Новая ракета для большого космоса

 

Naib

втянувшийся

Тема созрела после прочтения ветки про Сункар.
Для начала – вариант компоновки ракеты. Стартовая масса – 1000 тонн.
Первая ступень – баллиститные РДТТ (скажем, 30 штук, каждый тягой по 45-50 тонн), общая масса 500 тонн, топлива – 400 тонн. УИ, положим, 200 с.
Вторая ступень – 300 тонн, сухая масса 20-25 тонн, один двигатель РД-180. УИ – 337 с, так как он начнёт работать уже на границе атмосферы и большую часть топлива отработает в вакууме.
Третья ступень – 150 тонн, сухая масса 10-15 тонн, один двигатель РД-191 + вакуумный насадок. УИ – 350 с. Как супервариант – третья ступень вообще метановая.
Остальное – гептильный РБ + ПН. Что-нибудь под 40 тонн на НОО должно получиться.
Поясню этот вариант. По РДТТ, конечно, полетят заслуженные тапки, так как УИ баллиститов мал в сравнении со смесевыми на основе ПХА и уж тем более АДНА. Но у них есть несколько важных преимуществ. Они: всепогодные, надёжные, дешёвые, технологичные и могут выпускаться тысячами штук на существующих пороховых заводах. Кроме того, при массовых запусках их можно считать экологически чистыми. Ещё одна деталь – часть РДТТ можно менять на смесевые, увеличивая общую эффективность ступени и итоговую ПН. То есть ракета получает потенциал модернизации.
Далее – ракете требуются только два маршевых двигателя. Это снижает её итоговую стоимость, так как двигатели, в общем-то, стоят дорого. Второй момент – существующие мощности вряд ли позволят строить даже 200 двигателей в год. А ракет нужно будет запускать много (скажем, 100 запусков в год) и за достаточно короткий период времени (3-5 лет).
То есть ракета строится из расчёта максимума типовых запусков и минимума собственной стоимости. В этом случае узким местом будут именно двигатели 2 и 3 ступени, так как их потребуется существенно больше возможности нынешнего производства.
Собирать её нужно из готовых на сегодняшний день элементов, без разработки новых. Пусть она будет не рекордной с точки зрения ПН, но она должна полететь не позднее 2019. И да, гораздо дешевле будет запустить лишнюю ракету, чем выцарапывать крохи добавки к ПН за счёт новых разработок. Дешевле в первую очередь по фактору времени, так как все остальные (деньги, материалы) в принципе можно добыть. А время – никак. И затягивание первого полёта на лишний год уже резко удорожает его и по фактору денег и всего остального.

Ещё пара моментов для концепции ракеты.
1 “Ракета дороже груза”. То есть, в общем-то, плевать на аварийность и потерю ПН. Если взрывается даже каждая десятая ракета, то это всего лишь увеличивает стоимость груза на орбите на 10%. Ракета выводит сырьевые материалы: разобранные СБ, листовой металл, проводку и топливо. Их потеря – абсолютно не критична и всего лишь немного увеличивает время сборки орбитальной конструкции.
2 “Ступени работают на максимум, но выводят ПН лишь в диапазон высот и скоростей”. Меньшая точность при расчёте запуска, которая компенсируется РБ активного управления. То есть РБ заранее имеет избыточный запас топлива и ресурс двигателя и способен компенсировать “недолёт” на пару сотен м/с ХС. При этом расчёт орбиты и циклограммы работы двигателя РБ осуществляется уже после отработки 3 ступеней, по параметрам полученной орбиты. Ситуации, подобно той аварии Протона, где РБ был перезаправлен в этом случае исключаются.
3 ВЕСЬ комплекс, пристыкованный к орбитальной конструкции подлежит переработке. То есть материалы РБ (кроме двигателя) переплавляются и включаются в элементы орбитальной станции. Это весьма существенно увеличивает итоговую ПН, поскольку в этом случае в неё включается и материалы РБ. Двигатели при желании можно отправлять обратно на землю, упаковав их в спускаемую капсулу и залив пенополиуретаном. Так как гептиловые двигатели обычно относительно лёгкие, то капсула может их спускать до десятка-двух за раз.
Наконец – НОСИТЕЛЬ разрабатывается под ЦЕЛЬ, а не наоборот, цели под него. Тогда его можно оптимизировать по технологии и по стоимости. Что касается стоимости – первая ступень будет стоить около 2 млн, далее два двигателя по 1 млн, баки и РБ – ещё на 1 млн. Пусковой комплекс, топливо и прочие расходы – ещё на 2 млн. Итого – около 7 млн долларов за, скажем, 35 тонн ПН на НОО. 200 уе за кг.

