Одноразовые vs многоразовые

hcube #11.11.2009 11:48 @Wyvern-2#10.11.2009 19:38

hcube

Старожил

★★★★★
☠

Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?

Тут же вопрос не в возврате баков как таковом. А в процедуре интеграции нового бака и АКС. Это ж не как ВТБ на самолет повесить - бак АКС по размеру превышает габарит самолета в разы. Да и если бы не превышал - представьте себе, что было бы, если бы на автомобиле надо было после каждой поездки заменять топливный бак, а? :-P

Кроме того, есть принципиальное разделение двигательных систем - воздушные - это ТРДФ, ГПВРД, инжекционные ЖРД. И космические - ЖРД или ТФЯРД. И оборудованные ими аппараты настолько разные, что разделение на границе атмосферы прямо-таки напрашивается.

Убей в себе зомби!

Это сообщение редактировалось 11.11.2009 в 11:54

Старый #11.11.2009 15:49 @Wyvern-2#10.11.2009 14:25

Старый

Аксакал

★★★★☆

Wyvern-2> Хм. думаю я, и беру в руки Пропип, который мне нечеловеческим голосом говорит, что Иу пропан-LOX в соотношении 1:3,62 при скромном давлении 150атм, составляет 4200м/сек в вакууме и 3200м/сек на у.м.

420 секунд на пропане??? А почему никто не делает???
И откуда тогда вобще метан?

Старый Ламер

Fakir #11.11.2009 15:58 @Старый#11.11.2009 15:49

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Ну метан-то в основном в атмосфере использовать хотят, а там УИ, кажись, всё же побольше, чем декларируемый пропановый.
Но вот вакуумный да, как-то вызывает бааальшие сомнения.

Wyvern-2 #12.11.2009 11:29 @Fakir#11.11.2009 15:58

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

Fakir> Ну метан-то в основном в атмосфере использовать хотят, а там УИ, кажись, всё же побольше, чем декларируемый пропановый.
Fakir> Но вот вакуумный да, как-то вызывает бааальшие сомнения.
Давление в камере 200атм
Пропан:
-вакуум (0.01psi)

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:10:48.15 am
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
828 PROPANE 100.000 -591 0.00001 8H 3C
736 OXYGEN (GAS) 362.000 0 0.00001 2O
THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00001 LB/CU-IN OR 0.0003 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 462.0000 GRAMS
NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS

18.141823 H 6.803184 C 22.625000 O

****************************CHAMBER RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
4302. 7284. 2850.00 41896.97 -59.10 1095.86 1.1878 18.047 157.918

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.558 12.567
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 18.0473 0.0000

7.69063 H2O 4.12330 CO2 2.67761 CO 1.43934 HO
1.14200 O2 0.56507 H2 0.21834 O 0.15568 H
0.03303 HO2 0.00198 CHO 0.00013 CH2O 0.00009 O3

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 25.599

****************************EXHAUST RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
927. 1209. 0.01 0.15 -1063.27 1095.86 1.2213 15.874 0.001

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 10.966 10.966
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 15.8740 0.0000

9.03302 H2O 6.78887 CO2 0.03782 H2 0.01415 CO

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 29.104

**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE**********

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
387.3 1.2364 3847. 1588.83 5679.7 5485.62 0.1 0.00421 390.
434.9 1.1293 4083. 1649.00 6136.8 234.0 9459.04 0.1 0.00455 927.

-атмосфера (14.7psi)

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:14:14.12 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
828 PROPANE 100.000 -591 0.00001 8H 3C
736 OXYGEN (GAS) 362.000 0 0.00001 2O
______________________________________
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
320.7 1.1994 3912. 1609.09 5956.8 19.77 0.1 0.00442 1792.
337.8 1.1365 4074. 1644.82 6104.4 233.7 24.06 0.1 0.00453 2601.

