"Полувоздушный" старт

компромиссное решение, кросспост с НК
Теги:космос
 
1 13 14 15 16 17 27
MD Serg Ivanov #25.02.2009 16:24  @Naturalist#25.02.2009 03:44
+
-
edit
 

Serg Ivanov

аксакал


Naturalist> Предлагаю радикальное решение: пушку.

Naturalist> Ругайте. :F

УжЕ Где можно посмотреть Сx (Сd) для сверхзвуковых аппаратов? :)
 3.0.63.0.6
RU Владимир Малюх #25.02.2009 19:19  @alex_zeed#25.02.2009 12:19
+
-
edit
 
alex_zeed> А я вот читал, что скорость пули/снаряда сильно ограничена с точки зрения газовой динамики, причем величинами порядка скорости звука в стволе. Кто по этому вопросу может просветить более компетентно?

Представьте себе что снаряд имеет нулевую массу. Какую скорость можно ему придать при стрельбе из пушки? Правильно -скорость истечения газов из ствола. А она зависист, в основном, от молярной массы истекающего газа. Асмы легкий газ- водрород, так что - быстрее чем водород истекает из емкости стрельнуть из пушки не удастся. Это так, грубоваот, без формулок.
Maschinen muessen "idiotensicher" werden  7.07.0
+
-
edit
 

digger

опытный

Тут предлагалось еще накачать трубу топливо-воздушной смесью и пустить по ней ракету с ПВРД, или вообще выпустить облако газа с самолета и пустить ракету по следу.
 3.0.63.0.6
US Naturalist #26.02.2009 02:11  @Serg Ivanov#25.02.2009 16:24
+
-
edit
 

Naturalist

аксакал

Naturalist>> Предлагаю радикальное решение: пушку.
Naturalist>> Ругайте. :F
S.I.> УжЕ Где можно посмотреть Сx (Сd) для сверхзвуковых аппаратов? :)

Это совсем другая песня. ;)
 
US Naturalist #26.02.2009 02:14  @alex_zeed#25.02.2009 12:19
+
-
edit
 

Naturalist

аксакал

alex_zeed> А я вот читал, что скорость пули/снаряда сильно ограничена с точки зрения газовой динамики, причем величинами порядка скорости звука в стволе. Кто по этому вопросу может просветить более компетентно? Может спутник из газовой пушки нереален по определению?

Это если топливо распологать в казенной части пушки. Если топливо распологать в снаряде, то таких ограничений не существует.
 
US Naturalist #26.02.2009 02:17  @permeakra#25.02.2009 10:04
+
-
edit
 

Naturalist

аксакал

Naturalist>> Сколько будет стоить - не знаю.
Naturalist>> Ругайте. :F
permeakra> Длинну посчитай. По формуле a*t*t=L, где a - ускорение, L - длина, t - время разгона.

Не обязятельно запускать "болванку". В теме речь идет о первой тупени. Поэтому и я предлагаю только начальный разгон.
Ускорение не так страшно, если речь идет только о РЭА.

permeakra> Кстати, ты сильно не первый.

Ну да, был еще некто Жуль Верн. :F
 
RU Владимир Малюх #26.02.2009 07:40  @Naturalist#26.02.2009 02:17
+
-
edit
 
Naturalist> Не обязятельно запускать "болванку". В теме речь идет о первой тупени. Поэтому и я предлагаю только начальный разгон.
Naturalist> Ускорение не так страшно, если речь идет только о РЭА.

Если хочется ту РЭА, которая нужна потребителям спутниковых услуг - то страшно. Потому как, если собрать спутник связи на комплектующих в исполнении для стрельбы из пушки - он будет весить далеко не тонну и даже не десять.
Maschinen muessen "idiotensicher" werden  7.07.0
RU permeakra #26.02.2009 10:55  @Naturalist#26.02.2009 02:17
+
-
edit
 

permeakra

втянувшийся

Naturalist> Не обязятельно запускать "болванку".
Всё равно посчитай -).
 3.0.63.0.6
+
-
edit
 
Naturalist> Это совсем другая песня. ;)

Да та же самая, абсолютно. Вы тему-то почитайте. Просто там использовался рейлган, а вы хотите газы :)

Проблем куча, от теплопоглощения до момента выхода носителя из пушки.

Это с Луны так здорово пулять (Хайнлайн! :D), а на Земле сила тяжести большая и атмосфера все портит
 
US Naturalist #27.02.2009 02:58  @permeakra#26.02.2009 10:55
+
-
edit
 

Naturalist

аксакал

Naturalist>> Не обязятельно запускать "болванку".
permeakra> Всё равно посчитай -).

