Skylon - про(ж)ект от Алана Бонда

новым тип ГПВРД до 5,5 Маха - за счёт охлаждения потока
Теги:космос
 
1 5 6 7 8 9 10 11

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Rokot> Предлагаю оценить примерно теплопоток на высоте 30 км.

Ценность настолько напальцевых прикидок по тепловым вопросам - немногим более чем нулевая.

По аэротермодинамике сверх- и гиперзвуковых ЛА ведь куча честных работ, смысл гадать?
 3.6.33.6.3
Это сообщение редактировалось 03.02.2013 в 18:59

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Lamort> Да, вот вам более точная оценка температуры, - температура торможения при скорости 3000 м/с будет около 4500K

...а теперь попробуйте из этого - величины температуры полного торможения - сделать вывод о температуре обшивки ЛА. С учётом того, что полностью поток нигде не затормозится :)
 3.6.33.6.3
+
-1
-
edit
 

Rokot

втянувшийся

Fakir> Ценность настолько напальцевых прикидок по тепловым вопросам - немногим более чем нулевая.

Но Вы то вообще ничего не даете! А здесь есть предмет для размышлений и возражений. Например, а как быть с вязкостным трением итд.

10% - чем Вас не устраивают? Если нет ничего, то для первого поверхностного взгляда и это пойдет.

Fakir> По аэротермодинамике сверх- и гиперзвуковых ЛА ведь куча честных работ, смысл гадать?

У Вас есть эти работы? Если Вы возражаете, то давайте материал. Потом, я Вам дал материал из Кюхемана по температуре поверхности без охлаждения. Если у Вас есть работы по этой теме, охлаждение ГЛА водородом, до дайте пожалуйста. Не думаю, что там "куча честных работ".

Fakir> ...а теперь попробуйте из этого - величины температуры полного торможения - сделать вывод о температуре обшивки ЛА. С учётом того, что полностью поток нигде не затормозится :)

Это не так. В приповерхностном слое поток полностью тормозится, но в очень тонком слое. И если нет охлаждения, то можно померить эту температуру.

И опять, для нас важен теплопоток, а не идеализированная температура.
 5.05.0
Это сообщение редактировалось 03.02.2013 в 19:54
+
+1
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Rokot> Но Вы то вообще ничего не даете!

Так вроде и не подписывался по разработку АКС :)
Это слишком сложная задача, чтоб на салфетке решать (даже за деньги, не то что бесплатно :) ).

Rokot> 10% - чем Вас не устраивают? Если нет ничего, то для первого поверхностного взгляда и это пойдет.

Тем, что пол-палец-потолок. "Лучше никак, чем заведомо плохо".

Rokot> У Вас есть эти работы?

Например, в сети можно выгуглить книжку "Hypersonic Aerothermodynamics" - она сравнительно свежая, чуть не 2000-х. "Hypersonic Airbreathing Propulsion" - о движках, но о тепловых проблемах ЛА в целом вроде тоже было. Также из новых - Heppenheimer, "Facing the Heat Barrier: A History of Hypersonics". Она больше с историческим уклоном, но тоже много чего есть.
Есть MIT-овские материалы, в т.ч. видеолекция по аэротермодинамике - так, коротенечко, базовые вещи.
Из изданий на русском есть, например, Дорранс, "Гиперзвуковые течения вязкого газа" - она 1966-го, но основные идеи понять можно.
Учебник "Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике" - в т.ч. описание некоторых способов охлаждения (хотя с упором на лопатки турбин).

А, ну и в Егере чего-то в соотв. главе должно быть наверняка.

По более узкоспециальным вопросам - типа охлаждения того или иного типа - есть куча отдельных работ, начиная от НАСАвских отчетов до разных статей и материалов конференций AIAA, их надо специально искать, если интересно.

Rokot> Это не так. В приповерхностном слое поток полностью тормозится, но в очень тонком слое. И если нет охлаждения, то можно померить эту температуру.

Он настолько тонок - доля погранслоя - что его собственная температура полного торможения никакого значения не имеет. Ибо, как вы верно отметили - важны теплопотоки; а в формировании теплопотоков роль даже всего погранслоя целиком скорее "страдательная" - в смысле, он играет важнейшую роль передатчика тепла, но отнюдь не его источника.

Rokot> И опять, для нам важен теплопоток, а не идеализированная температура.

Вот именно!
 3.6.33.6.3

Rokot

втянувшийся

Fakir> Так вроде и не подписывался по разработку АКС :)

Уже подписались своей критикой :)

Fakir> Это слишком сложная задача, чтоб на салфетке решать (даже за деньги, не то что бесплатно :) ).

Всегда есть какие то первопринципы и приближения. Скажем, Вы назубок знаете курс аэродинамики Абрамовича?
Скорее всего нет. А какие то простые и концептуальные выкладки оттуда можно выцепить даже и непрофи. Нужна точка опоры для размышлений, я ее дал. А там чем больше в лес тем больше дров, как известно. Всегда все можно оценить, хотя бы примерно.

Fakir> Например, в сети можно

Спасибо!


Fakir> Он настолько тонок - доля погранслоя - что его собственная температура полного торможения никакого значения не имеет.

Вот именно. Но, если поверхность ЛА идеально теплозаизолирована, то это она и будет :D
 5.05.0

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Rokot> А там чем больше в лес тем больше дров, как известно.

Дров тут уже и так наломали :F

Rokot> Вот именно. Но, если поверхность ЛА идеально теплозаизолирована, то это она и будет :D

"Не говоря о том, что один козлотур..." :lol:
 3.6.33.6.3

Rokot

втянувшийся

Fakir> Дров тут уже и так наломали

Это проблема, найти и подать сложнейшие данные кратко и понятно, чтобы понял даже козлотур ))

Да, расчеты сложны, принципы просты, есть необходимое и достаточное. Вот в этих пределах и работаем. Фантастики то нет :D Энергия не берется из ниоткуда, а взявшись, расходится по назначению)) Прикинуть из первых принципов всегда полезно для понимания и обсуждения.