Метан:
-вакуум

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:17:14.28 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
736 OXYGEN (GAS) 399.000 0 0.00001 2O

THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00001 LB/CU-IN OR 0.0003 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 499.0000 GRAMS

NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS

24.932993 H 6.233248 C 24.937500 O

****************************CHAMBER RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
4160. 7028. 2850.00 41896.97 -127.10 1243.18 1.1837 20.746 137.375

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.796 12.803
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 20.7462 0.0000

10.92335 H2O 3.97896 CO2 2.25251 CO 1.48845 HO
1.03810 O2 0.70746 H2 0.17450 O 0.14969 H
0.03138 HO2 0.00150 CHO 0.00012 CH2O 0.00006 O3

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 24.053

****************************EXHAUST RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
790. 963. 0.01 0.15 -1220.99 1243.18 1.2408 18.702 0.001

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 10.239 10.239
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 18.7020 0.0000

1.25E+01 H2O 6.23E+00 CO2 2.42E-03 O2

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 26.682

**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE**********

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
394.5 1.2352 3722. 1589.49 5749.7 5529.92 0.1 0.00427 381.
436.8 1.1320 3938. 1647.42 6209.0 237.3 8660.49 0.2 0.00461 790.

-атмосфера

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:18: 5.14 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
736 OXYGEN (GAS) 399.000 0 0.00001 2O
_______________________________
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
326.3 1.1960 3789. 1610.96 6047.2 19.94 0.1 0.00449 1755.
342.4 1.1359 3936. 1645.14 6193.8 237.1 23.80 0.1 0.00460 2455.

Надо отметить, что Пропееп в отношении метана и пропана дает ЗАНИЖЕННЫЙ РЕЗУЛЬТАТ - в таблице нет КРИОГЕННОГО метана и пропана - считаю по ГАЗООБРАЗНЫМ.
Для примера - LOX/LH2 при давлении в КС 200 атм
-атмосфера

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:21: 7.22 am
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
501 HYDROGEN (CRYOGENIC) 100.000 -1068 0.00260 2H
737 OXYGEN (LIQUID) 600.000 -97 0.04120 2O
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
409.0 1.2082 3468. 1604.23 7586.1 19.33 149.4 0.00563 1545.
414.9 1.1756 3531. 1622.39 7701.2 297.0 19.80 151.6 0.00571 1655.

-вакуум

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:23:10. 9 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
501 HYDROGEN (CRYOGENIC) 100.000 -1068 0.00260 2H
737 OXYGEN (LIQUID) 600.000 -97 0.04120 2O
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
487.7 1.2580 3391. 1577.31 7153.9 4766.02 178.2 0.00531 291.
498.0 1.1856 3511. 1616.79 7648.5 296.5 4703.58 182.0 0.00568 319.

Вакуумные 498 секунд умножением на 0,94 легко превращаются в 468 секунд SSME ( реально 453сек при 192 атм)

Плотность пропана при температуре -180⁰С - 750кг/м³ (по справочнику плотность жидкого пропана растет с 485кг/м³ при 0⁰С до 584кг/м³ при -60⁰C ниже просто не нашел) При соотношении 1:3,62 с LOX общая плотность топлива получается 1

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Wyvern-2 #12.11.2009 11:36 @hcube#11.11.2009 11:48

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

hcube> Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?

Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак+SSME 3х60 лямов, причем, как оказалось, стоимость послеполетного обслуживания SSME, которое на самом деле вылилось в сборку нового двигателя с использованием деталей старого(двигателя, а не Старого

) достигающая 50% цены двигателя. Ну, еще и добавились 40% цены грандиозных ТТУ на каждый полет. А изначально - чудовищная цена разработки, на которое все НАСА кормилось 10 лет так, что челюсти болели...

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

hcube #12.11.2009 12:04 @Wyvern-2#12.11.2009 11:36

hcube

Старожил

★★★★★
☠

hcube>> Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?

Wyvern-2> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак+SSME 3х60 лямов, причем, как оказалось, стоимость послеполетного обслуживания SSME, которое на самом деле вылилось в сборку

Виверн, а как вы собираетесь делать одноступ БЕЗ водорода, а? Пусть даже со сбрасываемым баком? ДАЖЕ МАКС - и то использует И водород, И воздушный старт. Одноступ БЕЗ водорода - ну... композитный бак, движок типа РД-170... точнее три движка типа РД-191, типа как на Атласе, два в сбрасываемой капсуле. Третий вместе с ПН во второй капсуле, симметрично первой. Но IMHO конструкция получится совершенно неюзабельная. При этом ПН одноступа получится в РАЗЫ ниже, чем ПН нормального тандема, и вероятно несколько ниже, чем ПН полностью многоразового тандема.

