Даешь $100/кг на LEO!

yuu2>Просветите:

yuu2>А почему собственно - метан, почему не многокомпонентные - пропан-бутан, пропан-метан, пропан-метан-водород и др.?

Почему не пропан-бутан? Чем обусловлен более высокий УИ метана? Тем, что в нём относительно больше водорода, чем в керосине. В метане на один атом углерода 4 водорода. В керосине в пределе два к одному. То есть пропан-бутан это шаг в сторону керосина, ещё меньший прирост УИ но сохранение гемороя с криогенной жидкостью.

Nick_Crak>Недостаток небольшой, но ПРИНЦИПИАЛЬНЫЙ. Именно из за него к сегодняшнему дню (и вообще никогда) РДТТ не заменит вообще ВСЕ ракеты Хотя по совокупности ЭКСПЛУТАЦИОННЫХ характеристик РДТТ конечно лучшие.

Всё конечно очень сложно. Можно и так посмотреть и этак. РДТТ не так уж пост в эксплуатации, например перевозка снаряжённого РДТТ тяжела и опасна. Большие РДТТ вообще приходится собирать на месте, согласитесь, это не облегчает эксплатацию.

Nick_Crak>Просто НЕВОЗМОЖНО смешать вместе вещества имеющие высокую энергетику взаимодействия и после этого их хранить (перевозить, кантовать, изменять температуру и т.д.).

Конечно, более низкий УИ и большая сухая масса это недостатки РДТТ, но они отнюдь не принципиальные. То есть они не мешают использованию. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЙ недостаток, это такой, который делает невозможным применение и который нельзя обойти. Например, если требуется повторный запуск одного двигателя, то применение РДТТ принципиально невозможно, это недостаток принципиальный. Или если требуется изменять тягу по неизвестному заранее закону.


Nick_Crak>На самом деле способ управления вектором тяги путем "инжекции газа или жидкости в закритическую область сопла" является НАИЛУЧШИМ. Это самое простое техническое решение, наименьшая масса аппаратного оборудования, самые малые потери Уи и тяги, в некоторых режимах даже УВЕЛИЧЕНИЕ параметров отсутвие критичных по термомеханическим свойствам органов управления и т.д. и т.п. Но вот РЕАЛИЗОВАТЬ его очень сложно. Почему? Очень подробно объяснял Varban

Не понял, о чём это вы? А почему же по-вашему такой простой и эффективный способ не применяют? Почему на Титане-3 применяли, а на Шаттле не стали? Почему на Титане-4В отказались? Если так просто и эффективно вдувать в сопло, то зачем этот геморой с качающимися соплами? И потом, как это слив компонента по существу за борт может увеличить УИ? Какая такая наименьшая масса, когда требуется ёмкость для компонента и система подачи?
Я не понял, имеете ли вы в виду только РДТТ, или и ЖРД тоже? Если да, то почему на ЖРД не применяют, ведь там же проще некуда, отбирай от ТНА и туда. Интересно всё-таки, как вы для себя объясняете, почему отказались от "выгодного" впрыска в сопло и придумали качающиеся сопла?

Старый>> Читать про изюм ГРД не знаю где,...
Nick_Crak>вот здесь немного про ГРД

Почитал ссылку. Что-то про "изюминки" там не особо. Я же сужу по энциклопедии "Космонавтика" стр84-85.
Всё-таки вы объясните, как вы предлагаете обеспечить качественное смесеобразование и полноту сгорания в ГРД, и достаточно высокое давление в камере сгорания.
В целом я считаю, что если некая техническая идея известна давно, были попытки её внедрить, но она так и не применяется, значит тому есть причины и необходимо от них не уходить, а прямо о них говорить. Если вы нашли какое-то новое, ранее неизвестное решение, позволяющее преодолеть недостатки ГРД, то назовите его прямо. Пока же по вашему получается, что все создатели ракет просто дураки, не хотят применять простые и эффективные ГРД, метан, вдув в сопло, а применяют разный дорогостоящий геморой, вроде керосина, водорода, качающихся двигателей и сопел.

Fakas>Это смотря какой газ вдувать. Если холодный, то падает Iуд., если горячий то ой — как раз термически нагруженные органы и получаются.

Вдув ЛЮБОГО газа снижает УИ. Потому что пропустив его через КС и критическое сечение сопла мы разгоним его до большей суорости, чем вдув в расширяющуюся часть сопла, там, где поток уже достиг сверхзвуковой скорости.

Fakas>Усе правильно, усе справедливо, но только дл РДТТ. Для ЖРД практически не применяется, т.к. качать КС проще.

