Насколько реально сделать в домашних условиях ЖРД? - часть 3

a_centaurus> Теперь всё же о трубах и материалах. Охрупчивание стали (какой?) это вторичное событие, ...
Для "обычных " сталей - это первичное. Если человек хотел использовать "обычную" углеродистую сталь, то это просто опасно. То, что отвалятся покрытия - далеко не факт. Лужение, например, не отваливается.
Про криогенные стали и разговора не было, их на кухне не найдёшь.

Татарин> Наверное, очень чистый.
Не очень. 5 девяток достаточно, чтобы он упрочнялся вместо охрупчивания.

aavmich>> Центаврус, поменяй тон, пожалуйста. Ты поучаешь, говоря как раз, что не собираешься этого делать.
a_centaurus> В моём тоне нет ничего обидного, avmich. Я не поучаю а говорю о комплексе необходимых знаний и умений, которые обязательно нужны человеку, задумавшему построить ЖРД.

Это не тебе судить, Центаврус. Я всего лишь высказал своё мнение, спорить с ним странно - я могу ошибаться, как и ты, и это субъективно. Ты можешь принять к сведению, или не согласиться. А спорить... Я вот считаю, что ты позволяешь себе слишком неуважительный тон. Будешь оправдываться?

avmich>> На самом деле ни опыт работы с криогенной техникой, ни необычные виды сварки не являются необходимыми условиями для изготовления несложного ЖРД в любительских условиях. Конечно, если хочется обязательно с ЖК работать, то предварительные знания и лабораторный опыт по криогенике очень полезны.
avmich>> А вот серьёзное отношение к безопасности себя и окружающих очень важно в любом случае.

a_centaurus> Сам себе противоречишь.Глубоко убеждён, что ЖРД - это квинтэссенция ракетного творчества. И браться за неё серьёзно можно тогда, когда уже нет вопросов ни о "формуле авиационного керосина", ни о материале соединительных трубок, ни о физических свойствах компонентов выбранных топлив.

Это всего лишь твоё мнение, опять же. Что такое "браться серьёзно"? Совсем не обязательно сначала от корки до корки изучить А, чтобы переходить к Б. Обратное тоже бывает неверно, особенно когда речь идёт о безопасности - но одного твоего глубокого убеждения всё же недостаточно.

a_centaurus> А ТБ - это выполнение технологических операций в рамках написанного техпроцесса. Чтобы правильно выполнять надо знать и уметь.

Умения не будет, если не пробовать. Поэтому начинать когда-то приходится, и без умений. А знать, конечно, полезно - чтобы самому шишек тех, кто шёл до тебя, не набивать, включая частые в ракетах смертельные шишки, типа ожогов, например.

a_centaurus> Кстати, какие "необычные виды сварки" ты нашёл в упомянутых мною обычных лабораторных техниках?

Перечитай свой пост . Или поменяй тон.

a_centaurus> И, по твоему, человек, который собирается строить ЖРД на LO, не должен хотя бы уметь управляться с жидким азотом?

LOX. У меня нет опыта и знаний, достаточных для начала проекта с ЖК, и я не буду утверждать этого, или обратного. Но мы о другом.

a_centaurus> И что, по твоему, означает "несложный ЖРД".

ЖРД - это достаточно хорошо определённая штука. Несложный - пожалуйста. Однокомпонентный проще многокомпонентного. Неохлаждаемый проще охлаждаемого. На менее опасных (что уже менее чётко определено - опасности бывают разные) компонентах - проще, чем на более опасных компонентах. С более доступными технологическими процессами, компонентами топлива - проще, чем наоборот. С вытеснением и на низком давлении - проще, чем наоборот.

Я когда анализировал возможные компоненты, был настроен довольно скептически к перекиси. Однако по совокупности данных стал считать перекись наилучшим вариантом. Безусловно, это до некоторой степени субъективное мнение но других тут, думаю, не бывает. Например, гидразинники для любителей мне кажутся опасной глупостью.

a_centaurus> Историю постройки "несложного пероксидного двигателя" мы уже читали.

Пробовал ли строить сам? Я уверен, ты читал вот эту историю - http://rocketworkshop.net/othermotors/87-ssm .

a_centaurus> "Несложный" ЖРД на GOх/пропан или спирт или бензин всё равно потребует инженерных расчётов, проектирования, сборки манифолда, соединений баллонов с редукторами и т.д. и т.п.