Убей в себе зомби!

spam_test #12.11.2009 12:11 @Wyvern-2#12.11.2009 11:36

spam_test

Опытный

★★★
☠

Wyvern-2> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак
Для дилетанта, на пропане шаттл нарисовать возможно (смена двигателя), и какой бак там получится габаритно?

Wyvern-2 #12.11.2009 12:15 @hcube#12.11.2009 12:04

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

hcube> Виверн, а как вы собираетесь делать одноступ БЕЗ водорода, а?

Счас, счас -у меня все же и работа не связанная с космосом есть

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Wyvern-2 #12.11.2009 12:34 @spam_test#12.11.2009 12:11

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

Wyvern-2>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак
spam_test> Для дилетанта, на пропане шаттл нарисовать возможно (смена двигателя), и какой бак там получится габаритно?
Прикидываем:

Подвесной топливный отсек служит для размещения компонентов топлива основной двигательной установки II ступени (ОК), имеет длину 47 м, диаметр 8.38 м, сухую массу 33.5 т и массу с топливом 743 т.
Бак окислителя (сухая масса 5.647 т, рисунок слева) монококковой конструкции оживальной формы с эллипсоидальным нижним днищем имеет внутренний полезный объем 552 куб.м и вмещает 604.2 т жидкого кислорода
Бак горючего (сухая масса 14.45 т, рисунок слева) сварной (сварка плавлением) полумонококковой конструкции из алюминиевого сплава состоит из эллипсоидального верхнего днища, цилиндрической обечайки и эллипсоидального нижнего днища, имеет внутренний полезный объем 1573.2 куб.м и вмещает 101.6 т жидкого водорода

Итого бак "Шаттла" имеет массу 33,5 тонн, вмещает 705,8 тонн топлива при объеме 2125 м³ - в такой бак влезет 2127 тонн пропан-кислорода, причем бак будет весить меньше из за более легкой термоизоляции.
Так как удельный импульс пропан-кислорода меньше водород-кислородного, то потребуется не 705 тонн, а примерно 750 тонн. Бак будет объемом в 750м³ и весить (без учета облегчения от изменения криоизоляции (33,5/2125)*750) 11, 8 тонн. Итого, вместо 743 тонн - 762 тонн. Габаритные же размеры будут, например, длинна 40 метра, диаметр 5м - "Шаттл" будет выглядеть как истребитель с подвешенным сбрасываемым баком

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Cormorant #12.11.2009 12:40 @Wyvern-2#12.11.2009 12:34

Cormorant

Опытный

★★★★☆

Wyvern-2>>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак

такую б дуру, да под корпус орбитальной станции использовать

Cormorant qui sera - olim fugit

Wyvern-2 #12.11.2009 12:43 @Wyvern-2#12.11.2009 12:34

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

Wyvern-2>>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак

Продолжаем далее. "Шатлловские" SSME весят суммарно (6600х3) 19800 кг и дают тягу в (181х3) 543 тонны (на Земле) с импульсом 363с (453 сек в вакууме). Берем РД-170 переделанный на пропан (

) тягой 740 тонн при импульсе ~320сек (~410сек в вакууме), массой 9770кг - экономим 9 тонн массы. Так как на Земле у нас добавилось почти 200 тонн тяги, пропорционально уменьшаем вес ТТУ...и так далее по всему мясокомбинату.

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Fakir #12.11.2009 13:14 @Wyvern-2#12.11.2009 11:29

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Wyvern-2> Давление в камере 200атм

"А ты азартный, Парамоша!" (с)

Wyvern-2> Надо отметить, что Пропееп в отношении метана и пропана дает ЗАНИЖЕННЫЙ РЕЗУЛЬТАТ

Однако же возьми эти сверхоптимистические результаты, и сравни с параметрами реальных ЖРД на том же метане

Что должно наводить на грустные мысли.