Качать КС отнюдь не проще. Качать КС очень сложно. Вдувать жидкость в сопло взяв, её от ТНА было бы дешёвейшим решением, но это приводит к совершенно немыслимому падению УИ.

Fakas>По поводу смеси метана с водородом. IMHO это все равно, что воду с ртутью смешивать.

Это уж точно. Метан замёрзнет и заклинит ТНА.

ratman>
ratman>К вопросу об Ангаре...
ratman>Действительно, что может быть проще и массовее УРМа ?
ratman>
ratman>P.S. Я все ждал, когда же вы подставитесь...

Может когда и подставлюсь, но не в этот раз. Вряд ли что может быть дороже и сложнее, чем РД-191.
К вопросу о массовости. По вашей логике, чем из большего количества блоков состоит РН, тем она массовее? Тогда самой дешёвой будет ракета состоящая из множества бесконечно малых блоков. Под массовостью естественно понимается количество ракет, а не количество входящих в неё деталей. С деталями вы сами знаете, всё наоборот, чем больше, тем хуже.

Nick_Crak>>Вообщем, давно уже ПОДСЧИТАЛИ и ПРОВЕРИЛИ - метан(а также пропан, бутан и природный газ)намного более выгодны, чем и Н2 и керосин.

Всё-таки когда делаете заявления противоречащие общепринятой практике потрудитесь привести хотя бы какие-то аргументы в их пользу. Кто посчитал? Когда это "давно"? Не могли бы вы воспроизвести эти расчёты или хотя бы дать ссылку на авторитетный первоисточник? И если всё давно известно, почему никто не применяет? Ретрограды? Лохи? Вредители?

hcube>Кстати, самый тяжелый Атлас только-только догонит Протон-М с КВРБ по весу на ГПО и ГСО. И это несмотря (а точнее, только благодаря) на водородный разгонник, он же вторая ступень. Очень кстати, интересная ракета. У нее, правда, есть один кардинальный недостаток по сравнению с Ангарой - ейные УРМ (CCB), они не предназначены для связывания по несколько штук сразу. Потому как тонкие и хилые. Зато за счет этого - нефиговое массовое совершенство. Правда на LEO она вытаскивает мало.

Атлас почти в два раза легче Протона, при той же ПН на ГСО. Вот что такое водород. Хотя конечно и жестяные стенки первой ступени играют роль. У Атласа всего две ступени, у Протона - четыре. Вот что такое водород. Проект атласа с тремя ССВ тоже разрабатывался, но от него отказались. В этом классе осталась одна тяжёлая Дельта-4. Блоки Дельты4 и Атласа5 никак нельзя сравнивать с УРМ, ибо никто не пытается их пристроить на лёгкие носители, типа Космоса-3М. На ЛЕО мало потому, что чем больше общая характеристичкская скорость, тем эффективнее водород. При применении на РБ водород увеличивает ПН вдвое, при применении на 2-й ступени для вывода на ЛЕО - в полтора раза (всё по сравнеию с керосином). При применении на 1-й ступени практически не даёт преимущества.

Старый>>Трудно даже навскидку вспомнить случай, чтобы программу отвергли из-за неприемлемой стоимости выведения.
CaRRibeaN>Смотря какую программу. Космический туризм там

Интересно, какую это программу космического туризма отвергли из-за большой стоимости выведения? Не слышал... По любому, корабль для туризма будет дороже ракеты, особенно если правда Союз стоит три с половиной мегабакса.

Старый>>Во всяком случае даже если выведение станет дармовым, никто не бросится строить солнечные электростанции
CaRRibeaN>Почему? Место на ГСО дорогое?

Для электростанции не нужно покупать место, ибо насколько я понимаю её не требуется регистрировать в МКРЧ. Сама она дорогая. По крайней мере существенно дороже, чем обычные электростанции. Так что на коммерческой основе пока наврядли кто ломанётся, а за счёт налогоплательщика только попробуйте!

CaRRibeaN>У нас, насколько я знаю не используют, потому что используют керосин А метан - это инфраструктура, большие НИИОКР для создания эффективных двигателей и т.п. Прирост импульса в среднем проентов 20%, а денег надо вкладывать много. ПОэтому в мире, когда комерческую космонавтику делают подходят так - сначала берут военные разработки, а потом выжимают из криогеники максимум - т.е. переходят на водород. А метан как бы выпадает.

В целом мысль верна. Только с 20% перебор. Если б там было 20% ему б цены не было. Там 7% едва наскребается. Большие НИОКР это точо, потому что переделать существующую технику не получается, нужно всё заново делать. Так после НИОКР ещё и в эксплуатации постоянные проблемы, типа взрывоопасность в смеси с воздухом да и вообще криоген.

CaRRibeaN>Японцы сейчас делают апгрейд для своей ракеты J-1 так вот у нее вторая (а м.б. и первая) ступени метановые и на наших двигателях.

Не будет там метана, а скорее всего не будет и апгрейда.
Впрочем, японская космическая программа до того странная, что от них чего хочешь можно ждать. Тем более за деньги налогоплательщика.

CaRRibeaN>Из этой табличка видно что
CaRRibeaN>1) Коммерческий интерес представляют Атласы выше 511
CaRRibeaN>2) На низкие орбиты эта ракета достаточно никудышна, стоимость самой дорогой 110+ мегабаксов, а вытаскивает как Протон. Впрочем и то лучше чем Дельта-4.
CaRRibeaN>3) А-551/541 таки лучше Протона-М с Бриз-М (я видел много оценок, сколько он может вытащить на ГСО, но склоняюсь что 3000-3200 кг)
CaRRibeaN>4)На LEO опять же Атласы таскают весьма и весьма прилично.
CaRRibeaN>Послная стартовая масса 551-ого 546 тонн - заметно лучше чем у Протона.

Нельзя судить по изолированным примерам. Нужно брать всё явление в целом и разбираться. По неведомым причинам, чем выше орбита, тем эффективнее водород. Поэтому на ЛЕО и так мало. Надо учитывать, что Атлас выводит на ГПО в две ступени, а Протон - в четыре. Надо учитывать, что протон запускается с более северных широт и при выводе на ГПО ему требуется разворачивать плоскость, а атласу-нет. Надо учитывать, что на атласе более совершенная конструкция 1-й ступени и дв-ль с большим УИ, чем у Протона, но более тяжёлый. На вариантах атласа кажись навесные ТТУ, очень неэффективные, а вес добавляют. Вот скоко всего надо учесть, чтоб сравнивать дешевизну технических решений. Одно тут очень важно и несомненно: при запуске с Канаверала Протон вывел бы на ГПО значительно больше, чем с Байконура.

>Нельзя судить по изолированным примерам.

Слушайте, вас там снегом не засыпало? М.б. вы на заметили ЧЕГО я анализирую. Написали килобайт текста и все не о чем, лучше бы про спутниковую связь писали, а не "помечали территорию", уж простите.

>Вот скоко всего надо учесть, чтоб сравнивать дешевизну технических решений.

А я думал цены доставки килограмма на ГСО вполне достаточно.

>Одно тут очень важно и несомненно: при запуске с Канаверала Протон вывел бы на ГПО значительно больше, чем с Байконура.

Правильно, а из Куру еще бы больше. Ну и?

Nick_Crak>>МЕТАН=дешевый ВОДОРОД!

Старый> Метан это все недостатки водорода при отсутствии его достоинств.

Второй раз от Вас требую фактов — какие именно недостатки общие для метана и водорода ? Вы обвиняете Nick-Crack в голословности, так будьте добры не быть самому голословным. Я не разделяю его оптимизма, но и Ваших наездов на метан понять не могу.

Fakas>>Это смотря какой газ вдувать. Если холодный, то падает Iуд., если горячий то ой — как раз термически нагруженные органы и получаются.

Старый> Вдув ЛЮБОГО газа снижает УИ. Потому что пропустив его через КС и критическое сечение сопла мы разгоним его до большей суорости, чем вдув в расширяющуюся часть сопла, там, где поток уже достиг сверхзвуковой скорости.

Кроме того поток при этом тормозится, особенно если вдуваемый газ холодный. Гарячий же газ сложно регулировать.

Fakas>>Усе правильно, усе справедливо, но только дл РДТТ. Для ЖРД практически не применяется, т.к. качать КС проще.

Старый> Качать КС отнюдь не проще. Качать КС очень сложно.
Ничего подобного, для однокамерных ЖРД это очень даже просто. Если честно, то до того как я узнал про РД-170 я думал что для многокамерных это невозможно . Если учесть что его создатели неглупые люди , то очевидно, что гемор с высоконагруженными сильфонами газоводов был оправдан.

По поводу использования вдува для РДТТ. Все зависит от топлива (если газ горячий, а это более менее экономичная схема). AFAIR скажем для МБР Trident II (точно обозначение не помню) его так и не смогли сделать, столкнувшись с очень сильной эрозией тракта. Пришлось делать гибкое (качающееся сопло). Наши эту задачу смогли решить.