Можно пофантазировать и ещё смелее. После отработки топлива 3 ступень не отстыковывается, а остаётся в виде ПН. Ракета делает в полёте разворот на 180 градусов и включает РБ, который дотягивает конструкцию до точки сборки. В этом случае 3 ступень нужна метановая, так как в ней достаточно всего лишь “продуть” баки, сделать шлюз, и можно заселяться, получая около 150 кубометров жилого объёма. Или порезать баки на листовой металл. Двигатель, (РД-191) опять же, при желании можно упаковать и отправить на поверхность. Если стоимость этой отправки не превысит его собственную стоимость, так как двигатель тяжёлый и имеет полную орбитальную скорость. Впрочем, можно его облегчать, снимая сопловый насадок, раму крепления к ракете, возможно, снимая ТНА и второстепенные механизмы.
Наддув баков делать азотом, так как переработать его в амил или селитру даже на орбите и в невесомости не так уж сложно. А ингазы придётся выбрасывать. Топливный бак можно надувать водородом, который утилизировать в энергетике комплекса через топливные элементы.

Что это даст в несколько отдалённом итоге.
1 Имея орбитальный модуль с широким набором возможностей по сборке и запасом топлива можно очень быстро и дёшево вывести большое количество ГСО спутников. Ведь можно будет выводить их на комплекс в частично разобранном виде: без СБ, аккумуляторов, незаправленными и так далее, что уменьшит стартовую массу спутника ГСО класса до тонны. И как следствие позволит выводить его ракетами совсем другого класса, нежели сейчас. Скажем, Союз до ГСО спутник не дотянет. А до НОО – вполне. Более того, в незаправленном и облегчённом виде, он выведет даже два-три спутника за запуск. Стоимость запуска Союза вытесняет в рынка всех конкурентов.
2 С орбиты можно запускать дальние экспедиции. Устранив фактор аварийности при взлёте, облегчив всю конструкцию в целом (ведь нет необходимости выдерживать перегрузки при запуске) можно весьма увеличить как их надёжность, так и количество. Та же проблема “окна запуска” существенно уменьшается, так как в космосе нет проблем погоды, меньше играет роль проблема вращения Земли. Наконец, аппараты можно сделать гораздо тяжелее и функциональнее, чем сейчас.
3 Лунная база. Имея источник материалов по 200-250 уе за кг на орбите Земли – можно переправлять их на лунную орбиту за гораздо более приемлемую цену, чем прямым запуском.
 59.0.3071.11559.0.3071.115

Sandro
AXT

инженер вольнодумец
★☆
Naib> Остальное – гептильный РБ + ПН. Что-нибудь под 40 тонн на НОО должно получиться.

Зачем СТОЛЬКО топлив на одной ракете?

Naib> баллиститов ... всепогодные, надёжные, дешёвые, технологичные и могут выпускаться тысячами штук на существующих пороховых заводах.

Не могут. Если хочешь оспорить — какой диаметр шашки, и где ты под неё собираешься найти пресс?
 37.037.0

Полл

литератор
★★★★
Naib> А ракет нужно будет запускать много (скажем, 100 запусков в год) и за достаточно короткий период времени (3-5 лет).
Можно подробнее, что за программа потребует выведения 4000 тн груза в год?
"За чей счет банкет?"
Сейчас в год, в пересчете на низкую орбиту, выводится около 1000 тн.
 54.054.0
+
-
edit
 

Divergence

втянувшийся

☠☠☠
Naib> Третья ступень – 150 тонн, сухая масса 10-15 тонн, один двигатель Р191 + ый насадок. УИ – 350 с.
Засада в том, что РД-191 придется дросселировать до неприемлемо малых величин тяги с охренительным падением импульса на самом ответственном участке выведения.
Как уже упоминалось в ветке про Сункар, это приведет к 20% падению ПН.
В итоге твой 1000 тонный монстр с купой двигателей сможет вывести на НОО не более 20-22 тонн.
Выходит не РН, а идиотизм чистой воды...
 59.0.3071.12559.0.3071.125

Naib

втянувшийся

Naib>> Остальное – гептильный РБ + ПН. Что-нибудь под 40 тонн на НОО должно получиться.
Sandro> Зачем СТОЛЬКО топлив на одной ракете?

Ну, Фалкон летает используя керосин/кислород + вонючку. Прогресс+Союз – керосин/кислород + вонючка.
Атлас так вообще – керосин, водород, кислород + бустеры на ПХА.
Разве что Дельта и Протон используют только одну топливную пару.
В этом случае РДТТ – это не проблема стартовой площадки. На ней – кислород/керосин + вонючка. Обычное сочетание. В случае метановой 3 ступени – ещё метан.