Ну и что. Конечно, потребует. Если кто-то так не считает, так быстро убедится. Не страшно, если убедится на опыте - работа с железками иногда, даже когда в итоге не выходит, меньше отталкивает людей, чем обязанность корпеть над учебниками (хотя это и очень полезно, и я всячески рекомендую - когда можно). Совершенной необходимостью является только соблюдение ТБ.

a_centaurus> Так что не надо профанировать эту тему.

Наоборот, нечего напускать тень на плетень и тумана о заоблачных сложностях.

a_centaurus> Тем более писать игривым тоном о постройке "несложных ЖРД" на кухне или в сарае.

О, конечно, гораздо лучше нудно читать лекцию в ответ на простые вопросы. Продолжай, Центаврус, в том же духе, и люди к тебе потянутся . Нет.

a_centaurus> Или ты его уже построил?

Ну а ты как думал?

buster>> Добрый вечер centaurus.Я думаю ошибка в расчете стехиометрического соотношения.Я не очень дружу с химией.Пожалуйста подскажите какая ф-ла авиационного керосина,я нашел несколько.По каким формулам вы считаете.Я расчитываю по формулам из учебника КУДРЯВЦЕВА.
a_centaurus> В общем-то я уже свое мнение о постройке "несложных ЖРД" неквалифицированными строителями высказал в предыдущих постах. Но если уж тебе очень нужно и интересно всё-таки его построить и у тебя есть по крайней мере материальная и техническая база для этого, то

Своё мнение я пояснил, Центаврус. Надеюсь, разойдёмся мирно? Конкретно на этот счёт мнения могут быть разными.

a_centaurus> я бы тебе посоветовал выбрать более доступный и изученный компонент топлива - этиловый спирт. Как правильно заметил Serge 77:"Бензинов (и керосинов) много, а спирт один..." В смысле формула спирта проста и неизменна. В нём нет фракций, изменяющих его свойства. Его легко обсчитывать. Он приятно пахнет. В случае неудачи его можно просто выпить (шутка). А вот "kerosen" - это общее название особой группы углеводородных топлив. Даже формулу его трудно определить. Разве что коммерческая марка.
a_centaurus> А для инженерных расчётов и оптимизации габаритов такого опытного движка лучше всего использовать Библию самодельного жрдстроителя - How to design, build &test small liquid-fuel rocket engines. Rocketlab, China Lake, California. Даже с минимумом английского можно записать для себя алгоритм расчёта и определиться с дизайном. Там есть все необходимые табличные параметры компонентов топлива. В качестве окислителя используется газообразный кислород (GOх). Она есть во многих библиотеках Инета. Есть хорошая книга Химмотология ракетных топлив, Браткова. Там ты наверное сможешь прочитать про интересующие тебя параметры.

Тут подписываюсь под каждым словом. Если надо именно двухкомпонентник, и на кислороде - то один из самых простых вторых компонентов - спирт, и учебник, упоминаемый Центаврусом, в этом очень полезен.

Татарин>> Наверное, очень чистый.
pokos> Не очень. 5 девяток достаточно, чтобы он упрочнялся вместо охрупчивания.

АМг6 упрочняется при т-ре жидкого азота, а он "вообще не чистый". Сплав, к тому же, с порядочным разбросом содержаний как магния, так и вторичных добавок.

А.С.> АМг6 упрочняется при т-ре жидкого азота...
Не знал. А с хрупкостью у него что происходит при этом?

buster> Примного благодарен avmich.Подскажите,меня смущает,что у меня получается богатое топливо-избыток горючего.Расход горючего-0,46кг/с,расход окислителя-0,21кг/с

Можно, не зная химию, задать в PROPEP multiple режим , задавая отношения О/Г 1-10 , через 10 отсчетов, и найти где уделньiй импульс Isp будет вьiше всего, после етого играть около результата и поискать максимальньй Isp. Вот мнение известного нашего химика-ракетчика:


вопрос:
- A отношение О/Г как знать иначе, надо же откуда-то начать?
ответ:
-Не надо знать, просто запускаешь PROPEP с соотношением О/Г от 1/10 до 10/1 с шагом в 10%, смотришь, что получилось, выбираешь интервал поуже, опять считаешь например от 70 до 90% окислителя с шагом в 2%. И получаешь оптимальное соотношение и максимальный УИ. Всех делов на 2-3 минуты ;^))
Нужно только научиться использовать Multiple run. Это очень просто.

А можно вставлять массу О и Г методом тьiка и вслепую пробираться к макималному Isp. Таким образом, задавая отношение О/Г и давление в камере сгорания и наружное, в PROPEP получим необходимьiе для расчета ЖРД данньiе термодинамики топлива. Кроме того, в сети существуют готовьiе данньiе для различньiх топлив.

