TEvg, ты не понял! У водорода УИ выше!

Я являюсь сторонником применения на РН углеводородного топлива, в частности метана т.к. плотность упаковки атомов водорода в таких топливах большая, а значит топливо компактно, РН меньше и дешевле. В водородном же топливе от одной молекулы до другой ходить надо.

На что мне было справедливо замеченно, что УИ у водорода выше.

Предлагаю вашему вниманию две РН. Слева - водородная Дельта-4, справа керосиновая Ангара. Как не трудно заметить Дельта - больше, тяжелее (по сухой массе), дороже в производстве и разработке, чем ее керосиновая соперница.

А полезная нагрузка? У Дельты - 20,5 тонн, у Ангары - 24,5 тонн.
А почему? Ведь УИ у водорода выше? УИ-то конечно выше, только он расходуется на перевозку самой ракеты, например УРМ Дельты весит 24,5 тонн, а УРМ Ангары - 8 тонн.

TEvg> Я являюсь сторонником применения на РН углеводородного топлива, в частности метана т.к. плотность упаковки атомов водорода в таких топливах большая, а значит топливо компактно, РН меньше и дешевле. В водородном же топливе от одной молекулы до другой ходить надо.
TEvg> На что мне было справедливо замеченно, что УИ у водорода выше.
TEvg> Предлагаю вашему вниманию две РН. Слева - водородная Дельта-4, справа керосиновая Ангара. Как не трудно заметить Дельта - больше, тяжелее (по сухой массе), дороже в производстве и разработке, чем ее керосиновая соперница.
TEvg> А полезная нагрузка? У Дельты - 20,5 тонн, у Ангары - 24,5 тонн.
TEvg> А почему? Ведь УИ у водорода выше? УИ-то конечно выше, только он расходуется на перевозку самой ракеты, например УРМ Дельты весит 24,5 тонн, а УРМ Ангары - 8 тонн.

У "Тяжелой" Дельты-4 в описанной конфигурации заявленная нагрузка на LEO составляет 27 тонн, но это, действительно, фигня. Проблема в том, что, если надо лететь "выше", преимущества водорода действительно проявляются в полной мере. Т.е. водород нужен для стационара, Луны, межпланетных полётов, а для LEO, действительно, полезность его сомнительна.

В чём-то я согласен со Старым, утверждающим, что водородная первая ступень - сон разума.

Водород со фтором еще лучше - вдвое плотнее и УИ выше. А по ядовитости фтор вдвое менее токсичен чем диметилгидразин. И технология применения фтора отработана на РД-301.

Я, как и достопочтенный TEvg, адепт МЕТАНА или СПГ как будущего топлива МАССОВЫХ РН. Именно массовых, серийных. Керосин, НДМГ, водород -это топлива периода рекордистов, когда девизом было - "Во что бы то ни стало, несмотря ни на что, и любой ценой!".
Девиз меняется на- "Больше, проще, дешевле и без пыли-шума" Тут конкурентов СН4 или, что еще вероятнее СПГ просто нет. Дешево, не требует хай-тек инноваций -позволяет пользовать старые наработки, экологично и, в конечном итоге, весьма неплохо по ТТХ.

Ник

Wyvern-2> Я, как и достопочтенный TEvg, адепт МЕТАНА или СПГ как будущего топлива МАССОВЫХ РН. Именно массовых, серийных. Керосин, НДМГ, водород -это топлива периода рекордистов, когда девизом было - "Во что бы то ни стало, несмотря ни на что, и любой ценой!".
Wyvern-2> Девиз меняется на- "Больше, проще, дешевле и без пыли-шума" Тут конкурентов СН4 или, что еще вероятнее СПГ просто нет. Дешево, не требует хай-тек инноваций -позволяет пользовать старые наработки, экологично и, в конечном итоге, весьма неплохо по ТТХ.

Метановый двигатель получается не очень хорошо. Он наследует часть недостатков водородника и часть недостатков керосинки. Метан не слишком-то хороший охладитель. Да, его теплоёмкость может быть и больше, чем у керосина, но диапазон жидкого состояния в рубашке двигателя меньше.

Во всяком случае, воронежцы за основу метанового двигателя взяли не керосинку, а водородник. Так что говорить, что метан не требует инноваций, некорректно.

Дёшево - это только если удастся довести массовость метановых ракет до массовости "Семерки"...

2 Андрей Суворов
На самом деле с метаном всё не так плохо
С одной стороны - проблемы конечно есть, но с другой - метан он как сместь керосина и водорода 1:1
Т.е. наиболее выгодный из углеводородов....
Водород конечно ещё лучше - но гимора с ним непропорционально больше...

>Т.е. наиболее выгодный из углеводородов....

Выгодный в каком отношении? В плане УИ? Ну хорошо, а если оценивать комплексно?

>Дешево, не требует хай-тек инноваций -позволяет пользовать старые наработки, экологично и, в конечном итоге, весьма неплохо по ТТХ.