Вот например, при обсуждении выяснили, что 4000С при 12М скорее всего не будет, а скорее 1500-2000. И потихоньку разберемся во всем остальном.
 5.05.0
+
+1 (+2/-1)
-
edit
 

Rokot

втянувшийся

Fakir> Из изданий на русском есть, например, Дорранс, "Гиперзвуковые течения вязкого газа" - она 1966-го, но основные идеи понять можно.

Вот отсюда уже первая полезная иллюстрация, правда приходится переводить фунты в метры и фаренгейты в цельсии. На рисунке коридор полета подразумевает нагрев аппарата не выше 1100С
Прикреплённые файлы:
H - V.png (скачать) [780x489, 55 кБ]
 
 
 5.05.0
+
-2
-
edit
 

Lamort

ограниченный
★★★★
админ. бан
Lamort>> Не на 100%, разумеется, и не подъёмная сила, а лобовое сопротивление, - оставим подъёмную силу в покое.
Rokot> Нет уж. Заикнулись о 100%, отчитывайтесь)) Хоть бы попытались оценить.
Отлично, вы "возбудились". :)

Относительно 100% это я, разумеется, "брякнул не подумавши", такого вообще не может быть даже в том случае когда сопротивление создаётся одним трением, - случай тонкой пластины параллельной потоку.
Для пластины, - ей в принципе может быть передано 50% от энергии торможения воздуха, для самолёта это 0.3*1/2 = 15%.

Rokot> Про сопло из меди согласны что не плавится??
Для сопла ЖРД предусмотрено множество систем теплозащиты, но я уже сказал выше, - если вы допускаете, что аппарат нагреется как сопло ЖРД, то "флаг в руки", интересно, что это будет за аппарат. :)

Rokot> Или нет? Потом, та же фигня как и с B2H6 йодриком. Вы можете оченить теплопоток? Утверждать, что температура поверхности будет равной температуре торможения в условиях охлаждения стенки будет мягко говоря неправильным.
Если у вас будет такое могучее охлаждение, что температура стенки понизится, то да, но таким образом вы не уменьшаете, а увеличиваете тепловой поток внутрь конструкции.

Rokot> Понятно, про малый расход воздуха отмолчались.
Вы собрались сделать какой-то ГПВРД с малым расходом воздуха, - меньше, чем у обычного прямоточного ВРД?

Rokot> Если взять Ваши прикидки для высоты 30 км где плотность порядка 0,01, то из выражения тяги:
На высоте 30 километров плотность стандартной атмосферы около 0.02, но это несущественно, пусть рассматривается полёт с плотностью 0.01.

Rokot> F = S * D * (V2-V1)V1, где
Rokot> S площадь воздухозаборника
Rokot> D плотность воздуха
Rokot> V2 скорость после выхлопа
Rokot> V1 скорость набегающего потока
Rokot> то получается (V2-V1)= 17 м/с .
Rokot> Конечно, это не так, и площадь воздухозаборника будет на порядок меньше.
Rokot> ну конечно, опять без цифр и исходных данных!!
Да ну? Давайте по-другому подсчитаем. :)

Pratt & Whitney J58 - Wikipedia, the free encyclopedia

The Pratt & Whitney J58 (company designation JT11D) was a jet engine used on the Lockheed A-12, and subsequently on the YF-12 and SR-71 aircraft. The J58 was a single-spool turbojet engine with an afterburner.[1] The J58 was initially developed for the US Navy to power the planned version[clarification needed] of the Martin P6M jet flying boat.[2][dead link] Upon cancellation of this aircraft, it was selected by Convair and Lockheed for their supersonic projects.[clarification needed] Other sources link its origin to the USAF's requirement for a powerplant for the WS-110A, the future XB-70 Valkyrie.[3] The J-58 produced 32,000 lbf (142 kN) of thrust. // Дальше — en.wikipedia.org
 

Расход воздуха 200 килограммов в секунду, тяга 150 кН = 15,3 тс.
Расход воздуха на тонну силы тяги около 13 килограммов в секунду.

Тяга 100 тонн, скорость 2400 м/с, плотность воздуха 0.01.
Через квадратный метр проходит 24 кг/с, значит для тяги в 100 тонн нужен воздухозаборник примерной площадью 50 квадратных метров, - извиняюсь, я не очень точно помню для каких параметров у меня получилось 100 квадратных метров. :)

Lamort>> У Кюхермана много чего написано, без особых объяснений "как это такое получается".
Rokot> Ну это уже наглость. Вот это Вы взяли с потолка, ни на что не ссылаясь:
Нет, это не наглость, я просто не хочу тут обсуждать выкладки Кюхермана, это отдельный разговор.

Lamort>> Да, вот вам более точная оценка температуры, - температура торможения при скорости 3000 м/с будет около 4500K, ударная волна при этом прижата к носу аппарата.
Rokot> Конечно нет, так как там уже работает диссоциация воздуха и прочее.
Вам так поможет эта самая диссоциация, - вы будете иметь дело с наличием атомарного кислорода в составе обтекающего газа, это такой "подарочек". :)

Rokot> А там расчетные данные, у Кюхемана. Утверждать это Кюхеман все взял с потолка просто безответственно.
Кюхерман это не с потолка взял, но его оценки требуют отдельного анализа, таких оценок целая куча разных.

Rokot> Потом, надо конечно смотреть на распределение тепловых потоков на поверхности ЛА. Нос это одно, а корпус другое.
Распределение температуры поверхности надо смотреть.