Что посчитать?
 
RU permeakra #27.02.2009 09:41  @Naturalist#27.02.2009 02:58
+
-
edit
 

permeakra

втянувшийся

Naturalist> Что посчитать?
Длинну сооружения. -))). При заданном разумном ускорении
 3.0.63.0.6
US Naturalist #27.02.2009 15:02  @permeakra#27.02.2009 09:41
+
-
edit
 

Naturalist

аксакал

Naturalist>> Что посчитать?
permeakra> Длинну сооружения. -))). При заданном разумном ускорении

Для этого надо знать желаемую скорость на выходе из ствола и величину "разумного ускорения". :)

Я вообще не сторонник супер-мега прожектов. Это мне просто "мантия под хвост попала"(с). :)
 
RU permeakra #27.02.2009 23:07  @Naturalist#27.02.2009 15:02
+
-
edit
 

permeakra

втянувшийся

Naturalist>>> Что посчитать?
permeakra>> Длинну сооружения. -))). При заданном разумном ускорении
Naturalist> Для этого надо знать желаемую скорость на выходе из ствола и величину "разумного ускорения". :)
Желаемая скорость по вертикали - чтобы подняться за атмосферу. Допустим, 100 км. Скорость по горизонтали - произвольная.
Ускорение - не более 4 же для людей и не более 20(ориентировочно) для техники.

>>Я вообще не сторонник супер-мега прожектов.
Да понятно это. Но если уж начали - будьте последовательны, дойдите до конца.
 3.0.63.0.6
RU Старый #28.02.2009 12:06  @Fakir#23.02.2009 18:07
+
-
edit
 

Старый

из курилки


Однако продолжим.

Fakir>>> Однако не вижу причин, почему бы в конечном итоге ему не быть дешевле/эффективнее.
Fakir> Fakir>> Не прямо сейчас, разумеется.
Старый>> Очевидно по количеству и напряжённости деталей. По чему обычно оценивается стоимость?
Fakir> А с чего вы решили, что кол-во деталей у ГПВРД больше, чем у ЖРД?

Для начала с того что вам потребуется и ТРД и ПВРД. Причём отдельно СПВРД и ГПВРД. Без СПВРД можно обойтись если вы поставите синерджет от Стримфлова. Сколько в нём деталей вы ещё помните?
Ну а далее почему вы думаете что системы подачи топлива, регулирования и пр. у ГПВРД проще чем у ЖРД?

Fakir> Как раз-таки должно быть строго наоборот. Деталей у ГПВРД должно быть на порядок меньше, движущихся частей - минимум.

А как подавать топливо? Регулировать? Вы видели командно-топливные агрегаты у ТРД? Если вы предлагаете вытеснительную подачу то ЖРД с вытеснительной подачей точно будет проще и без движущихся частей.

Fakir> Напряжённость - опять-таки меньше.
Fakir> В ГПВРД давление в области, где происходит сгорание топлива, намного меньше, чем давление в КС серьёзного ЖРД. На порядок меньше.

Давно ли давление стало проблемой?

Fakir> Температуры же сравнимы - следовательно, теплопотоки в стенку на порядок меньше.

Давно ли теплопотоки в стенку стали проблемой? А напомнить вам в каких условиях работают например турбины и компрессоры ТРД и соответственно ЖРД?

Fakir> Стенка намного менее нагружена - как с механической, так и с тепловой точки зрения.

Охлаждаемая стенка камеры сгорания ЖРД давно уже не составляет технической проблемы. А вот неохлаждаемые стенки ВРД...

Fakir> ТНА на давление подачи в сотню атмосфер, с теплонагруженной турбиной,

Не понял? Это в ЖРД теплонагруженая турбина? Или таки в ТРД? Вы ничего не перепутали?

Fakir> с высокими оборотами, насосами на огромные секундные расходы - опять-таки, не нужен. А ТНА, напомню - как бы не самый дорогой узел ЖРД, самый напряжённый, и вообще одно из самых узких мест (и в плане ресурса тоже).