Мое ощущение же всегда что метан - это именно хайтек. Двигатель двойной криогенности - всегда хайтек.

TEvg> TEvg> А полезная нагрузка? У Дельты - 20,5 тонн, у Ангары - 24,5 тонн.
а УРМ Ангары - 8 тонн.

Маленькая поправка: У Ангары 24 тонны это ЗАЯВЛЕНАЯ ПН, а сколько она будет на деле - вилами писано. Так же и сухая масса УРМ.
И ещё один момент. На один УРМ Дельты приходится два УРМ Ангары (на боковые блоки) А два УРМ это уже 16 тонн, что в сравнении с 24 тоннами Дельты смотрится уже по другому. Ну а после того как мы узнаем сухой вес и ПН реальной а не рекламной Ангары-5 ситуация будет ещё хуже для неё.
Кстати, откуда данные про сухую массу УРМ 8 тонн? Чтото я слышал уже про 12-14?

Были Гениальные Люди и они Делали Гениальные Ракеты.

Вернер фон Браун сделал Сатурн-5 с первой ступенью на керосине, второй и третьей на водороде.
Вот это и надо копировать.

Керoсин плox тем, чтo oбугливaется и следoвaтельнo плox для oxлaждения. Кaк с этим у метaнa? A чтo если прoпaн кaк в зaжигaлке? Oн не криoгенен пoд рaзумным дaвлением, тo есть сaм себе нaддувaет бaки, будучи в жидкoм сoстoянии. Если дaвление в oxлaдительнoй трубке великo (скoлькo?), тo не зaкипит.

>Керoсин плox тем, чтo oбугливaется и следoвaтельнo плox для oxлaждения.

Вывод не правильный. С этим борятся.

>Кaк с этим у метaнa?

Нет, метан не коксуется, как минимум пока не закипит. Но вот теплоемкость до кипения у него не ахти какая.

>Если дaвление в oxлaдительнoй трубке великo (скoлькo?), тo не зaкипит.

Где-то тут пробегали критические параметры для пропана. Если не ошибаюсь, критическая температура для него меньше 60 С. Заведомо хуже керосина. С другой стороны пропан дает совершенно мизерные уже приросты к керосину.

Керосин, как охладитель не используют как раз, из за мизерной теплоемкости

 

А вот это новость. Как раз им (керосином) и охлаждают.
Пример: все двигатели семерки, все двигатели Н-1. Первая ступень Saturn-V, далее до бесконечности.

Окислитель для охлаждения используют только для небольших ЖРД, так как мал расход керосина. Из примеров могу привести только ЖРД "СПутник миниморум" тягой 1 т.

метан №2 после водорода

 

Внимание цифры:
теплоемкости средние
керосин - 2200
жидкий метан - 3400
метан газ - 2200
вода - 4200
"мизерная" теплоемкость керосина всего в 1,5 раза меньше, чем у ЖИДКОГО метана.

Который, в свою очередь, хуже чем у воды. Где же второе место???

FILAS>

Керосин, как охладитель не используют как раз, из за мизерной теплоемкости

 

FILAS> А вот это новость. Как раз им (керосином) и охлаждают.
FILAS> Пример: все двигатели семерки, все двигатели Н-1. Первая ступень Saturn-V, далее до бесконечности.
FILAS> Окислитель для охлаждения используют только для небольших ЖРД, так как мал расход керосина. Из примеров могу привести только ЖРД "СПутник миниморум" тягой 1 т.
FILAS>

метан №2 после водорода

 

FILAS> Внимание цифры:
FILAS> теплоемкости средние
FILAS> керосин - 2200
FILAS> жидкий метан - 3400
FILAS> метан газ - 2200
FILAS> вода - 4200
FILAS> "мизерная" теплоемкость керосина всего в 1,5 раза меньше, чем у ЖИДКОГО метана.
Перекисью охлаждали и английские "Гамму" и "Стентор", и российский РД-502.

Дело в том, что интегральная тепловосприимчивость охладителя зависит не только от его теплоёмкости и количества, но ещё и от разницы температур - в баке и предельной, до которой его можно нагреть.

Керосину, как, впрочем, и пропану, можно здорово помочь, если перед заправкой его охладить до подходящей температуры. Это здорово помогает и в смысле плотности, и количество тепла, которое он может воспринять, увеличивается на треть.

Насчёт охлаждения окислителем - в учебниках по ЖРД разбираются схемы охлаждения азотной кислотой ЖРД, работающих на АК-керосине. Случайно в КБХМ, у Исаева, не делали такие движки - с охлаждением азотной кислотой?

И ещё. То, что я читал о теплоёмкости жидкого кислорода - что она равна 3/4 теплоёмкости воды. То есть, выше, чем у керосина. Поэтому ЖК не охлаждают из-за малой теплоёмкости кислорода-газа, а не малой теплоёмкости кислорода в жидкой фазе (памятуя, что жидкого окислителя ещё и больше, чем горючего). Хотелось бы проверить данные по теплоёмкости ЖК.

Есть ли специально разработанные двигатели на жидких водороде и кислороде, для старта с поверхности Земли, т.е. атмосферные?
Или какое минимальное соотношение для водородников удельных импульсов в пустоте и на у.м.?

Да, это маршевый двигатель шаттла и двигатель Дельты-4.

Соотношение УИ на поверхности и в космосе вообще-то зависит от многих параметров, это не универсальная константа... Можно по Ы-формуле вычислить (здесь приведены относящиеся к делу формулы).

В двух словах, сопло фиксированной длины (точнее, степени расширения) оптимизировано под некое конкретное внешнее давление; при внешнем давлении больше и меньше оптимального УИ меньше. При перерасширении (когда сопло на, скажем, 0,5 атмосферы, а работает на земле, где 1 атмосфера) часто возникает отрыв потока в сопле, резко ухудшающий УИ. Стараются сделать так, чтобы и на земле ещё не было отрыва (чтобы УИ был побольше) и в то же время чтобы в вакууме не было излишнего недорасширения (опять же для увеличения УИ). Оптимум у разных движков разный... зависит, например, от циклограммы выведения . Хотя, наверное, можно и грубо коэффициентом аппроксимировать - взять УИ того же SSME на земле и в вакууме... Что касается именно минимального этого коэффициента - надо по движкам поперебирать.

avmich> Да, это маршевый двигатель шаттла и двигатель Дельты-4.

Ну, вроде это не атмосферные движки, строго говоря. Они же работают вплоть до выхода на орбиту. ССМЕ тот, вообще, мало чего добавляет к стартовой тяге... и запускается до старта из соображений безопасности...


avmich> Соотношение УИ на поверхности и в космосе вообще-то зависит от многих параметров, это не универсальная константа...

Понятно, но ее выбирают исходя из циклограммы выведения. Не будут же вакуумный движок ставить на бустер?!?


avmich> Что касается именно минимального этого коэффициента - надо по движкам поперебирать.

Их (движков) не так уж много...
Все эти данные мне нужны были, чтобы показать, что безотносительно к стоимости, чисто технически, полностью кислород-водородная ракета будет ВЕСИТЬ меньше, чем ЛЮБАЯ другая на химическом топливе. Т.е. даже первая ступень будет весить меньше, чем ЛЮБАЯ другая.
Другое дело, стоимость двигателя, баков, арматуры, стартового комплекса и прочей инфраструктуры водорода, СКОРЕЕ ВСЕГО, съест техническое превосходство.

Насчет якобы очень большом весе ступеней на водороде из-за малой плотности последнего - это просто неправда. Ну может в СССР не получилось разработать такую, вот и все.

Вторая ступень Saturn-V в вариантах, использовавшихся начиная с Apollo 15, имела сухой вес 36 т при заправленном 490 и тяге 454т. в вакууме. Т.е. 7.34% сухого веса. Много ли вы знаете столь легких керосиновых ступеней? Собственно, примерно 5.7% - нижний предел для них, достижимый только при гораздо больших масштабах (первая ступень того же Сатурна). Близкая по времени разработки (середина 60-х) и массе (451т. заправленной) советская 1 ступень Протон-К на НДМГ/АТ имеет 6.9%, почти столько же. Несколько меньшая по масштабам первая ступень Зенита - 8,1%, заметно больше.

Даже обладавшая способностью к автономному маневрированию и ориентации, перезапуску двигателя в полете и механизму хранения и разделения лунного модуля (и поддержки над ним CSM) третья ступень S-IVB имела сухой вес 11.5% - достаточно небольшой для такого набора фич. Ни один отечественный разгонный блок на долгохранимом топливе или керосине не является таким легким.

Так что весь вопрос в техническом уровне промышленности, а не в топливе. Создавать легкие конструкции под криогенное топливо с высоким У.И. можно, причем даже в условиях политизированной спешки.

Да, замечу что S-IVB еще имела теплоизоляцию, позволявшую перезапускать двигатель с частично израсходованным топливом через время до 6 часов после запуска. Это была основная точка, где так поглощалась масса.

Насчет первой ступени - согласен стопроцентно, в многоступенчатой ракете для вывода нагрузок на орбиту смысла в первой ступени на водороде нет.

Первая ступень должна быть на керосине, оптимально (если задаваться массовыми характеристками, а не финансовыми) - с небольшим запасом ХС, километра 2 в секунду, так чтобы только дать возможность работать 2 ступени с двигателями с высотным соплом. Такая ракета на нынешний день являлась бы оптимальной (с первой ступенью на керосине в 2 км/с и второй в 7-7.5 на водороде с двигателем с УИ около 470-475 сек).

Если речь заходит о полностью одноступенчатом носителе - с plug nozzle и т.п. - то водород становится просто единственно доступной альтернативой.