Rokot> Предлагаю оценить примерно теплопоток на высоте 30 км.
Rokot> Предположим, что из выражения затраченной мощности 10% уходит в тепло:
15% работы затраченной на преодоление лобового сопротивления, а может и больше, чем аппарат совершеннее с точки зрения аэродинамики, тем большая доля.

Rokot> P = K*D*S*V3/2
Rokot> К = 0,1
Rokot> D = 0,01 кг/м3
Rokot> V = 3000 м/с
Rokot> Пусть лобовое сечение аппарата S = 3 m2 , то есть его диаметр примерно 2 метра, его длина в цилиндрической части 10 метров, его объем 30 м3 как танкера, который содержит 2100 кг жидкого водорода.
Накопительная теплозащита? Вы что, хотите весь аппарат опутать трубками охлаждения, как сопло ЖРД? :)

Rokot> Из этой модели в тепло переходит 40МВт, или примерно 7 кг жидкого водорода в секунду. Это означает, что на крейсерской скорости этого бака хватит на 300 с, что не плохо. Учитывая, что аппарат разгоняется (тепловыделение меньше на участке разгона), время видимо составит те самые 1000 с.
Да, только он разгоняется ещё на 600 метров в секунду, это ещё секунд 300, тогда тепловыделение будет больше, да и дело совсем не в этом.

Пока он там, внутри, охлаждается, снаружи-то он будет гореть. :)

Вот этот аппарат снаружи нагревался до температуры 260 градусов, кратковременно до 400.



Максимальная скорость SR-71 около 1000 м/с, мы рассматриваем скорость в 3 раза больше, так что можете "смело так" умножать температуру на 9.
SR-71 титановый, из чего тогда аппарат на 3 км/с ваять будем? ;)

Rokot> И опять, для нас важен теплопоток, а не идеализированная температура.
Нет, для нас важна именно температура поверхности конструкции, а не какой-то там абстрактный "теплопоток", поскольку мы рассматриваем вопрос о том разрушится конструкция или нет.
 
Это сообщение редактировалось 04.02.2013 в 07:26
+
-1
-
edit
 
Fakir> ...а теперь попробуйте из этого - величины температуры полного торможения - сделать вывод о температуре обшивки ЛА. С учётом того, что полностью поток нигде не затормозится :)

Дык поэтому и интересны только кромки. самолёт можно сделать титановым а с учётом завпаса топлива ещё охлаждать керосином-водородом. а в с кромок тепло отводить заколебёшся.
 24.0.1312.5724.0.1312.57

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Fakir>> ...а теперь попробуйте из этого - величины температуры полного торможения - сделать вывод о температуре обшивки ЛА. С учётом того, что полностью поток нигде не затормозится :)
iodaruk> Дык поэтому и интересны только кромки. самолёт можно сделать титановым а с учётом завпаса топлива ещё охлаждать керосином-водородом. а в с кромок тепло отводить заколебёшся.

Так и на кромках нет температуры полного торможения.
Кромки, конечно, одно из наиболее теплонапряжённых мест - но всё-таки обычно не самое (нос сильнее), даже в силу чистой геометрии и стреловидности. Плюс равновесная температура может зависить чувствительно даже от профиля крыла - у острой кромки одна, у притупленной другая.
И для полёта на больших высотах - 35+ - со сравнительно не очень большими теплопотоками теплоотвод излучением уже играет роль, и заметно влияет на равновесную температуру.

Не говоря о том, что в принципе возможен теплоотвод и с кромок.
 3.6.33.6.3

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Lamort> Максимальная скорость SR-71 около 1000 м/с, мы рассматриваем скорость в 3 раза больше, так что можете "смело так" умножать температуру на 9.



Ну сколько раз повторить: температура конструкции даже в равновесном состоянии никогда не равна температуре полного торможения!!!
Даже равновесная температура зависит от теплопотока, поэтом разная на разных высотах даже при одной и той же скорости полёта!!!

Не говоря о всём прочем.
 3.6.33.6.3
+
-1
-
edit
 

Lamort

ограниченный
★★★★
админ. бан
Fakir> Ну сколько раз повторить: температура конструкции даже в равновесном состоянии никогда не равна температуре полного торможения!!!
Вы считаете, что температура полного торможения на 1000 м/с равна 260C? Извините, но она равна 800K или 600С. :)

Fakir> Даже равновесная температура зависит от теплопотока, поэтом разная на разных высотах даже при одной и той же скорости полёта!!!
Fakir> Не говоря о всём прочем.
Ах, ну да, извините, я опять ляпнул глупую ошибку, - не в 9 раз, а в 27 раз, тепловая мощность, которую вы называете "теплопотоком" пропорциональна кубу скорости.
Или согласимся на квадрат скорости? ;)

Что касается условий, - для обеспечения постоянства тяги скоростной напор тоже должен расти пропорционально скорости полёта, иначе, как вы можете сообразить, двигатель останется без воздуха.

Вот аппарат, который смог разогнаться до 2 км/с, он весь об** теплозащитой, но этот аппарат разгонялся очень быстро. :)
 
Fakir> Так и на кромках нет температуры полного торможения.

Это уже буквоедство. понятно что какаято разница наличествует-но речь то при прочих равных.

Fakir> Кромки, конечно, одно из наиболее теплонапряжённых мест - но всё-таки обычно не самое (нос сильнее), даже в силу чистой геометрии и стреловидности. Плюс равновесная температура может зависить чувствительно даже от профиля крыла - у острой кромки одна, у притупленной другая.

Это мелочи. неговоря уж о том что с тупыми кромками вы далеко не улетите. это вам не спускаемый аппарат чтоб падать из космоса. Задача обратная-продраться через атмосферу и улететь.