Вы не пробовали сравнить ротор ТНА ЖРД и ротор ТРД? Как на ваш взгляд: что проще/дешевле/нагруженнее? С "огромным секундным расходом" вы меня просто порадовали. Люди далёкие от авиации ослеплённые "огромным УИ" ТРД сколько раз им не повторяй забывают что в этом УИ не учитывается воздух. И до такой степени забывают что даже забывают что этот воздух нужно прокачивать через двигатель.
Для ТРД НК-8 при тяге 10 тонн секундный расход воздуха примерно 200 кг. Для ЖРД аналогичной тяги секундный расход обоих компонентов примерно 30 кг. Факир, у кого больше секундные расходы? Как вы додумались поставить это в недостаток ЖРД?
Я уж не говорю о том что прокачивать жидкость несравнимо проще чем газ.
ТНА действительно самая дорогая и напряжённая часть ЖРД но из этого никак не следует что он дороже и напряжённее ротора ТРД.

Fakir> Система подачи на порядки менее напряжённая - благодаря сравнительно малому давлению в "КС".

Вы систему подачи ТРД когда-нибудь видели? Редукторную коробку, командно-топливный агрегат? Про систему подачи воздуха в двигатель вы забываете напрочь. Да хотя бы турбину которая всё это крутит? Турбина с охлаждаемыми лопатками.

Старый>> Я хочу чтоб вы поняли что он будет напряжённее чем ЖРД и иметь меньший ресурс.
Fakir> С точностью до наоборот.

Ясно. Значит пока вы не поняли и продолжаете упорствовать в своих заблуждениях...

Fakir> Он НЕ будет напряжённее ЖРД, это однозначно.

Это ваше искреннее заблуждение. Например в ТРД уже охлаждаемые лопатки турбины, а в ЖРД их не будет никогда ибо не те нагрузки. Вы забываете (не знаете) что основным элементом напряжённости является развиваемая и передаваемая мощность. Мощность турбин и вообще всех движущихся частей ТРД на порядок если не на порядки больше чем мощность агрегатов ЖРД той же тяги.

Fakir> Fakir>> В частности, она позволяет применять более совершенные - но и БОЛЕЕ ДОРОГИЕ - материалы и технологии, к-е позволят повысить массовое совершенство конструкции, но для одноразовых РН неприемлимы по экономическим соображениям.
Старый>> Однако кажется это факторы ПРОТИВ многоразовых, особенно воздушно-реактивных?
Fakir> С какого перепугу-то?

Ну перечитайте своё собственное сообщение. Я выделил в нём большими буквами нужные слова. Давно ли дороговизна материалов и технологий стала фактором "За"? Вроде всегда была "Против"...

Fakir> Как вы могли себе вообще такое вообразить?

Да легко. По критерию СТОИМОСТЬ/эффективность, разумеется. Вы так же упорно о нём забываете как и о воздухе в ТРД. Поэтому употребляя слова "более дорогие" вы даже не задумываетесь как это может быть аргументом "против".

Старый>> Из каких собственно соображений? Из каких соображений вы считаете что воздушно-реактивные ступени могут оказаться дешевле/эффективнее байкалоподобных?
Fakir> Да вроде уже неоднократно озвучивал. Sapienti sat.

Пока кроме высокой сложности/напряжённости/дороговизны с вашенй стороны аргументов не было.

Fakir> Впрочем, тут возможен радикальный выход: подождать появления первых лётных байкалоподобных носителей :)

Не дождётесь. Потому как для начала одноразовые дешевле/эффективнее многоразовых.
Если вам просто нужны многоразовые летательные аппараты предназначеные для быстрого кратковременного достижения больших высот и скоростей то пожалуйста: от Х-15 до Спейсшипа. Как видим они ракетные. Воздушно-реактивные а тем паче прямоточные двигателди на них вам прийдётся подождать. Причём очень долго, вобщем не дождётесь.

Fakir> А потом уже спорить касательно их возможной дальнейшей конкуренции с ВРД-системами.

Дык как можно спорить а тем более конкурировать если у ВРД-систем вообще НННШ?
Старый Ламер  7.07.0
RU Старый #28.02.2009 12:08  @Harsky#23.02.2009 19:46
+
-
edit
 

Старый

из курилки


Harsky> ну так на 10 тыс. м оно уже под углом к нормали. вот сказать на сколько упадет тяга, вырастет сопротивление и пр. не могу, тут скорее вас надо спрашивать

С "углом к нормали" повнимательнее! При любом положительном угле к нормали появляется горизонтальная составляющая подъёмной силы которая действует против вектора тяги.
Старый Ламер  7.07.0
RU Старый #28.02.2009 12:20
+
-
edit
 

Старый

из курилки


Ну и давайте всётаки приступим к основному вопросу.
Сторонники АКС почемуто убеждены что воздушно-реактивное это многоразовое, а ракетное это одноразовое. Давайте для примера рассмотрим крылатую ракету Томагавк и зенитную ракету от комплекса С-300. И та и другая одноразовые. Однако на одной ТРД и крылья а на другой РДТТ и никаких крыльев. Факир, как вы думаете: почему?
Старый Ламер  7.07.0
RU Владимир Малюх #28.02.2009 14:39
+
-
edit
 
И, вклад "фтему" Бритнаских Учоных (ТМ) :F

Error - Object not found!