А.С.>> АМг6 упрочняется при т-ре жидкого азота...
pokos> Не знал. А с хрупкостью у него что происходит при этом?

У Р-7 aka 8К71 из АМг6 и кислородные баки, и баки жидкого азота (торовые), и керосиновые, только баки перекиси из АМг5А. Так что хрупкость у него - "приемлемая"

avmich> Своё мнение я пояснил, Центаврус. Надеюсь, разойдёмся мирно? Конкретно на этот счёт мнения могут быть разными.

А чего расходиться-то? К одной расе принадлежим. На одном поле бегаем. Столкнулись и поехали дальше. А тот кто прочитал, пусть свое мнение составит. Обмен мнениями обязателен. Только надо помнить:" Там где начинаются твои права, кончаются мои..." И наооборот. Это из Хартии Прав и Свобод человека. Так что давай уважать чужое мнение и не обрывать окриком другого. А то тебе надо поменять тогда звёздно-полосатый флажок - Символ Вселенской Демократии, над аватором. (Sorry, Модератор, больше не буду).
Книжки эти (и ещё десятка два по этой тематике) у меня есть. Вот бы их поднять в Библиотеку РМ. Надо бы GOGI попросить.

Дюралевые сплавы прекрасно держат азотные температуры (NOх и N2). Я делал микрокапсулы (без дренажного клапана) из сплава, аналогичного АМГ-6 и заполнял их закисью опуская в баню из жидкого азота. Только уплотнения надо делать из тефлона. Использую тот же сплав для фотореакторов, охлаждаемых жидким азотом. Держат без проблем множество циклов. Трубка на фото из нейлона. Также прекрасно держит низкие температуры.

buster> Пересчитал все получилось.Расход горючего-0.1328кг/с, окислителя-0.9183кг/с.Оптимальное соотношение 6.91.Характеристики двигателя;тяга-1500Н,давление в камере-2,5МПа,длина камеры-138мм,диаметр-55,5мм,диаметр критики-24,8мм,степень расширения сопла-4.6,длина-96мм,выходной диаметр-54мм.Хочу сделать камеру охлаждаемой.Из какой стали лучше делать.

Это, пожалуй, больше всего зависит от твоих технических возможностей. Охлаждаемые камеры хорошо делать из БрХ08, или чистой меди; можно из жаростойких сплавов, можно и из обычной малоуглеродистой стали. Всё зависит от возможностей.

buster>> Пересчитал все получилось.Расход горючего-0.1328кг/с, окислителя-0.9183кг/с.Оптимальное соотношение 6.91.Характеристики двигателя;тяга-1500Н,давление в камере-2,5МПа,длина камеры-138мм,диаметр-55,5мм,диаметр критики-24,8мм,степень расширения сопла-4.6,длина-96мм,выходной диаметр-54мм.Хочу сделать камеру охлаждаемой.Из какой стали лучше делать.
avmich> Это, пожалуй, больше всего зависит от твоих технических возможностей. Охлаждаемые камеры хорошо делать из БрХ08, или чистой меди; можно из жаростойких сплавов, можно и из обычной малоуглеродистой стали. Всё зависит от возможностей.

Только непонятно, что именно получилось? Для какой пары ты это посчитал? Пропорции двигателя мягко говоря желают быть ещё раз оптимизированы. У тебя длина всего сопла 96 мм или только дивергентной части? Такое сопло очень нетехнологично, тяжело и длинно (как эта моя неуклюжая фраза, но на что смотрю, тем и пишу). Затем, критика всего 1/2 диаметра КС. Что-то многовато. А делать движок надо из дюралевого сплава. Токарь тебя проклянёт, юзая стальную болванку в таких пропорциях. Сопло, кстати, придумал из чего делать? А охлаждение по внешнему контуру, регенеративное? Или внутрикамерное. Кстати, лучше начинать не с КС, а с манифолда газов. А затем перейди к форсункам и прекамере. Этого тебе хватит надолго. А там поймёшь, надо тебе это, или нет. Если надо, то камера потом (дизайн) выйдет сама собой. Когда ты увидишь, что в "холодном" варианте эта часть работает, компоненты топлива распыляются и смешиваются в прекамере, пристыковать КС и инициировать РП будет гораздо проще.