Fakir> И для полёта на больших высотах - 35+ - со сравнительно не очень большими теплопотоками теплоотвод излучением уже играет роль, и заметно влияет на равновесную температуру.

зато абсолбтные температуры там велики и приходятся после этапа 15-25 когда планер уже гороячей.
у спускаемого аппарата ситуация кстати обратная-у него высокие температуры соответсвуют малому потоку и гасятся в исзевстной степени теплоёмкостью, а потом уже и температуры относительно не высоки.

а здесь всё наоборот.

Fakir> Не говоря о том, что в принципе возможен теплоотвод и с кромок.

Это
а) гемморой-хотябы изз зза проблем с прочностью и герметизацией. дрозд и то ссался керосином на стоянке чёрт знает кто.
б) в силу бОльшего относительного потока занятие практически бесполезное.

зы с учётом того что материал для кромок я знаю(и весь мир тоже :F ) идея интересная. Но изврат с движками и и чисто самолётная схема смущают.
Банально по опыту дрозда дл ясочетания 3-5М крыла и приемлемых ВПХ нужна дозаправка после набора эшелона.
 24.0.1312.5724.0.1312.57
Это сообщение редактировалось 04.02.2013 в 17:57
+
+1
-
edit
 

Rokot

втянувшийся

Lamort> Ах, ну да, извините, я опять ляпнул глупую ошибку, - не в 9 раз, а в 27 раз, тепловая мощность, которую вы называете "теплопотоком" пропорциональна кубу скорости.


Да Вы пишете просто не думая, поэтому у Вас, Бродяга, сначала фигурировало 4000К, потом согласилтсь на 2000К, а потом заявили, что данные из книги Кюхемана (кстати без охлаждения теплоносителем):



и Дорранса:



просто вздор, который конечно нужно обсуждать отдельно, а можно и не обсуждать.

Тем не менее, мнение специалистов (и не одного, надо заметить, а коллективов) для Вас чушь. А ведь из этих графиков следует, что можно создать АКС в обсуждаемых рамках, где его обшивка судя по всему не будет превышать 1100С. И это уже готовый, конечный результат со всеми теплопотоками.

И Ваши рассуждения о кубе и квадрате ничего не говорят о том, сколько энергии уйдет через обшивку, а сколько уйдет с потоком воздуха и на излучение!

Чуете, где разница ??? :D Это кстати один из возможных способов охлаждения обшивки ЛА без хладоагента, между прочим.

Lamort> Для пластины, - ей в принципе может быть передано 50% от энергии торможения воздуха, для самолёта это 0.3*1/2 = 15%.

Откуда "это"??? Ха, речь то шла о вязкостном трении, а не о лобовом сопротивлении, Где энергия рассеивается в окружающей атмосфере. Отличайте, блин, одно от другого. И торможение потока не определяется полностью лобовым сопротивлением, что за чушь?

Lamort> Нет, для нас важна именно температура поверхности конструкции, а не какой-то там абстрактный "теплопоток", поскольку мы рассматриваем вопрос о том разрушится конструкция или нет.

Ха, она то важна,как индикатор, который позволяет нам что то оценить.Но не Ваша , взятая "абстрактно", а как следствие установившегося равновесия, на которое Вам глубоко наплевать.

Lamort> Накопительная теплозащита? Вы что, хотите весь аппарат опутать трубками охлаждения, как сопло ЖРД?

Кстати, в SR-71 тоже применяется этот метод теплозащиты, конкретно для кабины пилота. Представьте потенциал, если будет защищаться вся поверхность ЛА. Концептуально проблем нет, кроме технических. Считайте и обрящите.

Lamort> Пока он там, внутри, охлаждается, снаружи-то он будет гореть.

Ну как же, по Вашей логике и любой ЖРД должен сгореть.

Lamort> Для сопла ЖРД предусмотрено множество систем теплозащиты, но я уже сказал выше, - если вы допускаете, что аппарат нагреется как сопло ЖРД, то "флаг в руки", интересно, что это будет за аппарат.

А вот не греется оно, как Вам этого хочется. Да будет Вам известно, что и поверхность SR-71 также охлаждается керосином, частично, возле кабины пилота. Как Вы и писали, "трубочками" ))

Вот профили температур без охлаждения теплоносителем:
Прикреплённые файлы:
Dorens2.png (скачать) [610x523, 77 кБ]
 
 
 5.05.0
Это сообщение редактировалось 04.02.2013 в 18:33
+
+1
-
edit
 

Rokot

втянувшийся

Lamort> Да ну? Давайте по-другому подсчитаем.
Lamort> Pratt & Whitney J58 - Wikipedia, the free encyclopedia

Концептуально уже не верно! Так как импулсь ГПВРД будет совсем другой, чем у ТРД/ТПВРД



Lamort> Тяга 100 тонн,

Откуда? Что, у Вас АКС будет весить 600 тонн ?

Потом, потолок SR-71 26 км, где плотность 0,034 . Поднимемся на высоту 43 км, где плотность воздуха на порядок меньше. Поэтому, Ваши 27 раз можно спокойно разделить на 10. Учитывая, что охлаждение хладоагентом на SR-71 крайне ограничено, и что жидкий водород эффективней как теплоноситель на порядок, то вывод напрашивается сам собой. Этот единственный, кстати, и простой прием позволил создать ЖРД и жаростойкие лопатки МИГ-29. Что в этом фантастического?? Да ничего. Иновационно?
Конечно. Альтернативой могут быть только прочные ТЗП из плиток. Но они имеют свойство отваливаться, в чем проблема.
 5.05.0
Это сообщение редактировалось 04.02.2013 в 19:04

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
iodaruk> Это уже буквоедство. понятно что какаято разница наличествует-но речь то при прочих равных.