The requested URL was not found on this server. The link on the referring page seems to be wrong or outdated. Please inform the author of that page about the error. // www.reactionengines.co.uk
 
Maschinen muessen "idiotensicher" werden  7.07.0
RU Старый #28.02.2009 15:45  @Владимир Малюх#28.02.2009 14:39
+
-
edit
 

Старый

из курилки


В.М.> И, вклад "фтему" Бритнаских Учоных (ТМ) :F
В.М.> http://www.reactionengines.co.uk/images/skylon/skylon-cutaway.jpg
В.М.> Error - Object not found!
Этой чуде в обед 100 лет.
Старый Ламер  7.07.0
RU Старый #28.02.2009 15:48  @Владимир Малюх#28.02.2009 14:39
+
-
edit
 

Старый

из курилки


В.М.> Бритнаских

Хорошая опечатка! :)
Бритнасцы из графства Boobrooysk :)
Старый Ламер  7.07.0
NO Alexandrc #28.02.2009 20:15
+
-
edit
 

Alexandrc

аксакал

Тогда уж из Бивершира ;)
Но вы там держитесь!  
RU Старый #01.03.2009 13:13
+
-
edit
 

Старый

из курилки


Ещё два слова про напряжённость.
В справочнике "Двигатели" мало данных про обороты ТВД. Нашёл вот про Д-18Т. Обороты турбины вентилятора - 3500 об/мин, компресоров низкого и высокого давления соответственно 5900 и 9100 об/мин.
Обороты ТНА НК-33 - 18500 об/мин. Разница всего в два раза. Габариты роторов сравнивать будем?
А вот у более маленького двигателя Д-30 (на Ту-134) обороты кнд - 7800 об/мин, а квд - 11600.
Температура газов перед первой ступенью турбины Д-18 - 1600К, лопатки турбины и направляющего аппарата охлаждаемые. Лопатки второй ступени турбины тоже. У НК-33 если не ошибаюсь температура газов перед турбиной примерно 300К.
Расход воздуха у Д-18 - 760 кг/с, всех компонентов у НК-33 - 517 кг/с
Так что я думаю с оборотами, расходами и температурами всё ясно? Турбореактивные двигатели в этом плане гораздо напряжённее ракетных.

Вот не нашёл мощность турбин Д-18, ато б ужаснулись вместе. Сколько там мегават надо чтоб прокачать через двигатель почти тонну воздуха в секунду? Естественно сжимая его при этом. Вобщем для этого используются 6 ступеней турбины (2 ступени охлаждаемые) и 14 ступеней компрессора с титановыми лопатками, у вентилятора 33 титановых лопатки длиной какраз с меня. ТНА НК-33 отдыхает три раза. Камера сгорания двухстеночная охлаждаемая. Вот это "дешовое" и "ненапряжённое" чудо в количестве 6 штук устанавливается на Мрии. И по суммарной тяге уступает одному НК-33.
Изготовлено оно в количестве 184 штук и злые языки говорят что по цене один Д-18Т превышает стоимость РН Союз со всеми потрохами включая двигатели и систему управления.
Старый Ламер  7.07.0
RU Андрей Суворов #01.03.2009 13:59
+
-
edit
 

Андрей Суворов

координатор

Температура газа перед турбиной не может быть 300К. 300К - это комнатная температура.

И мощность зависит не только от количества (т.е., расхода), но и от перепада давлений, или, альтернативно, от скорости. Поэтому мощность турбины Д-18 не такая уж большая. Ну, да, она больше мощности ТНА РД-107, но вряд ли больше мощности ТНА НК-33 и уж точно меньше мощности ТНА РД-171М.

Да, величины мощности сравнимые. Да, ресурсы несравнимые. Да, сложность агрегатов турбореактивных двигателей больше.