Naib>> баллиститов ... всепогодные, надёжные, дешёвые, технологичные и могут выпускаться тысячами штук на существующих пороховых заводах.
Sandro> Не могут. Если хочешь оспорить — какой диаметр шашки, и где ты под неё собираешься найти пресс?

Для РДТТ я отвёл 100 тонн (20%) на массу корпуса. Хотя в принципе можно и гораздо меньше. Не обязательно делать моношашку по типу бустеров Шаттла. Пироксилиновые РДТТ можно набирать из колонн более мелких шашек или вообще наматывать. Вообще, по ним накоплен просто гигантский опыт, так что и прессование – это лишь задача, а не проблема.
 59.0.3071.11559.0.3071.115

Naib

втянувшийся

Naib>> А ракет нужно будет запускать много (скажем, 100 запусков в год) и за достаточно короткий период времени (3-5 лет).
Полл> Можно подробнее, что за программа потребует выведения 4000 тн груза в год?
Полл> "За чей счет банкет?"
Полл> Сейчас в год, в пересчете на низкую орбиту, выводится около 1000 тн.

В год проводится что-то порядка сотни запусков. 7-12 тонн на НОО – это в итоге и будет 1000 тонн. За общую сумму порядка 7-10 млрд. И из этой 1000 тонн – порядка 800-900 тонн израсходуется как топливо и РБ. Я предлагаю за сумму менее 1 млрд вывести в 4 раза больше.
Теперь вопрос зачем.
Основная цель – постройка Лунной базы до уровня самообеспечения по питанию, энергии и металлу. Плюс орбитальные конструкции для сборки космических аппаратов. После постройки развитой Лунной базы пуски с Земли довольно быстро станут только “пассажирскими”.
 59.0.3071.11559.0.3071.115
+
-
edit
 

Naib

втянувшийся

Naib>> Третья ступень – 150 тонн, сухая масса 10-15 тонн, один двигатель Р191 + ый насадок. УИ – 350 с.
Divergence> Засада в том, что РД-191 придется дросселировать до неприемлемо малых величин тяги с охренительным падением импульса на самом ответственном участке выведения.
Divergence> Как уже упоминалось в ветке про Сункар, это приведет к 20% падению ПН.

Это не Сункар, где после отработки 2 ступени сухой остаток хорошо если 25 тонн будет (включая массу пустой ступени). Здесь после израсходования топлива остаток будет около 70+ тонн. Смысла дросселировать РД-191 я не вижу.
 59.0.3071.11559.0.3071.115

Sandro
AXT

инженер вольнодумец
★☆
Sandro>> Не могут. Если хочешь оспорить — какой диаметр шашки, и где ты под неё собираешься найти пресс?
Naib> Вообще, по ним накоплен просто гигантский опыт, так что и прессование – это лишь задача, а не проблема.

Проблемой является воспламенение шашек большого диаметра прямо в процессе прессования. Точно критический диаметр неизвестен, но теоретически ЕМНИМС он находится в диапазоне 600..900 мм.

Эх, как же Варбана нам не хватает ...
 37.037.0
+
-
edit
 

Divergence

втянувшийся

☠☠☠
Naib>>> Третья ступень – 150 тонн, сухая масса 10-15 тонн, один двигатель Р191 + ый насадок. УИ – 350 с.
Naib> Это не Сункар, где после отработки 2 ступени сухой остаток хорошо если 25 тонн будет (включая массу пустой ступени). Здесь после израсходования топлива остаток будет около 70+ тонн. Смысла дросселировать РД-191 я не вижу.
Погодь, при таком остаточном весе твоя РН набирает только 8100 м/с,- она тупо в космос не выйдет.
Ей бы еще 1000 м/с набрать, что возможно только при остаточном весе не более 40 тонн. Без дросселирования РД-191 перегрузка зашкалит за 6 g.
 59.0.3071.12559.0.3071.125

Sandro
AXT

инженер вольнодумец
★☆
Naib> Пироксилиновые РДТТ можно набирать из колонн более мелких шашек или вообще наматывать.