Она на кромках может быть очень велика!
Разница может влёгкую достигать сотен градусов не то что с температурой полного торможения - а даже и с температурой носа.
Обычно наиболее теплонапряжённые места - нос и кромки ВЗ, кромка крыла и киля где-то на третьем месте.

iodaruk> Это мелочи. неговоря уж о том что с тупыми кромками вы далеко не улетите.

Надо смотреть по ситуации. Собственно, на г/з и большой высоте затупление может быть уже и не так заметно, ИМХО - так что почему бы не поговорить о крыльях переменного затупления? :F

iodaruk> зато абсолбтные температуры там велики и приходятся после этапа 15-25 когда планер уже гороячей.

Ну это сильно зависит от профиля полёта - как быстро и с какими скоростями забираетесь выше 25.


iodaruk> у спускаемого аппарата ситуация кстати обратная-у него высокие температуры соответсвуют малому потоку и гасятся в исзевстной степени теплоёмкостью, а потом уже и температуры относительно не высоки.

У спускаемого вообще всё еще более сильно по-другому. Даже для крылатого типа шаттла - уже из одного только угла тангажа.

Fakir>> Не говоря о том, что в принципе возможен теплоотвод и с кромок.
iodaruk> Это
iodaruk> а) гемморой-хотябы изз зза проблем с прочностью и герметизацией. дрозд и то ссался керосином на стоянке чёрт знает кто.

Это если жидким теплоносителем снимать тепло. А почему бы не воздухом? Предварительно охлаждённым уже тем же водородом? (а может это и не понадобится)
В данном случае это мои домыслы (возможно, патентопригодные :F ), но нечто в той или иной степени подобное было и в проектах (в виде выдува газов), и даже в железе. Согласно Лукашевичу, носок крыла и у шаттла, и у "Бурана" изнутри омывался воздухом (не принудительно, конечно), сообщаясь с основным объёмом крыла, и это сказывалось на его охлаждении - причём у "Бурана" соотв. канал вообще был еще и изнутри плиткой облицован (так что, вероятно, на месте "Колумбии" "Буран" мог бы уцелеть).

Да и вариантов море - начиная просто с "выдува" воздуха наружу, как раз через щели :) Или через специальные поры. Это сработает даже не столько как охлаждение, сколько поменяет условия нагрева (сработает как "затупление" носка в каком-то смысле).
 3.6.33.6.3
+
-1
-
edit
 

Lamort

ограниченный
★★★★
админ. бан
Rokot> Да Вы пишете просто не думая, поэтому у Вас, Бродяга, сначала фигурировало 4000К, потом согласилтсь на 2000К, а потом заявили, что данные из книги Кюхемана (кстати без охлаждения теплоносителем):
Streamflow сидел на люстре и делал вид, что он Кюхерман, который читает газету". :)

Rokot> http://files.balancer.ru/cache/forums/attaches/2013/02/640x640/03-3055229-t-kuheman.png
Rokot> и Дорранса:
Rokot> http://files.balancer.ru/cache/forums/attaches/2013/02/640x640/04-3055769-h-v.png
Rokot> просто вздор, который конечно нужно обсуждать отдельно, а можно и не обсуждать.
Да, разумеется, надо обсуждать, но можно и не обсуждать. :)

Начинайте обсуждать, если хотите, вот вам подсказка и формулировка проблемы, - температуру поверхности можно, в принципе, сделать какой угодно низкой, если предположить, что аппарат может быть холоднее окружающей среды.
Но, понимаете, согласно закону Стефана - Больцмана, количество энергии излучаемой телом пропорционально площади тела и четвёртой степени абсолютной температуры. При этом общее количество теплоты переданное телу пропорционально площади и градиенту температуры.
Что из этого получится, - сообразите сами. :)

Rokot> Тем не менее, мнение специалистов (и не одного, надо заметить, а коллективов) для Вас чушь. А ведь из этих графиков следует, что можно создать АКС в обсуждаемых рамках, где его обшивка судя по всему не будет превышать 1100С. И это уже готовый, конечный результат со всеми теплопотоками.
Да-да, я знаю, про эти результаты, а также знаю, что эти специалисты не построили ни одного подобного аппарата, кроме, может быть, некоторого количества демонстраторов, которые совершали коротенькие полёты.

Rokot> И Ваши рассуждения о кубе и квадрате ничего не говорят о том, сколько энергии уйдет через обшивку, а сколько уйдет с потоком воздуха и на излучение!
Rokot> Чуете, где разница ??? :D Это кстати один из возможных способов охлаждения обшивки ЛА без хладоагента, между прочим.
Поздравляю, вы правильно сформулировали основной принцип построения современной теплозащиты космических аппаратов, - теплозащита не позволяет телу нагреваться за то время, когда оно тормозит в атмосфере.
Сами понимаете, чем дольше этот процесс, тем хуже, в вашем случае тело не тормозит, а разгоняется, так что время ограничено только запасом топлива на борту и расходом топлива. :)

Lamort>> Для пластины, - ей в принципе может быть передано 50% от энергии торможения воздуха, для самолёта это 0.3*1/2 = 15%.
Rokot> Откуда "это"??? Ха, речь то шла о вязкостном трении, а не о лобовом сопротивлении, Где энергия рассеивается в окружающей атмосфере. Отличайте, блин, одно от другого. И торможение потока не определяется полностью лобовым сопротивлением, что за чушь?
Да, речь именно о вязком трении, противодавление не сообщает телу тепла.