И что? Это, само по себе, ещё не препятствие к использованию воздушно-реактивных двигателей для вывода грузов в космос. Если их стоимостная эффективность сможет превысить таковую ЖРД - да запросто! Но этого можно достичь только с первой ступенью, садящейся на полосу и с нормами обслуживания, обычными для реактивной авиации, а не Шаттла и т.д.
 7.07.0
RU lenivec #01.03.2009 14:15  @Андрей Суворов#01.03.2009 13:59
+
-
edit
 
А.С.> ...Если их стоимостная эффективность сможет превысить таковую ЖРД - да запросто!...

не сможет. Изделие будет штучным, т.е. мегадорогим. Первая-же катастрофа мегадорого девайса поставит крест на "йокономии" копеечной.

А её ждать недолго - ТУ-144 и конкорды гробятся чаще обычных самолётов, SR-71 ещё чаще, а гиперзвуковик будут каждый десятый полёт валится.
"Вся история науки на каждом шагу показывает, что отдельные личности были более правы в своих утверждениях, чем целые корпорации ученых или сотни и тысячи исследователей, придерживающихся господствующих взглядов". В. И. Вернадский  
RU Старый #01.03.2009 16:19  @Андрей Суворов#01.03.2009 13:59
+
-
edit
 

Старый

из курилки


А.С.> Температура газа перед турбиной не может быть 300К. 300К - это комнатная температура.

Очень даже может быть, ведь исходная температура - температура жидкого кислорода.

А.С.> И мощность зависит не только от количества (т.е., расхода), но и от перепада давлений, или, альтернативно, от скорости.

От объёма умноженого на перепад.

А.С.> Поэтому мощность турбины Д-18 не такая уж большая.

Это сколько в мегаватах? А лучше в лошадиных силах, ибо мощность турбины НК-33 указана в лошадиных силах - 48000.

А.С.> Ну, да, она больше мощности ТНА РД-107, но вряд ли больше мощности ТНА НК-33 и уж точно меньше мощности ТНА РД-171М.

А если взять АИ-25 или РУ-19 то и меньше РД-107 будет... ;)

А.С.> Да, величины мощности сравнимые. Да, ресурсы несравнимые. Да, сложность агрегатов турбореактивных двигателей больше.

Ресурс несравним только потому что для одноразовых ЖРД он не требуется. Както на испытаниях обычный серийный НК-33 без каких-либо доработок проработал 14000 секунд (4 часа) и остановился только потому что в стенде кончилось топливо. Это составило 100 (сто) его полётных циклов.

А.С.> И что? Это, само по себе, ещё не препятствие к использованию воздушно-реактивных двигателей для вывода грузов в космос.

Никто и не говорит что это препятствие. Это просто иллюстрация к вопросу о якобы "напряжённости" и "сложности" ЖРД по сравнению с ТРД.

А.С.> Но этого можно достичь только с первой ступенью, садящейся на полосу и с нормами обслуживания, обычными для реактивной авиации, а не Шаттла и т.д.

Абсолютно ничего не запрещает ракетной ступени садиться на полосу.
А вот для ТРД рассчитанных на высокие сверхзвуковые скорости "авиационные нормы обслуживания" весьма суровы. Мне так и не удалось найти ресурсы НК-25, двигателей SR-71 и пр.
У АЛ-31 межремонтный ресурс 300 часов (при длительности полёта 1 час это 300 полётов). Причём у первой сотни двигателей на первые тысячи часов суммарного налёта ресурс был 50 часов.
Межремонтный ресурс это не ресурс между предполётным обслуживанием или регламентными работами, а ресурс между заводскими ремонтами в заводских условиях с полной разборкой двигателя и заменой выработавших деталей.
Старый Ламер  7.07.0
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Alexandrc #01.03.2009 17:19  @Старый#01.03.2009 16:19
+
-
edit
 

Alexandrc

аксакал

Старый> У АЛ-31 межремонтный ресурс 300 часов (при длительности полёта 1 час это 300 полётов). Причём у первой сотни двигателей на первые тысячи часов суммарного налёта ресурс был 50 часов.

Для упомянутого мной АЛ-31ФП:
Ресурс двигателя до первого ремонта составляет 1000 ч, назначенный ресурс - 1500 ч, ресурс поворотного сопла - 250 ч (после завершения испытаний будет увеличен до 500 ч).
 

Чтобы далеко не ходить за первоисточниками: АЛ-31ФП
Но вы там держитесь!  3.0.63.0.6
1 13 14 15 16 17 27

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru