Ангара и ЗиХ (3-я серия)

AP>>Но я, собственно, именно из-за незначительности потерь и предлагаю как раз не выжимать из двигателя 100% эффективности, а, имея уже достаточно высокий УИ (при Рк ~18 МПа), постараться максимально упростить его.

Все выходные ходил и мучался — пришла в голову одна идейка, а компа под рукой нету . Хочу прикинуть график Iуд. для керосинок с зависимостью от Рк. И посчитать массовые потери от падения импульса. Ведь удельный импульс тяги это не абстрактная величина и не золотой идол, это отношение тяги к расходу Iуд = P/(dm/dt). Вобчем все что мне надо это значения энтальпии для керосина, кислорода и водорода. А программуля у меня есть, при чем хорошая , боевая. Исходить будем из предположения, что на Зените захотели заменить РД-171 на НК-33 . Поглядим во что это выльется.

Nick_Crak>А вот нельзя ли прикинуть (если не влом и есть немного времени ) ТАК:
Nick_Crak>Разложить ЖРД по полочкам в массогабаритах (полную схему)
Nick_Crak>%массы бустер окислителя
Nick_Crak>%бустер топлива
Nick_Crak>%турбина
Nick_Crak>%газогенератор
Nick_Crak>%трубопроводы
Nick_Crak>%КС
Nick_Crak>%соло и т.д.
Nick_Crak>Вот тогда и было бы ВИДНО, куды котится У Вас все же опыта по более, и достаточно просто ПРИКИДКИ на "ощущениях":)

Вот прикидки по ощущениям будут разные , если вы еще этого не заметили . А считать всерьез — пардоньте, но это практически эскизный проект ЖРД .

AP>>Сейчас лучше прикинем на пальцах массы двух РН с разными двигателями. Если сравнивать РД-170 (с УИ 309 с) и его конкурента с такой же тягой, Рк 18 МПа, УИ 304 с и вдвое

Fakas>И не хорошо для НК-33 брать пустотный импульс, а для РД-170 — земле, не хорошо .

А вот Вейд говорит, что пустотный импульс НК-33 - 331 с, а вот откуда 304 на земле? у тогоже Вейда даётся 297 с, может конечно у.и. так заметно подрос за счёт повышения давления до 18 МПа, получается, что 3 МПа прибавляют 7 сек так чтоли. А вот у РД-180 и 191 у.и на земле уже по 311 с. Так что, по моему сравнивать у.и. надо либо у исходного НК-33 с РД-170, разница 12 с, то есть 3,8%, либо улучшенный НК-33 с "улучшенным" РД-180, разница 7 с, 2,2%. а вес топлива растёт быстрее чем падает у.и, так как приходится с собой ещё и это дополнительное топливо тащить.

AP>Сергей, привет! А я думал, что ты как все - на даче
AP>Ну-с, продолжим...

Послезавтра опять гуляем .

AP>Для начала напомню, что мы говорили о том, что по моему мнению, рост УИ сильно сдерживается свойствами существующих КМ.

AP>Все вместе это приводит к тому, о чем я и хотел сказать - масса ТНА непрерывно растет с ростом Pк. А на фоне снижения темпа роста УИ и отсутствия новых КМ это приводит к значительному увеличению удельной массы двигателя.

Но рост Iуд. приводит к снижению массы РН в целом. Тоже уже не в превый раз пишу . И если экономия массы всей ступени превышает рост массы ДУ, то эта игра стоит тех свеч, кот-й жгутся .

AP>>>Мы же говорим о том, как повысить УИ при неизменной тяге (т.е. расходе). Увеличвая с этой целью Рк, конструкторы вынуждены повышать либо Ргг, либо Тгг.

Мм.... "т.е. расходе" выбрось . При равной тяге расход будет меньше у ЖРД с большим Iуд. В том то и закавыка .

AP>Возможно, я не очень внятно выразился.
AP>Речь шла о двигателе с фиксированной тягой, т.е. расходом. Поэтому есть ограничение на повышение расхода через турбину - в пределе он равен полному расходу двигателя (а для двигателя с одним ГГ - даже меньше, т.к. max расход будет определяться max расходом LOX + расход керосина с Km, при котором Tгг не опасна для турбины).
AP>Говоря о вынужденном повышении Ргг, я имел в виду степень понижения давления на турбине. Т.е. если расхода не достаточно и (чтобы турбина не горела - материалов таких еще нет ) нельзя повышать температуру (т.е. изменять Км), то единственный способ увеличить мощность турбины - поднять перед ней давление. Вот и получается, что в этом случае рост Pк приводит к непропорциональному росту Pгг.

Нууу... Тут счистать надо. Прикинуть насколько большие проблемы были с мощностью турбины у РД-170. Вобщем с моей точки зрения не все так однозначно и прямо.

AP>А изменение Км с целью повышения работоспособности газа - это и есть увеличение Тгг, о котором я говорил как о втором способе увеличить мощность турбины при постояноом расходе.

Неа . Это при кислом газе. А при сладком ? И работоспособность газа будет повыше, и гореть ничего не будет. Да, я прекрасно помню про коксование, сажу и пр. Но не кажется ли тебе, что это можно попробовать решить, подобрав режимы горения в ГГ ? Или применив метан ?

Fakas>>Но вот как раз этот параметр [степень понижения давления на турбине] не такой уж критичный. Очевидно, что постарались не загонять Тгг.

Fakas>>Саш, ну елы, ну... Ты спал наверное . Тут же коню понятно — проблема была не в турбине, а только на кислородном насосе.