Могу сказать, что у вас какие-то сложные отношения с законами сохранения, - "торможение потока не определяется полностью лобовым сопротивлением", вот представьте себе, если было бы так, как вы сказали, то произошло бы нарушение закона сохранения импульса.
Для наглядности сообразите, что воздух-то, собственно говоря, стоит на месте, по крайней мере с точки зрения системы отсчёта в которой обычно находятся люди, наблюдающие за полётом летательного аппарата. :)

Lamort>> Нет, для нас важна именно температура поверхности конструкции, а не какой-то там абстрактный "теплопоток", поскольку мы рассматриваем вопрос о том разрушится конструкция или нет.
Rokot> Ха, она то важна,как индикатор, который позволяет нам что то оценить.Но не Ваша , взятая "абстрактно", а как следствие установившегося равновесия, на которое Вам глубоко наплевать.
Как вы могли видеть выше, на равновесие совсем не наплевать, и, как вы можете сообразить, по совокупности факторов это равновесие не в пользу понижения температуры поверхности теплозащиты.

Lamort>> Накопительная теплозащита? Вы что, хотите весь аппарат опутать трубками охлаждения, как сопло ЖРД?
Rokot> Кстати, в SR-71 тоже применяется этот метод теплозащиты, конкретно для кабины пилота. Представьте потенциал, если будет защищаться вся поверхность ЛА. Концептуально проблем нет, кроме технических. Считайте и обрящите.
Представляю и даже очень хорошо, - сделают прототип, потом деньги кончатся и на базе разборки этого прототипа можно будет открыть небольшую фабрику по производству самогонных аппаратов для населения. :)

Lamort>> Пока он там, внутри, охлаждается, снаружи-то он будет гореть.
Rokot> Ну как же, по Вашей логике и любой ЖРД должен сгореть.
Представьте себе, если ЖРД гонять 1000 секунд, то многие ЖРД действительно сгорят. :)

Lamort>> Для сопла ЖРД предусмотрено множество систем теплозащиты, но я уже сказал выше, - если вы допускаете, что аппарат нагреется как сопло ЖРД, то "флаг в руки", интересно, что это будет за аппарат.
Rokot> А вот не греется оно, как Вам этого хочется. Да будет Вам известно, что и поверхность SR-71 также охлаждается керосином, частично, возле кабины пилота. Как Вы и писали, "трубочками" ))
Rokot> Вот профили температур без охлаждения теплоносителем:
Я уже понял, что затея нацелена на попил государственных средств, а прибыль от этого процесса будет направлена на создание самогонноаппаратного завода, который будет приносить прибыль и дальше.
"Космос на пользу людям". :)

У меня к вам встречный вопрос, - покажите, что в системе охлаждения целесообразно и возможно использовать водород.
Понимаете, Алан Бонд не просто так стал использовать промежуточный теплоноситель. ;)

Lamort>> Да ну? Давайте по-другому подсчитаем.
Lamort>> Pratt & Whitney J58 - Wikipedia, the free encyclopedia
Rokot> Концептуально уже не верно! Так как импулсь ГПВРД будет совсем другой, чем у ТРД/ТПВРД
Rokot> http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/4/4f/Specific-impulse-kk-20090105.png/550px-Specific-impulse-kk-20090105.png

Это удельный импульс по топливу, я думаю, что вам известно то, что рабочим телом ВРД является воздух, влияние добавки массы продуктов сгорания несущественно.

Давайте я вам подсчитаю воздухозаборник из условия полного сгорания водорода, удельный импульс возьму 4000 секунд.
Итак, двигателем с тягой 100 тонн эти самые 100 тонн водорода будут израсходованы за 4000 секунд, значит за одну секунду расходуется 1/40 тонны водорода. Продуктом сгорания водорода является вода, отношение массы кислорода и водорода в воде 8:1, в воздухе, насколько вам известно, кислорода только 1/5, значит для полного сгорания 1/40 тонны водорода требуется 8*5*1/40 = 1 тонна воздуха.

В другом расчёте у меня получился воздухозаборник около 50 квадратных метров с расходом 24 килограмма через квадратный метр, - 1200 килограммов воздуха через весь воздухозаборник.

Можете доказать, что в ГПВРД будет полное сгорание водорода? А то как бы вам 100 квадратных метров не понадобилось. ;)

Lamort>> Тяга 100 тонн,
Rokot> Откуда? Что, у Вас АКС будет весить 600 тонн ?

Почему это 600 тонн, всего 300, - половина на разгон, половина на преодоление сопротивления, это ускорение аппарата даже меньше, чем 2 м/с*с.

Rokot> Потом, потолок SR-71 26 км, где плотность 0,034 . Поднимемся на высоту 43 км, где плотность воздуха на порядок меньше. Поэтому, Ваши 27 раз можно спокойно разделить на 10. Учитывая, что охлаждение хладоагентом на SR-71 крайне ограничено, и что жидкий водород эффективней как теплоноситель на порядок, то вывод напрашивается сам собой. Этот единственный, кстати, и простой прием позволил создать ЖРД и жаростойкие лопатки МИГ-29. Что в этом фантастического?? Да ничего. Иновационно?
Я так полагаю, что температура, как и подъёмная сила пропорциональна квадрату скорости. :)

Повторю ещё раз, - сперва покажите эффективность водорода как хладагента, у него, знаете, плотность 1/14, да и закипеть он может. :)

Rokot> Конечно. Альтернативой могут быть только прочные ТЗП из плиток. Но они имеют свойство отваливаться, в чем проблема.
Почему это "из плиток", нам нужна любая не перемешивающаяся прослойка воздуха в каком-то виде. :)

Теперь вопрос по самой сути "синергетического" аппарата Star Liner, - с какой стати он "синергетический"? :)
Примерно половина водорода тратится в процессе длительного разгона на преодоление сопротивления воздуха при малом ускорении, да, используется окислитель из атмосферы, но объём этого дополнительного бака водорода гораздо больше, чем объём бака соответствующего окислителя.