Fakir #12.11.2009 13:18 @Fakir#12.11.2009 13:14

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Собственно, вот, из закромов:

Прикреплённые файлы:

Метановые ЖРД.gif (скачать) [6,97кбайт, 14 загрузок] [attach=172836]

Wyvern-2 #13.11.2009 15:26 @Fakir#12.11.2009 13:18

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

Fakir> Собственно, вот, из закромов:

Не надо из "закромов" - вот правильная, полная ссылочка: Журнал "Новости космонавтики"
И табличка оттуда:

Теперь смотрим по Пропееп-у, например, РД-185

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 2:18:54.22 pm
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
739 OXYGEN DIFLUORIDE (LIQUID) 340.000 -155 0.05490 2F 1O
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
THE PROPELLANT DENSITY IS 0.03457 LB/CU-IN OR 0.9568 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 440.0000 GRAMS

__________________CHAMBER RESULTS FOLLOW_________________________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
3884. 6531. 149.65 2200.00 -179.80 1330.78 1.2897 25.653 5.834
__________________EXHAUST RESULTS FOLLOW_________________________________________
T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
832. 1038. 0.05 0.70 -951.22 1330.78 1.3439 23.502 0.002
_________________PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE_____

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
373.1 1.3462 3311. 80.44 6516.9 102.67 356.9 0.09209 490.
390.6 1.2877 3405. 82.00 6634.9 264.5 149.91 373.7 0.09376 832.

Итого: у исходного РД-185 Иу 274 сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578

Что сказать? Твоя НЕвера в "чудотворные ~~иконы~~ проги" разрушена?

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

hcube #13.11.2009 16:34 @Wyvern-2#12.11.2009 12:34

hcube

Старожил

★★★★★
☠

Wyvern-2>>> и весить (без учета облегчения от изменения криоизоляции (33,5/2125)*750) 11, 8 тонн. Итого, вместо 743 тонн - 762 тонн. Габаритные же размеры будут, например, длинна 40 метра, диаметр 5м - "Шаттл" будет выглядеть как истребитель с подвешенным сбрасываемым баком

Виверн, т.е. ваш автомобиль можно смело облегчить в три раза и ему ничего от этого не будет? Практика ракетостроения, все-таки, показывает, что удельная масса бака для керосин-кислорода уменьшается ДАЖЕ НЕ В 1.5 раза. А примерно процентов на 20-30. Ну, может с криоупрочнением будет раза в полтора, но вряд ли больше. Ибо определяется не геометрией, а сопроматом :-)

Т.е. не 11 тонн на 700, а КАК МИНИМУМ 20, а скорее 25. Вычитайте 10 тонн из ПН вашей чудо-ракеты - точнее, урезайте выигрыш в массе бака :-)

.
Дополнительно к этому, учитываем УИ пропан-керосина (кстати, а откуда 410, если МЕТАН-кислородные ВАКУУМНЫЕ движки дают 370-380 от силы?), который САМОЕ МЕНЬШЕЕ на полкилометра в секунду ниже чем у водорода. Полкилометра на 4 км/с - это примерно 13% от массы на орбите. Если мы берем все тот же шаттл - получаем проигрыш ЕЩЕ 10 тонн (15, если брать 'реальный' УИ). Итого у нас из 30 тонн шаттла осталось 25 тонн. Понятно, ЗАЧЕМ на шаттле водород используется, несмотря на свои очевидные недостатки?

Беда шаттла отнюдь не в выбранных двигателях - для них он вполне оптимален. Беда в выбранной схеме, которая предполагает очень мощную инфраструктуру для его поддержания в летном состоянии, которая ни для чего больше не используется. Чего в схеме АКС HZ нету.

Убей в себе зомби!

Это сообщение редактировалось 13.11.2009 в 16:41

Alexandrc #13.11.2009 16:44 @Wyvern-2#13.11.2009 15:26

Alexandrc

Опытный

★★

Wyvern-2> Итого: у исходного РД-185 Иу 274(???) сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578
А почему сравнение не с родоначальником?

Zwei Dinge sind unendlich, das Universum und die menschliche Dummheit, aber bei dem Universum bin ich mir noch nicht ganz sicher. © Albert Einstein

Wyvern-2 #13.11.2009 17:07 @Alexandrc#13.11.2009 16:44

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

Wyvern-2>> Итого: у исходного РД-185 Иу 274(???) сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578
Alexandrc> А почему сравнение не с родоначальником?