AP>Проблемы есть как в урбине, так и в насосе. И я их четко разделил: на турбине - проблема жаростойкости, а на насосе - проблема воспламенения, которая с повышением давления только обостряется.

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

У 11Д122 проблемы на турбине !? Да ты что ? У водородника проблем с возгоранием турбины в принципе быть не может — там ГГ сладкий. И как может влиять на склонность к воспламенению кислородного насоса его напорность ?

AP>Это хорошо Когда будешь приводить примеры, прикинь, насколько бы изменился УИ в случае отсутстия в этих двигателях завесы охлаждения (особенно жидкостной).

А вот не посчитаю . Нечем . Термодинамику КС пожалуйста, но не более. С потерями увы, даже не помню точно как считать . Так у тебя данные есть по энтальпиям ?


Fakas>О, оценочные. Ну я так и думал, что ты не считал ничего

AP>А как я мог что-либо еще, кроме оценок, посчитать? И не твои ли это слова: "считать всерьез — пардоньте, но это практически эскизный проект ЖРД"

Мои , я не отказываюсь. Но и оценочных графиков не привожу .

AP>Насчет того, что я ничего не считал - характер графиков от этого не изменится. Только цифры по оси ординат (которых все равно не было на моей картинке )

Ну так давай тогда не опрерировать оценочными данными, ОК ? Они уж больно зависят от способа оценки .

Fakas>Ты возрастание массы баков считал ? А раму для ДУ ? Ведь НК-33 однокамерный и ДУ придется набирать из нескольких НК-33. В массу же РД-171 рама входит.
Fakas>И не хорошо для НК-33 брать пустотный импульс, а для РД-170 — земле, не хорошо

AP>А разве я где-нибудь написал, что конкурентом будет НК-33?
AP>Вообще-то, я предполагал, что это будет 4-х камерный двигатель - "упрощенный" РД-170, о котором так много говорил Старый. Естественно, с рамой , Рк 18 МПа, УИ 304 с и вдвое (как минимум) меньшей массой (по сравнению с РД-170). Тогда увеличение массы топлива будет не больше тех-самых ~1.6%, но никак не 5%.

О, видишь, ты берешь непосчитанный, а прикинутый двигатель и сравниваешь его с реальным. Поэтому я и принял его за НК-33, иначе как то не серьезно получается — ведь цифирь то будет отличаться. Реальные то значения Iуд. получают на стенде, и это как раз интегральный параметр — с учетом всех потерь и пр. А брать посчитанный только термодинамически движек, прикидывать на пальцах оценочно его массу и сравнивать с реальым немного не корректно, не правда ли ?
Поэтому, я предлагаю 2 сравнительных расчета — что было бы если бы на Зенит поставили НК-33 вместо РД-171 и второй — зависимость массы ступени без ДУ с ростом Рк для керосинок. Опять таки параметры возьмем Зенитовские, как наглядные, т.е. время работы 150 с, тяга для округлости 8000 кН. И поглядим .

2Fakas&AP

Два вопроса чайника:
1. Если завесное охлаждение , например, водородом, и (!)его температура в критике =~ температуре всего газа - то такая завеса должна, по теории, повышать Иу?
2. Пусть мне отрубят...хм..палец, но если бы вы , вдвоем, еще б и ПОСЧИТАЛИ (ака, вам бы денег заплатили за потраченное время )то у вас вообще то получается вполне приличная КОНСТРУКТОРСКАЯ КОНЦЕПЦИЯ(эффективного в отношении стоимости, одноразового по определению, изделия). Или нет?

Ник

VovaKur>>а вес топлива растёт быстрее чем падает у.и, так как приходится с собой ещё и это дополнительное топливо тащить.

AP>Зато "лишний" вес двигателя тащить не приходится . Так что относительное увеличение массы топлива в этом конкретном случае не равно относительному падению УИ.

Уффф... Саш, я тут долго считал, правил постинг, потом решил — не буду сравнивать крокодила с бегемотом. Давай так — возьмем посчитаем термодинамически Iуд при 18 МПа и для 25 Мпа для керосина и сравним расходы. Скажем так, 10 м/с потери импульса это + почти 9 кг/с расхода топлива. Общее возрастание 1300 кг. Будет ли твой движек легче РД-171 на 1 т. 300 кг хз, я не берусь судить.
Но пустотный импульс у него должон быть 3292,6 м/с , а на земле 3018,2 м/с — на 10 м/с меньше РД-171, иначе сравнение нечестное . Если получится меньше - соотв и потери по массе.

Если сравнивать НК-33 с РД-171, то разница еще существеннее — 115 кг/с.

Fakas>>Так у тебя данные есть по энтальпиям ?

AP>В propep все это есть и (кажется) в удобочитаемом виде. Для прикидок и оттуда сгодится.

А что такое proper ? Я считаю TDK - знакомая тебе должна быть весчь, и там увы БД по топливам нету . Так что если не сложно кинь мне данные, можно мылом.

Fakas>>Но рост Iуд. приводит к снижению массы РН в целом. Тоже уже не в превый раз пишу . И если экономия массы всей ступени превышает рост массы ДУ, то эта игра стоит тех свеч, кот-й жгутся.