Fakas>>>Это смотря какой газ вдувать. Если холодный, то падает Iуд., если горячий то ой — как раз термически нагруженные органы и получаются.

Старый>> Вдув ЛЮБОГО газа снижает УИ.

Таааак робяты! А теперь раскажите мне о методах изменения вектора тяги которые НЕ вызываю падение Уи иили ТЯГИ

Ник

Старый>> К вопросу о массовости. По вашей логике, чем из большего количества блоков состоит РН, тем она массовее? Тогда самой дешёвой будет ракета состоящая из множества бесконечно малых блоков.

ratman>Не передергивайте. Откуда вы взяли бесконечное множество ракет ? Количество двигателей на первой ступени определяется максимальной мощностью одного мотора. У любимого вами Протона их 6. У Ангары 5 - их 4.

Я вовсе не передёргиваю и не предполагаю, что вы собираетесь воскрешать OTRAG. Хотел только на этом крайнем примере показать, что массовость массовости рознь. Что увеличение кол-ва блоков за счёт уменьшения каждого из них даст обратный результат. К достоинствам и недостаткам Ангары и альтернативным предложениям если вы не возражаете вернёмся в соответствующем топике.

ratman>Правильно. УРМ - очень простая ракета. И нужно их очень много. А то что у нее сложный двигатель с высоким уи - не нужно экономить на уи. Себе дороже обойдется
ratman>Так что ваш аргумент о массовости работает в пользу УРМ.

Экономить на УИ не стоит, но и выжимать каждую секунду любой ценой тоже не стоит, что вроде ясно из примера с фтором и метаном. За счёт снижения УИ на 6 сек можно вдвое понизить давление в камере по ср. с РД-191 (как в НК-33)а за счёт введения рулевых двигателей удешевить конструкцию. Снижение Рк также слегка облегчает дв-ль и сильно упрощает.

Но давайте по этому вопросу встретимся чуть позже на топике про Хруничев/Ангару. Ещё по Диалогу хочется проехаться, аж свербит и чешется.

Fakas>Второй раз от Вас требую фактов — какие именно недостатки общие для метана и водорода ? Вы обвиняете Nick-Crack в голословности, так будьте добры не быть самому голословным. Я не разделяю его оптимизма, но и Ваших наездов на метан понять не могу.

Извиняюсь, не успеваю на всё реагировать. Я считал, что это общеизвестно.
Общие недостатки:
1.малая плотность,
2.низкая т-ра кипения,
3.взрывоопасность в смеси с воздухом.
Малая плотность - это большие баки и многоступенчатые насосы в ТНА.
Криогенность это захолаживание, циркуляция, кавитация, намерзание льда на баки. Сложность транспортировки хранения и заправки. Кавитация это более мощные бустерные ТНА.
Взрывоопасность в смеси с воздухом это взрыв при любой утечке, даже просачивании. Это очистка баков от воздуха перед заправкой. Это система дренажа и отвода паров.
То есть все недостатки водорода налицо, но нет его единственного достоинства - высокого УИ.

Nick_Crak>Уи практический:
Nick_Crak>Уи водород-кислород - 4170кмс
Nick_Crak>Уи керосин-кислород - 3300кмс
Nick_Crak>Уи метан-кислород - 3650кмс
Nick_Crak>Масса практическая оборудования:
Nick_Crak>К+О2 -100%
Nick_Crak>Н2+О2 -140%
Nick_Crak>М+О2 - 110%

Ну и т.д. Где я могу проверить эти данные?

yuu2>Вместо перекачивания жидкости или тем более газа вдвигаем в камеру сгорания простое метан-водородное "полено". Получим РДТТ с жидкокислородным окислителем.

Патент: ракета на дровах! (шутка) А что, такое полено бывает? Тоде уж не вдвигайте, а делайте ГРД.

Nick_Crak>Таааак робяты! А теперь раскажите мне о методах изменения вектора тяги которые НЕ вызываю падение Уи иили ТЯГИ

Естественно все снижают. Но вдувание больше всех. Так сильно, что перевешивает все сильфоны, гидроприводы и прочий геморой.

>>Нельзя судить по изолированным примерам.

CaRRibeaN>Слушайте, вас там снегом не засыпало? М.б. вы на заметили ЧЕГО я анализирую. Написали килобайт текста и все не о чем, лучше бы про спутниковую связь писали, а не "помечали территорию", уж простите.