buster> Пересчитал все получилось.Расход горючего-0.1328кг/с, окислителя-0.9183кг/с.Оптимальное соотношение 6.91.
Много чего-то.
Посмотрел бьi здесь:
http://metero.nm.ru/LRM/Development_LREST.Kozlov.Abashev.doc
Реальное проектирование двигателя малой тяги GOX/kerosene -рулевой.
Как и в автомобилях, делаем топливо немного богаче, увеличивая Isp и уменьшая температуру.

a_centaurus> Дюралевые сплавы ...АМГ-6
Только АМГ-6 - это не дюраль.

buster> Расчет сделан для газообразного кислорода и станд. авиационного керосина.Считал при помощи Termo Dynamic calculation for LRE и учебника Кудрявцева.Общая длина 96,вход 26 выход 70-значения округлены в большую сторону.По поводу материала есть 30х13 и 12х18н10т.Охлаждение по внешнему контуру.Объясните уважаемый centaurus что есть манифольд газов и РП.

Manifold - система управления газовыми потоками. То есть трубки, клапаны, редукторы, баллоны... Или контролируемый путь газа от баллона, где он сохраняется под давлением, до потребителя. В случае двигателя - форсунки. РП - рабочий процесс в двигателе. То есть то, что происходит в КС from ignition to escape... Процесс, направленный на производство тяги двигателем посредством окисления топлива.
Смотри, ты насчитал расход газообразного кислорода почти в 1 кг/с. В среднем баллоне под давлением 200 Атм находится около 12 кг ГОх. No comments. GOx - сильнейший окислитель. Как правило, с любым из гидрокарбуров соотношение GOх/F = 2.5 -3.0. Даже с закисью азота это соотношение достигает 4.5-5. Подумай, с какой скоростью должен лететь этот газ, чтобы обеспечить это соотношение. Все инженерные (не теоретические из учебников для ВУЗов) алгоритмы для РЕАЛьНО сделанных движков берут именно это соотношение. Тогда для подобного калибра КС (50-55 мм) получается тяга около 80 N (20 lbf). Надо иметь как говорят в Sud Америке: sentido comun... Чувство реальности, которое проверяет теоретический расчёт.
Нельзя в банку из-под пива запихать 1500 N тяги. Настоятельно тебе рекомендую оставить академические учебники. Посмотри всё же рекомендованный мною документ Rocketlab. По нему во всём мире сделано множество любительских и не очень любительских движков. От этого величие Кудрявцева и всего советского двигателестроения не умалится. Просто в американских manuals описывается технология (know how) производства, а не теория вообще. Это касается не только ракетной техники, кстати.

buster> Спасибо,но никто невыложил ссылку где взять эту книгу,или это для избранных.

Набери в google название.

buster> Спасибо,но никто невыложил ссылку где взять эту книгу,или это для избранных.

В етой же теме назад есть линк. Но там единицьi - инч, фут. либра,градус F и R, ускорение -фут/сек., а о газовой константе и впомнить не хочется. Короче, мерньiми единицами зае@ешся. А иначе- написана прекрасно , все понятно, ясно и логично.

metero> В етой же теме назад есть линк. Но там единицьi - инч, фут. либра,градус F и R, ускорение -фут/сек., а о газовой константе и впомнить не хочется. Короче, мерньiми единицами зае@ешся. А иначе- написана прекрасно , все понятно, ясно и логично.

Захочешь овладеть темой, разберёшься. Я тоже матерился, когда начинал работать с американскими книгами. Нужно один раз сесть с конвертором единиц и переписать от руки все вычисления в метрическом виде. Или перевести только основные единицы, необходимые для расчёта. Например , тягу. Помним, что 1 либра (pound-force) силы равна примерно 4.5 N. Стало быть, F=20 lbf = 90 N. Табличные данные можно подставлять в том виде, как они написаны в paper. А полученные итоговые габариты двигателя из английских inches и fооts легко переводятся в мм и см. А исходный Isp в сек и переводить не надо. Короче после такого разбора уже начинаешь переводить в уме. Или, по крайней мере, оценивать. Ведь, по настоящему важно перед механическим дизайном двигателя только прибросить основные размеры. Чтобы не выходило за пределы разумного. А оптимизация основных размеров происходит в процессе конструкторских испытаний. для описываемого движка окончательных

a_centaurus> Захочешь овладеть темой, разберёшься. Я тоже матерился, когда начинал работать с американскими книгами...
А разве я спорю? Так и есть, захочеш-разберешся. Правда, с универсальной газовой констатной труднее бьiло, слава Богу, нашел ее в человеческом виде. А ведь основной параметр- Rk, Ra, без них никуда...