TEvg, ты не понял! У водорода УИ выше!

Про РД-704

В результате получился двигатель, который на первый взгляд ничем не отличается от использовавшихся до сих пор традиционных ЖРД. Однако он один умеет работать в двух режимах: сначала как двигатель первой ступени, при этом в камере сгорания сжигаются традиционные для «околоземного» участка кислород (81,4%) с керосином (12,6%), и к ним еще добавляется водород (6%), а затем как двигатель второй ступени: на этот раз в той же камере сгорания сжигаются доказавшие свою эффективность на «космическом» этапе полета кислород (86%) и водород (14%).

 

В качестве подтверждения мнения, что единого оптимального решения нет, любителям водородных первых ступеней предлагается прокомментировать этот текст:

---

Those with good memories will recall that some SSTO supporters have been
advocating use of dense propellant combinations like H2O2/kerosene or
LOX/propane, instead of the orthodox LOX/hydrogen. The Isp is lower, and
hence you need a higher mass ratio, but the much greater density makes the
mass ratio easier to achieve. When examined with sophisticated scaling
models, rather than mindless "fixed fraction of propellant mass" ones, the
dry mass goes down — despite an increase in gross mass — because the
vehicle is smaller.

Well, Mitch Burnside Clapp has done it again. He's found a big flaw
in a major assumption of the standard argument, and now dense fuels look
even better.

The incorrect assumption is that the total delta-V to reach orbit is the
same for all fuels. It's not. Dense fuels need less. Substantially less.

Consider two SSTOs, one LOX/LH2 and one H2O2/kerosene (I like LOX/propane
myself, but H2O2/kerosene is Mitch's favorite, and it's his discovery...),
with the same GLOM (gross liftoff mass), the same engine thrust (and so
same initial acceleration), and no requirement for G-limiting. Draw a
graph of mass vs. time for both.

Assume for the moment that they have the same total burn time. The curves
(well, lines) start from the same point. The H2O2/kerosene one has to get
rid of more mass, so to reach its final mass in the same amount of time,
the slope of its mass line must be steeper.

Wait a minute. A steeper mass line means that at any time after liftoff,
the H2O2/kerosene SSTO has lower mass than the LOX/LH2 one, and since they
have the same thrust... the H2O2/kerosene SSTO is accelerating faster. If
they have the same total delta-V requirement, that last assumption must be
wrong: the H2O2/kerosene burn time is shorter.

But... the biggest penalty on top of the theoretical delta-V is gravity
losses, and gravity losses are a function of burn time! The H2O2/kerosene
SSTO is accelerating faster, so it has lower gravity losses, and needs
less total delta-V. Moreover, that makes its burn time still shorter, and
its mass line still steeper, so the difference in acceleration is even
larger than it first seems.

Adding G-limiting, which is a practical necessity, changes the details
but not the overall result: the dense-propellant SSTO loses mass faster,
accelerates faster before G-limiting, and so has lower gravity losses.

The bottom line, when all this converges — including a small gain from
lower drag on a more compact vehicle, and a very small bonus from lower
drag making the acceleration still higher — is that a standard orthodox
NASA LOX/LH2 SSTO needs 31000ft/s to reach the space-station orbit, and an
H2O2/kerosene SSTO needs only 29050ft/s.

(In fact, the explanation came after the numbers — when good trajectory
simulations kept coming out with lower delta-Vs for H2O2/kerosene, Mitch
decided he had to understand what was going on.)

Now, consider. The H2O2/kerosene SSTO is operating in a very steep part
of the mass-ratio curve. A 6% saving in delta-V is not trivial. For
engines with a vacuum Isp of 320, the required mass ratio drops from 20 to
16. Given the aforementioned sophisticated scaling models, at this mass
ratio, the H2O2/kerosene SSTO's payload at the same GLOM is now equal to
that of the LOX/LH2 design.

So the dense-fuel SSTO has lower dry mass, smaller vehicle size, cheaper
and easier-to-handle propellants, and now suffers no GLOM penalty... Just
what was the advantage of LOX/LH2 supposed to be again?

По поводу того, что 11Д122 покруче SSME - ради точности - можно указать, по каким техническим показателям? Вроде бы УИ обоих в вакууме одинаков, а на земле у шаттла получше. При том, что у шаттловского ниже давление в камере. Нет?

Касательно высокого массового совершенства водородных ступеней. Можно глянуть на Титан-2 - 6% масса конструкции - и на Циклон-2 - чуть больше 5%. Обе этих ракеты - на долгохранимых азотных топливах. А лучший результат, насколько мне известно - Атлас (самый первый) - около 4%.На керосине и кислороде.

При этом, заметим, само по себе массовое совершенство ступени не является однозначным признаком хорошей ракеты. Как и УИ - признаком хорошего движка. А то летали бы Атласы по первому дизайну, и водородные движки - с соотношением масс кислорода к водороду всего 4 к 1.

Ну, вроде это не атмосферные движки, строго говоря.

 

Что считать атмосферным движком? SSME стартует на земле, три водородных движка шаттла вместе дают 600 тонн тяги. Процентов 20 стартовой массы шаттла, кажется?

Безгазогенераторные схемы, конечно, хороши - но высокого давления в камере, а значит, и УИ выше некоторого предела, с такими движками не получить .

avmich> По поводу того, что 11Д122 покруче SSME - ради точности - можно указать, по каким техническим показателям? Вроде бы УИ обоих в вакууме одинаков, а на земле у шаттла получше. При том, что у шаттловского ниже давление в камере. Нет?
Конструктивно. Одновальный ТНА, отсуствие резонансных камер и перегородок. Ну я уж неоднократно писал, меня даже ободрать уже успели .

Безгенераторные схемы на криогенных компонентах топливной пары дают тоже давление, что и закрытая газогенераторная схема. В принципе.

 

Это известная работа, но в ней этот тезис не подтверждается . На чём основана уверенность "в принципе"?

Что касается схемы с дополнительным компонентом - рабочим телом турбины, то пока что нужно дождаться работы двигателя по этой схеме на стенде. Пока рано говорить однозначно. Теоретически и сопла внешнего расширения выгоднее обычных - однако до сих пор не летают.

Wyvern-2> Уверенность основанна на том, что Вы не совсем поняли схему Третий компонент - не рабочее тело турбины!

Интересный ответ . То есть, если бы схема была понята иначе, то уверенности уже не было бы?

Вопрос остаётся. В статье объяснения нет. "Термодинамически подобна" - это декларация, не более; нигде не сказано, почему это вдруг энергетика охлаждения КС сравнялась с энергетикой ГГ.

Да и в любом случае - это всего лишь одна из теоретически предложенных схем.

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

Ну, "смысл" к технике не пришить Что, по-вашему, есть "смысл"? Если деньги и надежность - да, смысла нет, потому, что керосин будет дешевле и проще. А если, абстрагируясь от всего прочего, заняться, как предлагает Fakas, расчетами:

Кхгм... Вопчем куркулятор в зубы и считать . Нет смысла делать 1-ю водородную ступень. Тяга (а значит расход) большая и объем баков растет.
на 2-й и выше смысл ежу появляется.

 

...то смысл вдруг появляется. Водородная ступень будет легче керосиновой... даже первая, даже в многоступенчатой ракете.

Вот эти расчёты и посмотреть бы . А также комментарии по поводу статьи об одноступенчатой ракете на плотном топливе.

avmich> Вот эти расчёты и посмотреть бы .

Ну, ты даешь! Сто раз это пережевано! Например, здесь: Трехкомпонентные ЖРД (из Форума НК)

Чтобы избавить тебя от перечитывания, в целом очень интересной, но нудной дискуссии, приведу свою же цитату:

В качестве примера, рассмотрим ракету, аналогичную Сатурну-V, у которой, в частности:
M0/Mk = 17,25 (для керосин-кислородной ступени, с учетом всех жидкостей, газов, коммуникаций и двигателей);
M0/Mk = 12,5 (для водород-кислородной ступени, с учетом всех жидкостей, газов, коммуникаций и двигателей);
Масса межступенчатых ступеней составит 0,2% от массы заправленной предыдущей ступени;
Масса системы управления составит 0,065% от массы всех заправленных ступеней;
Масса головного обтекателя составит 0,5% от массы всех заправленных ступеней (например, для Протона);
С учетом потребной скорости выхода на ЛЕО (200 х 200), потерь (гравитационные, аэродинамические, противодавление, управление) и «даровой» прибавки скорости от вращения Земли, получим потребную характеристическую скорость для выхода на ЛЕО: 7790 + 1985 – 465*cos(30) = 9375 м/с (для Сатурна V).
Пустотные удельные импульсы составят (для Сатурна V):
1. для керосин-кислородной ступени – 300 с.(F-1)
2. для водород-кислородной ступени – 415 с.(J-2)
Дополнительные предположения:
1. Отношение пустотных УИ к атмосферным, одинаковы для керосин-кислородной и водород-кислородной ступеней;
2. Каждая предыдущая ступень должна сообщать равные характеристические скорости последующим ступеням или ПН.
3. ГО сбрасывается по окончании работы второй ступени.

Примем массу ПН, равной 10 т. Путем оптимизации (например, с помощью Solver’a в MS Excel), получим следующие значения масс ступеней (для полностью водород-кислородной ракеты):
I II III
78 т. 33,05 т. 13,65 т.
(это «голые» массы заправленных ступеней, т.е. без межступенчатых отсеков, ГО, ПН, СУ).
Общая стартовая масса такой ракеты составит 135,6 т.

Теперь оставим две верхние ступени без изменений и найдем потребную массу первой ступени, использующую керосин-кислородное топливо, получаем:
I II III
126.7 т. 33,05 т. 13,65 т.
Общая стартовая масса такой ракеты составит 184,4 т.

 

avmich> А также комментарии по поводу статьи об одноступенчатой ракете на плотном топливе.

А какие будут комментарии по поводу вышепреведенной цитаты?

Да, Atlas (только не самый первый, а Atlas-D) был полутораступенчатым носителем, выводившим не много ни мало а пилотируемый корабль - Меркурий. Причем если вместо его двигателей (первого поколения, это были вообще первые американские двигатели на керосине, а не на спирте) поставить современные, он вывел бы не меньшую нагрузку вообще как чисто 1-ступенчатая ракета (с отделением только САС через 80-100 секунд). Под современными двигателями я имею в виду, конечно, что-то крутое (РД-0124 например).

Wyvern-2>Третий компонент - не рабочее тело турбины

Он лишь трансмитер тепла от КС через теплообменник до криогенного компонента,

Антиресно - как это оне умудрились пластинчатый теплообменник с водой ужать до 250 кг при мощности 96 МВт.

Пусть меня научат

igor_suslov> А какие будут комментарии по поводу вышепреведенной цитаты?

Комментарии, несомненно есть. Ту дискуссию на НК я помню. Сам тогда не вмешивался, потому что расчётов на руках не было. Однако, по моему мнению, стоящих расчётов не привели и сторонники водорода, а без них заявление о преимуществе водорода на первой ступени - неподкреплённое утверждение.

Вышеприведённый расчёт мне не нравится, мне кажется, что данные там взяты с потолка - а такими данными можно что угодно обосновать. Скажем, подобрав условия по массовому совершенству водородных и керосиновых ступеней, можно обосновать бессмысленность водорода даже на верхних ступенях.

Реальное массовое совершенство первой ступени Зенита - около 8. Другие ракеты бывают получше, да - но 17 для керосина и 12 для водорода мне кажется плохим выбором. Поэтому, на мой взгляд расчёт негодный.

Поправка у Зенита массовое совершенство первой ступени - 12,4 . У Союза - 11,8 .

Ещё данные. У Атласа-5 массовое совершенство первой ступени - 13,7 . У Дельты-4 - 8,5 . Относительные УИ я бы грубо брал как 7 к 9 (3500 для керосина, 4500 для водорода), а более точно...

Во, у Дельты-4 УИ 420, у Атласа-5 - 337. Оба в космосе.

Я тут вспомнил дополнительные данные по Сатурну-5. Термостат не даст соврать, он мне подарил диск с фильмом про Сатурны. Дело там было так - Сатурн-1Б летал, а его вторая водородная ступень - это, как известно, третья ступень Сатурна-5. Для Сатурна-5 сделали первую ступень, и оптимизировать по массе приходилось вторую - потому что каждый кг, сэкономленный на третьей ступени - это кг её, третьей ступени, полезной нагрузки; для такого же эффекта на второй ступени надо сэкономить уже несколько кг, а на первой - ещё больше. Но третья ступень уже серийно выпускалась. В результате пришлось оптимизировать вторую ступень.

И это было непросто . В итоге вторая ступень Сатурна-5 - самый хай-тек во всей ракете. В частности, применили баки, ЖК и ЖВ, с общей стенкой, для уменьшения массы. Что весьма непросто, учитывая различный температурный диапазон...

В итоге, брать массовое совершенство водородной второй ступени Сатурна - натяжка это нехарактерный пример.