AP>Вот это и есть ключевой вопрос!
AP>То, что масса РН с ростом УИ падает, я и сам здесь часто повторял (когда со Старым по поводу РД-170 воевал ). И еще я приводил как-то цифру оптимального Pк для первой ступени, высчитанного по условию максимума ПН (сколько там всего ступеней рассматривалось - не помню; где-то у меня лежит тот pdf - если найду, то выложу его). Цифра это была 35 МПа. Долгое время это был мой идеал Впрочем, для многоразовых пилотируемых аппаратов я продолжаю считать эту цифру близкой к идеалу (при условии, что двигатель тоже будет использоваться много раз).

AP>Но здесь идет обсуждение одноразовой РН, которая должна стать рабочей лошадкой на долгие годы. Поэтому стоимость должна играть не меньшую роль, чем эффективность. Именно для двигателя такой РН я и предлагаю не гнаться за близкой к 100% эффективностью. Ведь масса РН при этом уменьшается всего на несколько едениц процентов, а сложность и стоимость двигателя растет в разы.

Ну давай так, насчет процентов да, насчет разов... Ну извини, но несколько голословно, если уж на то пошло.

AP>>>>Мы же говорим о том, как повысить УИ при неизменной тяге (т.е. расходе).
Fakas>>Мм.... "т.е. расходе" выбрось . При равной тяге расход будет меньше у ЖРД с большим Iуд. В том то и закавыка

AP>Во-первых, с ростом Pк относительный рост УИ не такой уж и большой, т.к. линия графика постепенно выполаживается (надеюсь, я правильно применил это слово ) Собственно, именно этот факт и дает основание к призывам оснановится где-нибудь на Pк 18 МПа.

А это факт ? Считать надо, очень серьезно считать.

AP>>>А изменение Км с целью повышения работоспособности газа - это и есть увеличение Тгг, о котором я говорил как о втором способе увеличить мощность турбины при постояноом расходе.
Fakas>>Неа. Это при кислом газе. А при сладком?

AP>Повторю, что "сладкий" газ не решает проблму с КМ, а отсрачивает ее (коксование и прочее действительно оставим в стороне). Т.е. для "сладкого" газа тоже есть предел работоспособности (т.е. мощности турбины), определяемый свойствами КМ - а именно жаропрочностью. Даже если взять схему с 2 ГГ, то и у нее есть свой предел.

Да опять таки прикинуть надо, насколько мал запас мощности турбины. Но это ведь турбина расхода, там запасы обычно большие, извращаться с парциальной турбиной, многоступенчатостью и прочей лабудой не приходится. Да и проектировать лопатки можно по разному, не мне тебе рассказывать.

AP>А теперь вопрос. Сколько процентов дополнительного УИ мы получм при попытке достичь этот предел, учитывая что график УИ от Pк пологий? А во сколько раз увеличится сложность и стоимость двигателя?

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

Тогда встречный вопрос — во сколько раз возрастет сложность РН ? Ведь для получения заданных параметров ПН придется улучшать массовое совершенство РН (тут увы я немного того, почти профан, но все таки). Т.е. применять опять таки новые КМ, сложные технологии, ведь размеры баков с размерами ЖРД несопоставимы. А требования возрастут. Пример провала стратегии, основанной на облегчении баков и применении КМ уже известен — Х-33.

AP>>на турбине - проблема жаростойкости, а на насосе - проблема воспламенения, которая с повышением давления только обостряется.
Fakas>>У 11Д122 проблемы на турбине !? Да ты что ?

AP> Да кто же про него говорит!? Мы же рассуждаем теоретически о проблемах дальнейшего повышения УИ и Pк А слова Губанова я привел, чтобы показать, что уже в 11Д122 не все просто было с насосом LOX. А дальше еще хуже (сложнее) будет

Ты его вспомнил , не я . А насчет сложностей с насосами... У кого их не было ? Разве у вытеснительных ЖРД . Я лично по рассказам на ВМЗ ничего такого не помню. Газовод да, крутой (технологически), турбина — йойойойой ! , даже внутренняя рубашка КС крутая. А про насосы не припомню . Хотя не спорю моглло быть... Ровно так же как у любого другого нового ЖРД.

Fakas>>Ну так давай тогда не опрерировать оценочными данными, ОК ? Они уж больно зависят от способа оценки

AP>Вообще-то, это не мои оценки. Особенно УИ от Pк - в любом учебнике по ЖРД ты можешь найти этот график.

Да заради бога, видел я их тышшу раз, это ж азбука . Кто бы спорить стал . Но ведь это оценочный график. Оценочный, даже без шкалы.

AP>Кроме того, оценочные расчеты массы, конечно же, не дают точную цифру, но характер зависимости показывают достаточно точно. Если у тебя все-еще есть сомнения, я все-таки могу запостить сюда вывод этих оценочных формул, а ты покажешь, где и почему они ошибочны.

А вот хз. Опять таки оч. зависит от того кто считал, вернее от страны обучения .

Fakas>>брать посчитанный только термодинамически движек, прикидывать на пальцах оценочно его массу и сравнивать с реальым немного не корректно, не правда ли?

AP>А как же мне еще сравнивать несуществующий двигатель с существующими? Я же не могу сам построить его в железе А рассматривать вместо него четыре НК-33 не хочу, т.к. они проигрывают "моему" двигателю и по УИ, и по массе (в сумме).

Ну а потому и предлагаю реальный ЖРД, т.к. сделать хорошую оценку массы ЖРД мы с тобой увы не в силах .

Fakas>>предлагаю 2 сравнительных расчета — что было бы если бы на Зенит поставили НК-33 вместо РД-171 и второй — зависимость массы ступени без ДУ с ростом Рк для керосинок.