Потому, что он атмосферный, там до фига от сопла зависит. Но можно и с ним:
РД-169-Пропееп
Вакуум

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 4: 1:30.66 pm
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
737 OXYGEN (LIQUID) 340.000 -97 0.04120 2O
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H

THE PROPELLANT DENSITY IS 0.02975 LB/CU-IN OR 0.8236 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 440.0000 GRAMS
____________________CHAMBER RESULTS FOLLOW____________________________
T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
3670. 6146. 150.33 2210.00 -160.08 1250.74 1.1971 20.151 7.460

____________________EXHAUST RESULTS FOLLOW_____________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
1892. 2945. 0.50 7.30 -767.89 1250.74 1.2019 18.704 0.027

____________________PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
325.3 1.2160 3312. 84.39 5908.9 26.69 267.9 0.08312 1330.
346.7 1.1313 3482. 86.92 6110.3 234.0 31.96 285.5 0.08595 1892.

В атмосфере:

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 4: 3:39.13 pm

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
737 OXYGEN (LIQUID) 340.000 -97 0.04120 2O
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
________________________________
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
313.0 1.2127 3317. 84.49 5927.0 15.73 257.7 0.08338 1524.
331.6 1.1309 3484. 86.93 6112.2 234.0 18.56 273.0 0.08598 2114.

В атмосфере 307/331,6 = 0,926
Да в вакууме - при теоретических 346,7 набирает АЖ 349 - секрет видимо в том, что Пропееп считает НЕкриогенный метан

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Wyvern-2 #13.11.2009 17:17 @hcube#13.11.2009 16:34

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

hcube> .... (кстати, а откуда 410, если МЕТАН-кислородные ВАКУУМНЫЕ движки дают 370-380 от силы?)...
Пропан и метан - это НЕ керосин. Считался экстремальный двигатель с 250атм в КС и 0.01атм на срезе. Еще раз:

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 4:12:48.71 pm
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
737 OXYGEN (LIQUID) 362.000 -97 0.04120 2O
828 PROPANE 100.000 -591 0.00001 8H 3C
THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00005 LB/CU-IN OR 0.0013 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 462.0000 GRAMS
NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS
18.141823 H 6.803184 C 22.625000 O

________________________CHAMBER RESULTS FOLLOW___________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
3857. 6482. 251.69 3700.00 -94.21 1175.57 1.1972 18.577 13.548

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.057 12.063
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 18.5772 0.0000

7.36842 H2O 3.67761 CO2 3.12493 CO 1.62708 HO
1.38247 O2 0.73816 H2 0.35695 O 0.28754 H
0.01344 HO2 0.00047 CHO 0.00002 O3 0.00002 CH2O

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 24.869

_________________________EXHAUST RESULTS FOLLOW___________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
1340. 1953. 0.01 0.10 -987.31 1175.57 1.1971 15.874 0.000

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.068 12.068
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 15.8740 0.0000

9.04946 H2O 6.77233 CO2 0.03069 CO 0.02133 H2
9.94E-05 HO 1.46E-05 H 1.27E-05 O2

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 29.104

PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
357.5 1.2406 3442. 140.11 5507.1 1054.08 0.5 0.04627 501.
410.2 1.1198 3683. 146.12 5912.6 225.3 1954.75 0.5 0.04968 1340.

Итого (при устранении ошибки в переводе единиц давления

) 410,2сек*0,958 (как у РД-185) = 3855м/сек и 3144м/сек на у.м.

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Wyvern-2 #13.11.2009 18:13 @hcube#12.11.2009 12:04

+1

Wyvern-2

Литератор

★★★★★

hcube>>> Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?
Wyvern-2>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак+SSME 3х60 лямов, причем, как оказалось, стоимость послеполетного обслуживания SSME, которое на самом деле вылилось в сборку
hcube> Виверн, а как вы собираетесь делать одноступ БЕЗ водорода, а? Пусть даже со сбрасываемым баком?

Вот концепт -правда не полный, полный в работе

Главные элементы концепции:
1. Применение в качестве топлива глубоко переохлажденного пропана и кипящего кислорода при равных температурах. Плотность топлива ~1, Иу вакуумный 3885м/сек, Иу атм. - 3144м/сек
2. Размещение большей (до 90%) части топлива в навесных сбрасываемых баках (весовое совершенство 10кг/тонну)
3.( ВНИМАНИЕ!

) Размещение ПН в виде внешней нагрузки закрытой сбрасываемым обтекателем
4. (и по-мелочи) использование в конструкции планера термостойких материалов, в основном композитов, позволяющих в значительной мере исключить навесную теплозащиту
5. В случае использования корабля как пилотируемого - использование отдельной кабины-корабля, встраиваемой в конструкцию ОК, оснащенной собственными РДТТ с ХС порядка 200м/сек и теплозащитой (например, как аналог - "Гермес" бескрылая версия) позволяющей спасти экипаж в любой момент полета - от старта до посадки.

