует как-то. Следовательно, вся положенная обвязка для запуска в нем уже есть. Почему бы его не научить делать это дважды или трижды?

Как я уже тут не раз писал, я сильно подозреваю, что отсутствие повторных запусков на маршевых двигателях верхних ступеней отечественных РН (и обязательный РБ) - это просто традиция советской школы ракетостроения, отраженная также в орг.устройстве отрасли. У нее нет серьезных инженерных оснований\предпосылок. Они, вероятно, были в начале космической эры. Но сейчас...это просто "мы так привыкли".

[Demir_Binici]

Ну и, имхо, в повторном старте двигателя не первой ступени не должно быть ничего волшебного. Один раз в полете он ведь стартует как-то. Следовательно, вся положенная обвязка для запуска в нем уже есть. Почему бы его не научить делать это дважды или трижды?

В теме про Ангару обсуждали повторный старт РД-0124А. Не так чтобы это просто, люди говорят.

[Demir_Binici]

Как я уже тут не раз писал, я сильно подозреваю, что отсутствие повторных запусков на маршевых двигателях верхних ступеней отечественных РН (и обязательный РБ) - это просто традиция, отраженная также в орг.устройстве отрасли.

Ангара 1.2 вопреки "традиции" планировалась двухступенчатой. Но "традиции" (или что-то ещё?) победили и получилась трёхступенчатая ракета, по документам именуемая двухступенчатой.

Кстати, Космос 3М вполне себе двухступенчатая ракета с повторным запуском верхней ступени. Если её можно считать  отечественной.

[vlad7308]

Ну и, имхо, в повторном старте двигателя не первой ступени не должно быть ничего волшебного. Один раз в полете он ведь стартует как-то. Следовательно, вся положенная обвязка для запуска в нем уже есть. Почему бы его не научить делать это дважды или трижды?

В теме про Ангару обсуждали повторный старт РД-0124А. Не так чтобы это просто, люди говорят.

насколько я помню, люди там сказали, что будет очень дорого, потому они хотят кушать
Это не очень убедительная причина - они ведь все равно кушают, причем примерно столько же.

Каких-то серьезных именно инженерных причин названо не было.

[Дмитрий В.]

У 2-ступени задача вывести груз на орбиту. Нужна большая тяга, движок с приемлимыми параметрами удельной тяги. А вот многократное зажигание для этого не нужно.

Очень желательно имхо

Простой маломощный движок на амил+(гептил/гидразин) сделает все что нужно. Это дешево

Это означает РБ. РБ это дорого. Я не знаю почему это так, но это так.

РБ - иногда единственный вариант.

Иногда - да.
Но последние годы всё чаще и чаще - нет.

Поэтому сейчас проектировать РН, которая без РБ фактически не может вывести почти ничего полезного (как предлагает выше Prokrust), имхо неправильно.
Разумнее - РН, на которую при редкой необходимости можно поставить РБ.

Повторное включение никогда не сравниться по энергетике с РБ (при прочих равных условиях). Есть задачи, которые для повторного (многократного) включения 2й ступени недоступны. Поэтому РБ - это крайне желательная опция для любой ракеты, без которой средство выведения не может считаться максимально эффективным.

[vlad7308]

У 2-ступени задача вывести груз на орбиту. Нужна большая тяга, движок с приемлимыми параметрами удельной тяги. А вот многократное зажигание для этого не нужно.

Очень желательно имхо

Простой маломощный движок на амил+(гептил/гидразин) сделает все что нужно. Это дешево

Это означает РБ. РБ это дорого. Я не знаю почему это так, но это так.

РБ - иногда единственный вариант.

Иногда - да.
Но последние годы всё чаще и чаще - нет.

Поэтому сейчас проектировать РН, которая без РБ фактически не может вывести почти ничего полезного (как предлагает выше Prokrust), имхо неправильно.
Разумнее - РН, на которую при редкой необходимости можно поставить РБ.

Повторное включение никогда не сравниться по энергетике с РБ (при прочих равных условиях). Есть задачи, которые для повторного (многократного) включения 2й ступени недоступны. Поэтому РБ - это крайне желательная опция для любой ракеты, без которой средство выведения не может считаться максимально эффективным.

это ровно то же самое, что написал я.

[Demir_Binici]

Повторное включение никогда не сравниться по энергетике с РБ (при прочих равных условиях).

Смотря какие орбиты. На круговые 300-500(-700?) км наличие РБ может и повредить. Двигатель веса добавляет, система разделения, корпус. Выше, наверное выгоды от РБ перевешивают, но остаётся вопрос стоимости. Ещё выше и по стоимости за кг с РБ наверное выгоднее.

Есть задачи, которые для повторного (многократного) включения 2й ступени недоступны.

Это конечно. Хотя смотря какая вторая ступень и какая ракета. Atlas V 401 вполне себе двухступенчатая ракета.

Поэтому РБ - это крайне желательная опция для любой ракеты, без которой средство выведения не может считаться максимально эффективным.

Слова "крайне" и "любой", я бы опустил или смягчил. А по сути согласен.

[B7BB]

У F-1 сладкий тракт?

F1 - вообще-то открытой схемы.
После газогенератора в турбину идет "сладкий" газ, да.

В соседних темах, а может и прямо в этой высказывались мнения что тна на сладком газе в случае керосина неработоспособны.

[Prokrust]

У F-1 сладкий тракт?

F1 - вообще-то открытой схемы.
После газогенератора в турбину идет "сладкий" газ, да.

В соседних темах, а может и прямо в этой высказывались мнения что тна на сладком газе в случае керосина неработоспособны.

Для закрытой схемы не работоспособны.
А в открытой схеме всегда сладкий газ на турбине.
Как я понимаю схема с кислым газом идущим в турбину есть только в ракетных движках и больше нигде.