Star Liner может будет и легче ракеты аналогичной грузоподъёмности, но при этом он будет гораздо больше такой ракеты. :)
 

Rokot

втянувшийся

Lamort> Начинайте обсуждать, если хотите, вот вам подсказка и формулировка проблемы,

Это и не подсказка и не формулировка проблемы, это "в огороде Манька и в Киеве дядька". Еще не известно, что Вы имеете ввиду, поэтому давайте ясно излагайте мысль, а не так, намеками. Может оказаться, что Вы снова скажете "ах, я ошибся". Было уже не один раз.


Lamort> эти специалисты не построили ни одного подобного аппарата,

Ну это уже перебор. Сами понимаете, нет двигателя для 6 - 12М, который позволил бы вообще планомерно исследовать проблемы полета.

Lamort> Сами понимаете, чем дольше этот процесс, тем хуже, в вашем случае тело не тормозит, а разгоняется, так что время ограничено только запасом топлива на борту и расходом топлива.

Опять общие слова без прикидок. Это утверждение "халва-халва", от которой слаще не станет.


Lamort> Да, речь именно о вязком трении, противодавление не сообщает телу тепла.
Lamort> Могу сказать, что у вас какие-то сложные отношения с законами сохранения,

Нет, это у Вас полное отсутствие четких представлений о ... аэродинамики совсем. Вы даже не знаете, сколько уходит энергии на трение.

Lamort> Для наглядности сообразите,

Нет уж, Вы для наглядности все распишите. Кажется, Вы решительно оnмахнулись от совета Streamflow почитать аэродинамику Абрамовича.

Lamort> Как вы могли видеть выше, на равновесие совсем не наплевать, и, как вы можете сообразить, по совокупности факторов это равновесие не в пользу понижения температуры поверхности теплозащиты.

Когда же Вы оставите это обилие ничего не значащих слов?? Почему Вы не можете просто сказать:

"это так, а это вот так". Вместо это предлагаете о чем то догадываться, чтобы Вас потом не ловили на ошибках, а потом говорите что все понятно))

Lamort> Представьте себе, если ЖРД гонять 1000 секунд, то многие ЖРД действительно сгорят.

А вот представьте себе, какие давления в ЖРД, и какие на выcоте 30-40 км :D

Lamort> Я уже понял, что затея нацелена на попил государственных средств,

Речь не об этом. Вопрос то о том, как оценить возможность такой АКС? Вы всегда уходите от прямых ответов.

Lamort> У меня к вам встречный вопрос, - покажите, что в системе охлаждения целесообразно и возможно использовать водород.

А Вы покажите, что это нецелесообразно и невозможно!! :D:D Свои первые прикидки уже здесь выкладывал, а Вы не одной. Опять отфутболивание.

Lamort> Понимаете, Алан Бонд не просто так стал использовать промежуточный теплоноситель.

Опять указываете пальцем в небо))

Сравните температуры и напор в воздухозаборнике и на поверхности ЛА? Вам не кажется, что это совсем разные вещи??

Lamort> Можете доказать, что в ГПВРД будет полное сгорание водорода? А то как бы вам 100 квадратных метров не понадобилось.

А Вы можете доказать обратное?

Lamort> Почему это 600 тонн, всего 300, - половина на разгон, половина на преодоление сопротивления, это ускорение аппарата даже меньше, чем 2 м/с*с.

угу, и без расчетов и без даже цифр. Просто 300, и все тут. Вопрос, а для чего 300 ?? Вы не хотите понимать, что без главных характеристик все это пустой звук.

Lamort> Я так полагаю, что температура, как и подъёмная сила пропорциональна квадрату скорости.

То есть, все то, что обсуждалось Вам пофиг?? Пропорциональна, и все тут. Из вышесказанного можно предположить, что верхняя планка для равновесной температуры поверхности ЛА будет менее 1100 С, с охлаждением меньше.


Lamort> Повторю ещё раз, - сперва покажите эффективность водорода как хладагента, у него, знаете, плотность 1/14, да и закипеть он может.

А Вы посчитайте, и сравните. И конечно, теплота испарения порядок меньше того, что может забрать теплоемкость.

Lamort> Почему это "из плиток", нам нужна любая не перемешивающаяся прослойка воздуха в каком-то виде.

Ну да, в условиях турбулентности )))))

Lamort> водорода гораздо больше, чем объём бака соответствующего окислителя.

Ну и что? Вы же не прикидывали, сколько это будет? Докажите, что здесь не так.

Lamort> Star Liner может будет и легче ракеты аналогичной грузоподъёмности, но при этом он будет гораздо больше такой ракеты. :)

Надо прикидывать, а не устанавливать вердикты. У Вас вообще все как то на уровне ощущений. Посчитайте объем.
 5.05.0
+
+1
-
edit
 

Rokot

втянувшийся

Lamort> Давайте я вам подсчитаю воздухозаборник из условия полного сгорания водорода, удельный импульс возьму 4000 секунд. Итак, двигателем с тягой 100 тонн .. = 1 тонна воздуха. ..
Lamort> В другом расчёте у меня получился воздухозаборник около 50 квадратных метров

У меня для плотности воздуха 0,01 получилось 30 м2, что уже далеко не изначальные 100 ))
И давайте прикинем конфигурацию основного тела, бака ЛА. Представим его как цилиндр длиной L и диаметром D.
Беря что то похожее на очертания SR-71 "в теле" получаем для 300 тн водорода

бак 4200 м3 ,

D = 8,1 m

L = 81 m

площадь лобового сечения 50 м2

площадь поверхности бака 2060 м2

Конечно много, но не фантастика, всего 38% от общей площади. Ну что Вы хотите, такова специфика подобных аппаратов:



Вот там какой короб висит под брюхом. Наверное, вторая ракетная ступень будет порядка 30-60 тн, выводимая нагрузка будет 10-20 тн.