Масса стартовая, т	1770
Топлива,т	1600
в т.ч. внутреннего ОК,т	120
ОК, сухая масса,т	57
в т.ч. ЖРД,т	22
ПН, т	75
баки,т	15

Примечания:
-масса ПН считается с обтекателем (считается по обтекателям, например, Протона -примерно 6,8кг/м² )
-габаритно-массовые показатели ОК по аналогу: XB-70 Valkyrie
-Иу атмосферный считается до скорости 1200м/сек, далее - 3885м/сек
-сброс баков и обтекателя ПН на скорости ~7000м/сек и высоте 120-140км
-ХС выведения принята за 9300м/сек
-данный текст нельзя считать каким либо "проектом". а только и исключительно как показатель идиотизма концепции "Спейс Шаттл"

Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης

Fakir #13.11.2009 18:19 @Wyvern-2#13.11.2009 15:26

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Wyvern-2> Теперь смотрим по Пропееп-у, например, РД-185
Wyvern-2> Итого: у исходного РД-185 Иу 274 сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578
Wyvern-2> Что сказать? Твоя НЕвера в "чудотворные ~~иконы~~ проги" разрушена?

Ну и? А теперь вспомни, чего ты для метана сперва обещал вот тут:
Одноразовые vs многоразовые [Wyvern-2#12.11.09 11:29]

Для вакуума - 436 (sic!!!), для уровня моря - 342.
Что, увы, как легко видеть - существенно меньше, чем у реальных движков. На 30-40 с минимум.
Потому и с пропаном... фиг пойми, сколько именно вычитать надо.

Fakir #13.11.2009 18:28 @Wyvern-2#13.11.2009 18:13

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Wyvern-2> -данный текст нельзя считать каким либо "проектом". а только и исключительно как показатель идиотизма концепции "Спейс Шаттл"

Для этого и показатель специальный не нужен... Всё равно что выдумывать длинный и спорный силлогизм, чтобы доказать наличие у людей двух органов слуха.

Fakir #28.05.2010 19:54

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Air Force Wants Its Rockets Back : Discovery News

A new prototype rocket could give the Air Force a round-trip ticket to space by 2013.

// news.discovery.com

The U.S. Air Force has a vision of the future that includes rockets that are reusable and can to fly back to Earth and land, without a human, on a runway. The Air Force Research Laboratory is rolling out a $33-million pathfinder program to develop a prototype booster that can do just that. The first test flights are targeted for 2013.

NASA studied fly-back boosters more than a decade ago as part of a potential suite of upgrades to the space shuttles, but never pursued its development.

At least two companies hold patents for fly-back boosters: Lockheed Martin, which in 2008 quietly tested a sub-scale reusable fly-back rocket prototype and a firm known as Starcraft Boosters, founded by Apollo 11 astronaut Buzz Aldrin to develop low-cost alternative launchers.

ERROR

ВВС планируют разработку многоразовой модульной системы для замены существующих носителей (EELV) к 2025. .
Старт вертикальный с возвратом ускорителей на посадочную полосу космодрома.
План проходит окончательные стадии определения архитектуры многоразовой системы внутри ВВС. Предполагаются два варианта Reusable Booster System (RBS):
- носитель средней грузоподъемности - один многоразовый ускоритель и верхняя (одноразовая) криогенная ступень.
- тяжелый носитель - два многоразовых ускорителя, криогенные центральная и верхняя ступени.
Начало пусков планируется к 2025, с полной заменой EELV в 2030. Ожидаемое снижение стоимости 50% (по сравнению с сегодняшней ценой EELV) при частоте 8 пусков в год. Рассчеты основаны на ресурсе ускорителя в 100 полетов и ресурсе двигателей в 10 полетов.
В 2013 предполагается испытать маломасштабный демонстратор возвращаемой первой ступени. Для возврата на посадочную полосу будут задейстоваться ЖРД первой ступени.
В 2016-2017 последуют полеты среднеразмерного демонстратора RBX.
Использование ЖРД было выбрано после многочисленных исследований альтернативных вариантов - планирующей, и с использованием ВРД. Это позволяет производить разделение ступеней при больших скоростях чем при планирующей схеме, и соответственно уменьшить вторую ступень. А также уменьшает расстояние (до ПП, видимо) и скорость входа после разделения по сравнению с ВРД-схемой, что снижает требования к термозащите.
Аэродинамические нагрузки при 180-градусных пируэтах не могут быть точно смоделированы в аэродинамических трубах, поэтому планируется выделить ок 30 млн долл на строительство 15-футового исследовательского демонстратора воздушного или наземного базирования.
Последующий RBX, длиной 50-60 футов, будет представлять полностью функциональную уменьшенную модель многоразового ускорителя. Оба демонстратора будут использовать существующие двигатели. Параллельно будет вестись разработка мощного кислород-керосинного ЖРД. Ведутся переговоры с NASA о совместной разработки в рамках общего бюджета.