Не прощу! (шутка) Я вам всё прощаю.
Я хотел только сказать, что сравнивая ПН Протона и Атласа нельзя сделать вообще никакого вывода. Слишком разные конструкции и условия. При запуске с одного космодрома Протон вывел бы значительно большую ПН, чем Атлас, нельзя же из этого делать вывод, что гидразин лучше керосина а РД-180 хуже РД-253. (Я вам таких выводов не приписываю, просто говорю, что слишком много факторов надо учесть) Если обе ракеты не сравнивать, а обобщить, то вывод сделать можно: нарол готовится к потяжелению ПН. Но этот вывод вы уже и сами сделали.


CaRRibeaN>А я думал цены доставки килограмма на ГСО вполне достаточно.

Да уж конечно! А цена рабочей силы? А если цена килограмма на Пегасе дороже, чем на Дельте-4, вы скажете, что РДТТ дороже водородных? Повторяю ещё раз: одиночных сравнений недостаточно, надо учитывать всю совокупность факторов.

>>Одно тут очень важно и несомненно: при запуске с Канаверала Протон вывел бы на ГПО значительно больше, чем с Байконура.
CaRRibeaN>Правильно, а из Куру еще бы больше. Ну и?

Значит он лучше Арианы.

Про снег лучше не напоминайте. То всё летом нашу сеть молнией било, хоть зимой отрывались, а тут дождь и снег с крыш пополз. А у нас в россии как принято? Если кабель на земле лежит, значит он ПЛОХО лежит, тут же из него метров 20 исчезает. А без этих метров все остальные вроде как и не к чему. Так что если опять исчезну - не плачьте.

CaRRibeaN>лучше бы про спутниковую связь писали, а не "помечали территорию", уж простите.

Ценю вашу высокую оценку скромных познаний Старого Ламера в спутниковой связи. Однако ж по собственной субъективной оценке это та область, в которой я разбираюсь в наименьшей степени. Хотел с вашей помошью слегка пополнить знания, но не успел пока. Впрочем, ссылки вы хорошие дали. Ракеты мне ближе, там и топик был про Ангару и Байкал, а связью мы занялись просто в ожидании Рэтмэна. Попробую щас пометить всю территорию, и туда!
Правда там тоже надо ещё завалы разгрести.

Nick_Crak>>

Старый> Ну и т.д. Где я могу проверить эти данные?

Везде,а особенно...URL=http://engine.avias.com/issues/08/page02.html]ВОТ ТУТ[/URL]

И вообще почитайте этот журнал - это, слава Богу, не энциклопедия

Ник

Старый>> Вдув ЛЮБОГО газа снижает УИ. Потому что пропустив его через КС и критическое сечение сопла мы разгоним его до большей суорости, чем вдув в расширяющуюся часть сопла, там, где поток уже достиг сверхзвуковой скорости.
Fakas>Кроме того поток при этом тормозится, особенно если вдуваемый газ холодный. Гарячий же газ сложно регулировать.

Горячий газ тоже тормозит поток, ибо весь принцип основан на возникновении скачка уплотнения, локальном повышении давления, которое воздействуя на стенку сопла и создаёт управляющий момент.

Старый>> Качать КС отнюдь не проще. Качать КС очень сложно.
Fakas>Ничего подобного, для однокамерных ЖРД это очень даже просто.

Качать КС ужасно. Сильфоны на полный расход, шарнир на полную тягу, рулевые гидроприводы, бр... А гироскопический момент? Вы не пробовали повернуть ротор работающего гироскопа? А такого скоростного и тяжеленного как ротор ТНА? Вобщем если есть в наличии отдельные рулевые камеры, то лучше уж их.

Fakas> Если честно, то до того как я узнал про РД-170 я думал что для многокамерных это невозможно . Если учесть что его создатели неглупые люди , то очевидно, что гемор с высоконагруженными сильфонами газоводов был оправдан.

Не был он оправдан. Никто это решение не признал и не похвалил. Там ведь ещё и 8 прецизионных гидроприводов с усилием по 50 тонн каждый. А газовод СКВОЗЬ шарнир проходит.
И ведь хорошо известно, как Глушко до этого додумался. Он был просто в цугцванге, ему другого хода не оставалось: ругал-ругал Н-1 за обилие камер, а сам ещё больше предлагает! Говорить "неглупые" здесь нельзя, ведь часто личные амбиции ослепляют даже великих людей. Боролся же он против водорода, и керосина. Прелагал фтор, даже потратил народные деньги на создание дв-ля. А Уткин любил метан, тоже ведь не дурак.