«Союз-2»

Основные характеристики
Количество ступеней 3
Длина 51,1 м
Диаметр 10,3 м
Стартовая масса 313 000 кг

Масса полезной нагрузки выводимой на низкую орбиту Земли — от 2 800 кг до 9 200 кг в зависимости от модификации и точки запуска.
 


По габаритам как то отличается не сильно, как никак формула Циолковского рулит)))

Если АКС многоразовый, тогда выигрыш налицо.

Теперь попробуем приаттачить теплопоток. Пусть в тепло переходит порядка 10% энергии движения, то есть это составит 340 кВт / м2.

300 тн водорода за 4000с с упомянутой поверхности смогут обеспечить отток тепла 240 кВт / м2 при дельте 1000К. И это если принять, что ЛА движется все время на крейсерской скорости 10М, а в тепло переходит 10% всей энергии.

То есть, цифры сопоставимые, не фантастика.

У Дорранса есть интересный абзац про трение и тепло. И график зависимости перехода кинетической энергии в тепло, (что, как ни странно, мало зависит от поверхности) при торможении различных тел. Представим, что наш аппарат тормозится, коэффициент сопротивления ну скажем 0,2, получаем замедление 1 м2.

Из графика можно найти, что ЛА получит тепло 54 ГДж , 300 тн водорода способны забрать 2000 ГДж, кинетическая энергия ЛА этой массы 1350 ГДж. То есть, в тепло здесь переходит 4% энергии, что укладывается в мои предположения о 10%. В общем, истина где то рядом)))
Прикреплённые файлы:
Dorens3.png (скачать) [688x1394, 273 кБ]
 
 
 5.05.0
Это сообщение редактировалось 05.02.2013 в 04:20

Rokot

втянувшийся

Теперь можно сделать следующее. При массе 300 тн тяга при упомянутом аэродинамическом качестве обязан быть как минимум 50 тн (у Вас 100 тн). При скорости 3000 м/с получается мощность 1,5 ГВт (3 ГВт). Возьмем из последней таблицы коэффицент трения (точнее его отношение к коэффициенту лобового сопротивления Cf = 0,33, и площадь цилиндра 2000 м2. Получаем тепловую мощность 500 МВт (1000 МВт), получаем плотность теплового потока 250 кВт м2 (500 кВт м2). Беря Ваши 4000 с и энергоемкость водорода 7 МДж/кг получаем 285 тн (570 тн) жидкого водорода. Если учитывать, что скорость не постоянная, а растет с нуля, то смело можно это делить на два-три, а еще лучше это конечно проинтегрировать.

Из необходимой подъемной силы для предложенной модели вытекает коэффициент лобового сопротивления Cd = 0,22. У нас плотность D = 0,01, лобовое сечение S = 50 м2.

Сила, действующая на аппарат:

F = 1/2 * Cf*Cd*S*D*V2
 5.05.0
Fakir> Она на кромках может быть очень велика!

во скока раз выше температуры торможения?

Fakir> Разница может влёгкую достигать сотен градусов не то что с температурой полного торможения - а даже и с температурой носа.

в плюс? от Тторм.?

Fakir> Обычно наиболее теплонапряжённые места - нос и кромки ВЗ, кромка крыла и киля где-то на третьем месте.

ну я вообщето об этом и писал с самого начала.

Fakir> Надо смотреть по ситуации. Собственно, на г/з и большой высоте затупление может быть уже и не так заметно, ИМХО - так что почему бы не поговорить о крыльях переменного затупления? :F

аа, чтоб обгорало с острогодо тупого... одноразовые кромки... ога.

Fakir> Ну это сильно зависит от профиля полёта - как быстро и с какими скоростями забираетесь выше 25.

ну вот и до вас дошло вроде.
см гном-идея таже только а твёрдом топливе и ступенчатая вместо матрёшки.

если тяга позволяет-на напор и температуры вообще плевать.


Fakir> Да и вариантов море - начиная просто с "выдува" воздуха наружу, как раз через щели :) Или через специальные поры. Это сработает даже не столько как охлаждение, сколько поменяет условия нагрева (сработает как "затупление" носка в каком-то смысле).

а мощность то где брать и столько воздуха, да ещё холодного? не проще его качать сразу в двигатель-там сжигать и не заморачиваться напором а тупо лезть на тяге вверх?
 24.0.1312.5724.0.1312.57
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
iodaruk> не проще его качать сразу в двигатель-там сжигать и не заморачиваться напором а тупо лезть на тяге вверх?
Вот именно так ракеты и делают. Тупо вылазят вертикально вверх на тяге, и там разгоняются. И никаких супер технологий.
 7.07.0
+
+1
-
edit
 
Полл> Вот именно так ракеты и делают. Тупо вылазят вертикально вверх на тяге, и там разгоняются. И никаких супер технологий.

ога-только ректы оне одноразовые. и керосину тратят стока что выходит 10к за килограмм. Золото из морской воды-дешевле.
 24.0.1312.5724.0.1312.57
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
+
-1
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
iodaruk> ога-только ректы оне одноразовые. и керосину тратят стока что выходит 10к за килограмм. Золото из морской воды-дешевле.
Пока что РН дешевле всех имеющихся проектов АКС по доставке килограмма груза на орбиту.
Это при том, что сделать частично многоразовую РН не такая уж тяжелая проблема. По сравнению с АКС.
 7.07.0
1 5 6 7 8 9 10 11

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