AP>Во-первых, без массы ДУ сравнивать неинтересно - прирост массы топлива почти равен (или хотя бы сравним) снижению массы ДУ.

Насчет равен или сравним я тебе написал уже +8 кг на -10 м/с импульса. Это абсолютная величина, рассчитана из определения Iуд. И без прироста массы баков. Опять же повторюсь — массу без ДУ предлагаю оценивать, т.к. прирост массы ЖРД мы с тобой корректно не посчитаем. А прикидки — да будет тяжелее втрое — нет в потора раза — нафиг не нужны .

AP>Я как раз предлагаю немного снизить эффективность двигателя и за счет этого значительно снизить стоимость. Но вот посчитать и доказать это я пока не могу (ни на пальцах, ни в Excel'е или еще в чем-нибудь). Вот и остаются одни только оценки

О, это тоже увы проблема. Но вот одно могу тебе предложить... Чей запуск дороже Ариана-5 или Зенит-SL ? И почему Ариан никогда не сравняется по стоимости подготовки к запуску с Зенитом, равно как и американские РН ? Я имею в виду именно стоимость запуска, без стоимости носителя, т.е. всех работ, сооружений и пр. Чуешь к чему клоню ? К массе РН .

AP>>>Ограничения первого варианта [повышние давления в КС] в основном связаны с ТНА, т.к. его масса растет линейно.
Fakas>>Ну как сказать... если говорить о турбине, то как минимум на момент нашей с тобой учебы запас по массе был.

AP>Для высоких давлений основная доля массы ТНА приходится на его корпус: тяжелые улитки с толстыми стенками, а в случае большого расхода - подводы тоже большие и тяжелые.

Я че то не пойму, чего ты за них уцепился ? Как раз улитки можно сделать полегче — просто технологически это будет сложнее. А вот трубопроводы намного больше жрут по массе — они ведь длиннее и давление там такое же.

AP>>>Высокие давления способствуют снижению стойкости материалов к возгоранию.
Fakas>>Закрытая схема позволяет благодаря расходу не завышать Тгг. сверх меры.

AP>Мы же говорим о том, как повысить УИ при неизменной тяге (т.е. расходе). Увеличвая с этой целью Рк, конструкторы вынуждены повышать либо Ргг, либо Тгг.
Стоп, мы говорим про закрытую схему. А в ней Ргг не может быть меньше Рк. Ну физически не может. Т.е. повысить Рк не поднимая Ргг просто нельзя. А раз мы говорим о предкамерной турбине, то ее мощность можно обеспечить расходом. Ну в крайней мере сдвижкой Км для повышения работоспособности газа.

AP>Насчет первого - смотри выше про массу ТНА (кстати, в РД-170 степень понижения давления на турбине, равная 2 (двум) - рекорд для предкамерной турбины, говорит о том, что расхода в таких "керосинках" уже недостаточно).
Ни о чем это не говорит. В РД-170 много рекордного. Но вот как раз этот параметр не такой уж критичный. Очевидно, что постарались не загонять Тгг. Можно прикинуть потребную и полученную мощность.
AP>Насчет второго (Тгг) - это вопрос времени. Сегодня еще можно держать Тгг ниже 800К (кислая среда), но продолжать повышать Рк только за счет Ргг проблематично.

Мдя... Объясни тогда как по другому ? В закрытой то схеме.

AP>"Сладкий" ГГ на самом деле проблему не снимает, а лишь отсрочивает - для турбины определяющим фактором здесь уже будет жаропрочность. К тому же вот что Губанов писал про РД-0120: "При обеспечении работоспособности основного и бустерных кислородных насосов основным вопросом явилось исключение возгорании конструкции при высокихдавлениях среды (до 600 атм.)"

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

Саш, ну елы, ну... Ты спал наверное . Тут же коню понятно — проблема была не в турбине, а только на кислородном насосе. И проблема была в том, что эта беда могла "чиркнуть" ротором по статору и загореться.

AP>Во-вторых, я говорил о способах снижения (в идеале - полного их исключения) потерь УИ из-за охлаждения. Думаю, ты не будешь спорить с тем, что специально организованный пристеночный слой (особенно - в случае жидкостной завесы) снижает УИ.

Буду . Все зависит от того какой ЖРД .

И я че то не понял — ты что предлагаешь адиабатический процесс ? Так это утопия...

Fakas>А вот тут бы интересно поглядет рассчеты и еще один график - массу всей РН

AP>По зависимости УИ от Рк сомнений у тебя, наверное, нет.
Оценочные расчеты массы ТНА есть в Овсянникове. Хотя там,

О, оценочные. Ну я так и думал, что ты не считал ничего .

AP>Естественно, рисуя эту картинку, я ничего не считал

Ага .

AP>График массы РН от Рк можно попробовать сделать (но не сейчас - у нас уже ночь, напутаю чего-нибудь обязательно).

AP>Сейчас лучше прикинем на пальцах массы двух РН с разными двигателями. Если сравнивать РД-170 (с УИ 309 с) и его конкурента с такой же тягой, Рк 18 МПа, УИ 304 с и вдвое меньшей массой (как минимум), то увеличение массы топлива на первой ступени составит не больше ~1.6%. А учитывая, что масса нового двигателя должна быть раза в 2-2.5 меньше (не больше 5 тонн), то и того меньше (при исходной массе ступени 300 тонн роста общей массы этой ступени вообще не будет, а при исходной массе меньше 300 тонн - общая масса ступени даже уменьшится).
Т.о. в первом приближении массы РН, оснащенные РД-170 и его конкуретом, можно считать одинаковыми

AP>Надеюсь, я нигде не обсчитался (давно на пальцах уже не считал )

А вот я хочу то же, но не на пальцах . А если на пальцах, то... Ты возрастание массы баков считал ? А раму для ДУ ? Ведь НК-33 однокамерный и ДУ придется набирать из нескольких НК-33. В массу же РД-171 рама входит.
На пальцах прикинутый расход дал мне повышение потребной массы топлива более чем на 5%. Это только на пальцах. И только топлива.
И не хорошо для НК-33 брать пустотный импульс, а для РД-170 — земле, не хорошо .

Fakas>Тогда встречный вопрос — во сколько раз возрастет сложность РН ? Ведь для получения заданных параметров ПН придется улучшать массовое совершенство РН (тут увы я немного того, почти профан, но все таки).

А на самом деле АР прав, замена одного РД-171 на 5 НК-33 на Зените практически не скажется на стартовой массе и массовому совершенству бака. Я сам по началу подумал, что бак придётся легче делать, и решил посчитать, и вот что у меня получилось.
Данные от Вейда
РН Зенит:
стартовая масса 459 т
масса первой ступени 353,2 т
пустая первая ступень 28,6 т
двигатель РД-171 9,5 т
двигатель НК-33 1,222 т
У.И.вак РД-171 337 с
У.И.вак НК-33 331 с

масса верхних ступеней ПН и пустого бака первой ступени получается 104,7+28,6=133,3 т
отношение начальной массы к конечной 3,44, это даёт скорость
Ln(3,44)*337*9,8=4083 м/c, для набора такой скорости с у.и. 331 с, требуется отношение конечной массы к начальной 3,52, при тойже стартовой массе, масса того что остаётся после отработки первой ступени должна быть 130,3 т, тоесть не трогая верхние ступени, первая должна быть на 3 т легче, а 5 НК-33 весят 6,11 т на 3,39 т легче чем РД-171 при примерно равной тяге на земле, соответственно при этом стартовая масса даже на тонну уменьшится, правда нужно учесть что на земле разница в у.и этих двигателей немного побольше, да и бак нужен чуть побольше, так что действительно тут мы по стартовой массе ничего не добиваемся. Единственное что смущает, НК-33 не управляемый двигатель, его ещё качать нужно а это лишний вес, или потеря у.и. в случае рулевой камеры, если это учесть, то мы конечно в целом по массе проиграем, а у РД-171 камеры уже отклоняемые.

Fakas>Уффф... Саш, я тут долго считал, правил постинг, потом решил — не буду сравнивать крокодила с бегемотом. Давай так — возьмем посчитаем термодинамически Iуд при 18 МПа и для 25 Мпа

А разве пустотный у.и. зависит напрямую от давления в камере? на земле, понятно, зависит. Например РД-58 имеет у.и. 3450 м/с, за счёт большёго расширения сопла, при том что давление у него в камере всего 7,8 МПа. Хотя с большим давлением проще сделать большёе расширение.

Fakas>для керосина и сравним расходы. Скажем так, 10 м/с потери импульса это + почти 9 кг/с расхода топлива.

А для какой это тяги? ведь расход пропорционален тяги.

Общее возрастание 1300 кг. Будет ли твой движек легче РД-171 на 1 т. 300 кг хз, я не берусь судить.
Fakas>Но пустотный импульс у него должон быть 3292,6 м/с , а на земле 3018,2 м/с — на 10 м/с меньше РД-171, иначе сравнение нечестное . Если получится меньше - соотв и потери по массе.

Не очень понятно, откуда возрастание 1300 кг, и цифры У.И., это ты как-то рассчитал теоретически,или это параметры какого-то движка.

avmich>Можно, пока нет Старого, без гонора, подытожить претензии к Ангаре? Товарищь А.П.? Я пока вижу такие: недоразмеренность УРМа (что ставит предел грузоподьёмности при высокой еффективности), низкую тягу стартовых двигателей (что увеличивает гравитационные потери) и... что ещё? Дороговизна РД-191 против... чего? НК-33? при учёте большей еффективности? Что ещё?

Вобщем-то, мои две основные претензии к Ангаре вы уже сами изложили. Я бы только приоритеты поменял:
- дороговизна УРМ'а (в основном за счет дорогого двигателя, как мне кажется).
- недоразмеренность УРМ'а для тяжелых вариантов Ангары.

А дороговизну РД-191 нужно определять по отношению не к НК-33, а к новому двигателю, который должен быть специально создан для одноразовых РН.

Вообще же на ключевой для топика вопрос, что выгоднее - потратиться на разработку, а потом экономить на дешевых изделиях, или сэкономить на разработке, а потом переплачивать за дорогие многоразовые изделия - я склоняюсь к первому варианту ответа.

VovaKur>по моему сравнивать у.и. надо либо у исходного НК-33 с РД-170, разница 12 с, то есть 3,8%, либо улучшенный НК-33 с "улучшенным" РД-180, разница 7 с, 2,2%.

Конечная цель - получить "дешевый" двигатель для одноразовой РН, не слишком сильно уступающий по УИ сегодняшним "многоразовым", но использующимся с теми же целями (т.е. РД-171/180/191). Замена этих же двигателей в многоразовых применениях не планируется => сравнивать с их "улучшеными" версиями нет необходимости.

Т.к. новый двигатель предлагается делать сегодня, то его УИ должен получиться выше, чем у уже довольно старого НК-33 - на земле где-то на уровне 304-307 с. А вот удельная масса - примерно такая же.

Можно поподробнее о недостатке тяги первой ступени? Какие ускорения считаются "хорошими" - т.е. и не чрезмерными, и достаточно экономичными (по гравитационным потерям и по атмосферным)? Какой предел ускорений желателен/достижим (в обозримом будущем) для пилотируемых стартов?

И ещё, о стоимости создания двигателя. Читая Губанова, складывается впечатление, что это - работа на годы могучему коллективу, и очень немаленькие миллионы долларов. Если так, то стоит ли разрабатывать "с нуля" движок для Ангары? Если не с нуля - то как примерно это будет выглядеть - вот, скажем, идея взять за основу семейство РД-170/РД-180/РД-190, и как-то упрощать-удешевлять, с небольшими потерями по параметрам? И сколько это может занять времени/денег?.. Например?

AP>Сначала - пессимистичный (для меня ) вариант.

AP>Разница УИ у меня (точнее у propep, а взять его можно по указанной ссылке) получилась 6.5 сек (63.7 м/с).

Саша, извини, но нахрена мне неизвестно что за прога, если у меня есть боевая, кот-я применяется в наших КБ ? Все что мне нужно это значения энтальпий. Люююди, ну дайте кто нибудь, а ?

AP>Т.е. меньше чем у РД-171 на 2.1%. Рост расхода для сохранения тяги будет таким же и составит (для тяги 7250кН) 50.2 кг/с. Всего на 150 с дополнительно нужно 7530 кг топлива. Если принять, что новый двигатель будет легче в 1.5 раза (это разница между НК-33 и РД-191 по уделной массе), то снижение его массы составит 3167 кг => разница в массе ступени 4363 кг.

Немного не корректно. Корректнее взять удельныу тягу НК-33 (я ведь с ним все время сравниваю) и экстраполировать ее для для тяги РД-171. Масса такого ЖРД получится 5 900 кг. Но ! Рк у НК-33 все таки не 18 Мпа, а 14,5 и надо еще добавить УВТ. Т.е. это оптимистичная для твоей точки зрения оценка . Т.о. выигрыш по массе ДУ получится по оптимистичной оценке 3 900 кг и общий баланс массы получится - 3600 кг, т.е. эти три с половиной тонны забери у 2-й ступени. Но ! Это оптимистичная оценка. Если сравнивать по Iуд. на земле (а ведь это ДУ 1-й ступени, так что пустотный импульс это так, красивый параметр ), то получим потерю в расходе не 7,5 т, а все 17 т. Вот так то. Это между прочим расчет, более менее приличный, а не просто утверждение .

AP>Плюс масса баков (надеюсь, ее прирост будет существенно меньше прироста содержимого ) и (чтобы не терять ПН) дополнительное топливо для компенсации прироста массы топлива - итого (примем себе в ущерб ) утяжеление стартовой массы РН составит 8 тонн.

Утяжеление баков тоже можно прикинуть. Плотность компонентов и Км известны, диаметр баков тоже. Единственно что неизвестно это погонный вес баков.

AP>Как видишь, ни о каких 250 тоннах (или на сколько там Ариан-5 тяжелее Зенита) и речи быть не может.

Я кстати этого не утверждал, я только сказал, что сильная потеря в импульсе выливается в потери по массе, что оч. ярко показывают Ариан-5 и ВА-2. Кстати разница между Зенит-3SL и Ариан-5 кажись поболе 250 т будет.

AP>Зато получаем намного более простой => дешевый двигатель.

А вот это уже как раз утверждение . Без расчетов. Да и ценой такого удешевления будут или снижение массы ПН (т.е. не удешевление вывода и как бы даже не удорожание) или усложнение конструкции всей РН — ведь провал по ДУ надо тогда исправлять вытягиванием массового совершенства конструкции РН.

Видишь, тут как раз ярко проявляется понимание философского смысла фразы "БТНА ставят для снижения массы баков" и его не приятием . BTW набрел недавно на конспект лекций по ТРАП и первая фраза в лекции про БТНА была именно эта . При чем конспект, а значит и лектор был не мой.

AP>Оптимистичный вариант.

Уже был .

AP>Или еше оптимистичнее.

AP>Расчетный УИ на земле у RS-76 (или теперь - у его преемника RS-84) при 18 МПа - 308 сек. Т.. разница иежду ним и РД-171 составляет как раз те самые 10 м/с, о которых ты говорил.

Подожди, расчетный или реальный ? Я то для РД-171 оперирую реальным, полученным на стенде Iуд. И я бы удержался от сравнения а) реального и проектирующегося ЖРД; б) американского и советского ЖРД.

PS
Хз, это сокращение. Буква "З" озаначает слово "знает", а буква "Х" — по вкусу . Обусурманился ты, разоворной речи не слышишь .

Fakas>>Уффф... Саш, я тут долго считал, правил постинг, потом решил — не буду сравнивать крокодила с бегемотом. Давай так — возьмем посчитаем термодинамически Iуд при 18 МПа и для 25 Мпа

VovaKur>А разве пустотный у.и. зависит напрямую от давления в камере? на земле, понятно, зависит. Например РД-58 имеет у.и. 3450 м/с, за счёт большёго расширения сопла, при том что давление у него в камере всего 7,8 МПа. Хотя с большим давлением проще сделать большёе расширение.

Все параметры движка зависят от Рк. Не линейно конечно, но зависят. Оч. долго рассказывать, но для понимания этого достаточно поглядеть на формулу тяги и определение что такое удельный импульс тяги. Но на формулы для СИ — из них сразу нужные размерности получаются .

Fakas>>для керосина и сравним расходы. Скажем так, 10 м/с потери импульса это + почти 9 кг/с расхода топлива.

VovaKur>А для какой это тяги? ведь расход пропорционален тяги.

Написал уже, 800 т.

VovaKur>Не очень понятно, откуда возрастание 1300 кг, и цифры У.И., это ты как-то рассчитал теоретически,или это параметры какого-то движка.

Внимательно читай, все написано. Сравнения НК-33 и РД-171 тоже я уже привел.

AP>>Сначала - пессимистичный (для меня ) вариант.

Fakas>Саша, извини, но нахрена мне неизвестно что за прога, если у меня есть боевая, кот-я применяется в наших КБ ? Все что мне нужно это значения энтальпий. Люююди, ну дайте кто нибудь, а ?

Люди мрачно кивнули и взвесили на ладонях дубины.... Я уже два месяца пытаюсь сам рассчитать энтальпию диоксифтордифторметана
(FO-CF2-OF -на первый взгляд отличный окислитель для орбитальных двигателей) .. и хренушки Ник

Nick_Crak>Если завесное охлаждение , например, водородом, и (!)его температура в критике =~ температуре всего газа - то такая завеса должна, по теории, повышать УИ?

До того, как такая завеса прогрется/смешатся с ядром потока, она успеет уменьшить эффективность камеры сгорания - т.е. части камеры до критики. А доля этой части в общей тяге камеры может быть больше половины. Так что я не уверен, что чистый водород вернет двигателю в сопле больше тяги, чем он забрал у него в КС.

Fakas>Давай так — посчитаем термодинамически Iуд при 18 МПа и для 25 Мпа для керосина и сравним расходы.

OK.

Сначала - пессимистичный (для меня ) вариант.

Разница УИ у меня (точнее у propep, а взять его можно по указанной ссылке) получилась 6.5 сек (63.7 м/с). Т.е. меньше чем у РД-171 на 2.1%. Рост расхода для сохранения тяги будет таким же и составит (для тяги 7250кН) 50.2 кг/с. Всего на 150 с дополнительно нужно 7530 кг топлива. Если принять, что новый двигатель будет легче в 1.5 раза (это разница между НК-33 и РД-191 по уделной массе), то снижение его массы составит 3167 кг => разница в массе ступени 4363 кг. Плюс масса баков (надеюсь, ее прирост будет существенно меньше прироста содержимого ) и (чтобы не терять ПН) дополнительное топливо для компенсации прироста массы топлива - итого (примем себе в ущерб ) утяжеление стартовой массы РН составит 8 тонн. Как видишь, ни о каких 250 тоннах (или на сколько там Ариан-5 тяжелее Зенита) и речи быть не может.
Зато получаем намного более простой => дешевый двигатель.

Оптимистичный вариант.

Долой propep , смотрим, чего можно сегодня реально достичь при Pк = 16-18МПа.
УИ РД-120К 304 сек - меньше чем у РД-171 на те самые 1.6%, о которых я писал в прошлый раз => расход увеличится на 38 кг/с, а в итоге масса ступени увеличится (при тех же допущениях) на ~5 тонн.

Или еше оптимистичнее.

Расчетный УИ на земле у RS-76 (или теперь - у его преемника RS-84) при 18 МПа - 308 сек. Т.. разница иежду ним и РД-171 составляет как раз те самые 10 м/с, о которых ты говорил. По рокетдайновским оценкам он лишь немного тяжелее (по удельной массе) НК-33. Т.о. разница по массе между ним и РД-171 будет даже больше, чем подсчитанные тобой 1300 кг => масса ступени уменьшится.

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

RS-76 и RS-84, конечно, не летали. Но ведь замену для РД-171 для одноразовых РН должны будут делать с учетом всех сегоднящних достижений => он наверняка будет лучше, чем созданный в 60-70-х годах НК-33 и не хуже, чем заокеанский двигатель.

AP>>линия графика [УИ с ростом Pк} постепенно выполаживается Собственно, именно этот факт и дает основание к призывам оснановится где-нибудь на Pк 18 МПа.
Fakas>А это факт? Считать надо, очень серьезно считать.

Под фактом я имел в виду выполаживание графика УИ. Да и ты сам говорил, что это азбука.

Fakas>Тогда встречный вопрос — во сколько раз возрастет сложность РН ? Ведь для получения заданных параметров ПН придется улучшать массовое совершенство РН (тут увы я немного того, почти профан, но все таки). Т.е. применять опять таки новые КМ, сложные технологии, ведь размеры баков с размерами ЖРД несопоставимы. А требования возрастут. Пример провала стратегии, основанной на облегчении баков и применении КМ уже известен — Х-33.

Ни в коем сдучае! Никаких сложных и дорогих технологий! Для компенсации роста массы первой ступени (если такое вообще произойдет - см. самый оптимистический вариант) достаточно еще немного добавить топлива и увеличить время работы двигателя. Ведь в конце-то концов, рост массы составит не сотни тонн (как в Ариане-5, с которой ты постоянно пытаешься меня сравнять ), а всего от силы 8-10. Все технологии баков останутся прежними (хотя, может и их лучше упростить - для снижения стоимости).

AP>Вообще-то, это не мои оценки.
Fakas>Но ведь это оценочный график. Оценочный, даже без шкалы.

Да, без шкалы, но увидеть "куды котится" © Nick_Crak он вполне позволяет.

Fakas>А вот хз.

Не понял. Что такое хз? Надеюсь, не ругательство в мой адрес?

Fakas>>Саша, извини, но нахрена мне неизвестно что за прога, если у меня есть боевая, кот-я применяется в наших КБ ? Все что мне нужно это значения энтальпий. Люююди, ну дайте кто нибудь, а ?

AP>OK, не нравится propep

Да не вопрос "нравится-не нравится". Не хочу я тянуть аналог
того что у меня есть.

AP>Второй вариант - у Варбана Астру попроси.
AP>Ну и попутно вопрос: чем тебе значения энтальпий из этих программ не подходят? Ведь (я так думал всегда ) это интенрнациональные величины.

Я ж тебе и пишу — выдери отттуда и дай мне. А я уже все прикину на имеющейся у меня проге кот-ю я хоршо знаю. Ну не хочу я тянуть, не хочу. Есть все у меня. Кроме энтальпий.

Fakas>>Корректнее взять удельныу тягу НК-33 (я ведь с ним все время сравниваю) и экстраполировать ее для для тяги РД-171. Масса такого ЖРД получится 5 900 кг. Но ! Рк у НК-33 все таки не 18 Мпа, а 14,5 и надо еще добавить УВТ.

AP>Нет, Сергей, ты никак не хочешь меня понять. Как мне еще объяснить, что я "делаю" новый двигатель .

Да все я понял. Просто я не вижу смысла в сравнивании гипотетического двигателя с уже существующим в целях доказательства неверности концепции последнего. Понимаешь ? Ведь ту же массу ты не можешь прикинуть точно. Поэтому если и сравнивать гипотетический ЖРД, то только с гипотетическим. Для этого я и хочу оценить разницу в массе ДУ, кот-я нужна для компенсации падения Iуд. И для этого мне нужны значения энтальпии для кислорода и водорода (тоже хочу прикинуть). Выпиши их из этого Proper'а плииииз .

AP>Надеюсь, все это прозвучало не слишком амбициозно )

А может и да . В том то и прикол, что это сложно на пальцах оценить.

AP>Ну и объясни мне попутно, как же все-таки выбираются и обосновываются исходные данные для новых двигателей, если даже ТЗ на корню объявляются голословным только на том основании, что в предшественниках, созданных десятилетия назад, такие параметры не были достигнуты?

Это ты мне ? Если да, то я этого не говорил. Кстати, попутно мне все таки хочется понять почему разработчики РД-170 пошли на такие параметры. Ведь согласись, в нем куча, скажем так, экстремальных (я специально не написал передовых во избежание ) решений. Ведь и высокое Рк, и гибкие газоводы, изакритический ротор ТНА, и кислый газ на грани возгорания турбины было большим техническим риском. И они наверняка понимали, что за провал по головке не погладят. Но все таки пошли на такую интенсификацию, а не применили старые проверенные решения.

Вот что мне интересно.

AP>Кстати, вот здесь можно попробовать получить то, что тебе нужно: Thermodynamics properties
AP>Думаю, можно и в других местах подобное найти.

Ну слава тебе господи, вытянул таки из тебя .

Fakas>>Просто я не вижу смысла в сравнивании гипотетического двигателя с уже существующим в целях доказательства неверности концепции последнего.

AP>Вообще-то цель - доказать необходимость создания нового двигателя для одноразовых РН.

Так это IMHO очевидно .

Fakas>>мне все таки хочется понять почему разработчики РД-170 пошли на такие параметры.

Вобчем так... Я тут прикинул термодинамику. Не оч. уверен в исходных данных по кислороду с того сайта (в смысле, чтоя их правильно перевел и интерпретировал) и не до конца проанализировал. Но ! На основании посчитанного я получил разницу импульса между 18 и 25 МПа порядка 70 м/с. Далее прикидывем по описанной методике для Зенита например (800 т тяги, 150 с) и получаем + 9 т топлива. Т.е. 2 гипотетических двигателя, одноразовых, выжатых до упора по прочности (считанных по завышенному пределу прочности с выходом на пластичные деформации там где это можно, помнишь еще ? ) должны различаться по массе на 9 тонн что бы быть равнозначными . При том, что многоразовый РД-170 весит ненамного больше этих 9-ти тонн . Так стоит ли импульс свеч ?
Я собираюсь еще более глубоко все проанализировать.

AP>Идеологически - "один раз потратиться, а потом пожинать плоды" - я разработчиков поддерживаю. Но я думаю, что они переоценили значение многоразовости - в точности так же, как и американцы со своим Шаттлом. В результате был превышен некий предел сложности, после которого собственно "пожинать плоды" не удается, даже наоборот - в случае с Шаттлом выходит сплошное разорение. С РД-170 немного лучше - он используется одноразово на одноразовых РН.

Насчет многоразовых ЖРД это особо отдельный разговор и я уже много по этому поводу писал. Кратко — IMHO нет смысла.
А вот для Зенита используется РД-171. Я не знаю о том одноразовый он или многоразовый. Если есть точные сведения — you welcome ! Равно как и по его массе.

AP>Я не исключаю также и политический мотив, который продвигатется Старым. Особенно учитывая, что эта была вторая попытка Глушко штурмовать 25 МПа. Первая была неудачной - РД-270 (кажется) так и не был завершен из-за многочисленных проблем.

А вот это уже из области гаданий, увы...