Fakir #03.07.2010 15:18

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Всякие весёлые картинки на тему российско-французского многоразовика, известно под многочисленными именами: то был "Урал", то "Орёл", а теперь вот еще одна агентурная кличка - "Баргузин".

Techno-Science.net • Voir le sujet - [News] Avec le projet Oural se profile l'après Ariane 5

// www.techno-science.net

http://techno-science.net/illustration/.../Oural/projet-lanceur-2.jpg http://techno-science.net/illustration/.../Oural/projet-lanceur-3.jpg

Safran в России

Программа Волга
Volga – совместная французско-российская программа по разработке многократно используемых ракетных двигателей высокой тяги нового поколения. Программа была запущена в 2001 году компанией Snecma совместно с французским Космическим агентством CNES и его российским партнером Роскосмос. Программа реализуется компанией Snecma (совместно с несколькими европейскими партнерами), российскими компаниями НПО Энергомаш, КБ Химической Автоматики (КБХА) и Исследовательским центром им. Келдыша. К 2020 году программа планирует разработать ключевые технологии, позволяющие создать ракетные двигатели многоразового использования.

// Дальше —
www.safran.ru

Volga – совместная французско-российская программа по разработке многократно используемых ракетных двигателей высокой тяги нового поколения. Программа была запущена в 2001 году компанией Snecma совместно с французским Космическим агентством CNES и его российским партнером Роскосмос. Программа реализуется компанией Snecma (совместно с несколькими европейскими партнерами), российскими компаниями НПО Энергомаш, КБ Химической Автоматики (КБХА) и Исследовательским центром им. Келдыша. К 2020 году программа планирует разработать ключевые технологии, позволяющие создать ракетные двигатели многоразового использования. На первом этапе основной акцент был сделан на увеличении жизненного цикла двигателей, их надежности и безопасности, равно как и на предварительной разработке технологий горения жидких компонентов кислорода/метана. С 2005 года программа Волга стала частью программы Урал - долгосрочного соглашения о партнерстве между Россией и Францией.

Программа Урал
Компания Snecma играет активную роль в программе Урал по разработке ракет-носителей нового поколения. Программа Урал, начатая в 2005 году с создания совместной рабочей группы CNES–Роскосмос, нацелена на установление долгосрочных российско-французских партнерских отношений, в частности касающихся ЖРД. Эксперименты проводятся на новом ракетном двигателе с использованием смеси жидкого кислорода и сжиженного природного газа (метана). Snecma отвечает за компьютерное моделирование этих экспериментов и за анализ результатов. Ее партнер, российская компания КБХМ, специалист по ракетным двигателям для верхних ступеней носителя, изготовила экспериментальный двигатель и проводит его испытания.

Fakir #31.07.2010 23:29

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Взято тут

Fakir #05.01.2011 00:32

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★★

Еще проЖект.

Bristol Spaceplanes

Bristol Spaceplanes is the developer of the Ascender spaceplane demonstator and the Spacecab/Spacebus passenger spaceplanes.

// www.bristolspaceplanes.com

Взято тут

Bristol Spaceplanes - Spacecab

Bristol Spaceplanes is the developer of the Ascender spaceplane demonstator and the Spacecab/Spacebus passenger spaceplanes.

// www.bristolspaceplanes.com

Взято тут

Взято тут

Bristol Spaceplanes - Spacebus

Bristol Spaceplanes is the developer of the Ascender spaceplane demonstator and the Spacecab/Spacebus passenger spaceplanes.

// www.bristolspaceplanes.com

Взято тут