Ээээ... а отношение поверхности горения к критическому сечению сопла будет какое? Больше, чем у пистолетного патрона на порядок? А оно не рванёт с давлением несколько десятков тонн?
 37.037.0

Monya

опытный

Naib> Для РДТТ я отвёл 100 тонн (20%) на массу корпуса. Хотя в принципе можно и гораздо меньше. Не обязательно делать моношашку по типу бустеров Шаттла. Пироксилиновые РДТТ можно набирать из колонн более мелких шашек или вообще наматывать. Вообще, по ним накоплен просто гигантский опыт, так что и прессование – это лишь задача, а не проблема.
При таком раскладе (набор заряда из отдельных шашек) про связанный заряд и ненесущий корпус можно забыть. Кроме того сразу возникнет проблема с теплозащитой корпуса движка. Все решаемо, но не за 20% на массу корпуса при такой тяге. Глянь хотя б аналоги - стартовые ускорители ЗРК старых советских, типа С-75, они по аналогичной схеме из шашек набирались. Там корпус РДТТ поболе 20% от массы будет, ЕМНИП
 59.0.3071.11559.0.3071.115

Monya

опытный

Sandro> Ээээ... а отношение поверхности горения к критическому сечению сопла будет какое? Больше, чем у пистолетного патрона на порядок? А оно не рванёт с давлением несколько десятков тонн?
В принципе, нормально. Практически все стартовые ускорители советских ЗУР так сделаны, даже РДТТ САС на первых "Союзах" так набиралась. Но прелести несущего корпуса (это ж бочка под давлением) и теплозащиты внутренних стенок перевешивают. Поэтому РДТТ больших тяг уже никто с нескрепленными зарядами не делает. Маленькие - пжалуйста, еще и корпус может многоразовый быть - переоснащатся. А уже даже двигло класса стартового ускорителя от С-75/С-200 сегодня и с несвязанным зарядом? Конструкторы РДТТ только у виска покрутят.
 59.0.3071.11559.0.3071.115

zaitcev

опытный

Naib> Собирать её нужно из готовых на сегодняшний день элементов, без разработки новых.

Где-то я уже эту песню слышал, и не только из уст Майка Гриффина, пиарящего какой Арес будет шаттл-совместимый.

Naib> Ракета выводит сырьевые материалы: разобранные СБ, листовой металл, проводку и топливо.

Для этого вообще никакой новой ракеты не надо. Этот аргумент уже многократно приводился сторонниками орбитальной заправки.

Naib> Пусть она будет не рекордной с точки зрения ПН, но она должна полететь не позднее 2019.

Молодец, совсем забыл про строительство СК на стартовую массу 1000 т. Одного Восточного мало было?
 54.054.0

Naib

втянувшийся

Sandro> Проблемой является воспламенение шашек большого диаметра прямо в процессе прессования. Точно критический диаметр неизвестен, но теоретически ЕМНИМС он находится в диапазоне 600..900 мм.
Sandro> Эх, как же Варбана нам не хватает ...

Значит, примем, что шашки 400 мм диаметром вполне пригодны и безопасны. Сформируем из них колонну длиной 5 метров, склеим между собой, соберём “пучок” из 7 колонн и намотаем слой пироксилинового волокна толщиной 220 мм. Волокно склеим, скажем, пластифицированной эпоксидкой. При плотности тела заряда в 1,6 получится ускоритель массой примерно 10,6 тонн топлива, из которых 3,6 тонны – это стенки. Время горения примерно 27 секунд, тяга около 80 тонн Диаметр 1,5 метра. Стенки горят на 2 секунды дольше заряда и имеют вполне достаточную прочность на разрыв, чтобы быть несущими.

Варбана, действительно не хватает…
 49.0.2623.11249.0.2623.112
+
-
edit
 

Naib

втянувшийся

Divergence> Ей бы еще 1000 м/с набрать, что возможно только при остаточном весе не более 40 тонн. Без дросселирования РД-191 перегрузка зашкалит за 6 g.

Перегрузка для беспилотной ракеты не столь уж велика. ЕМНИП, даже КА рассчитаны до 8 g. Для добора скорости есть ещё хороший запас массы (50 тонн полной массы, до 45 тонн топлива в пределе), который можно потратить на топливо.
 49.0.2623.11249.0.2623.112

Naib

втянувшийся

Monya> При таком раскладе (набор заряда из отдельных шашек) про связанный заряд и ненесущий корпус можно забыть. Кроме того сразу возникнет проблема с теплозащитой корпуса движка. Все решаемо, но не за 20% на массу корпуса при такой тяге. Глянь хотя б аналоги - стартовые ускорители ЗРК старых советских, типа С-75, они по аналогичной схеме из шашек набирались. Там корпус РДТТ поболе 20% от массы будет, ЕМНИП

Поэтому я и предлагаю корпус наматывать из нитроцеллюлозы. И топливо, и стенки, и теплозащита. Медленно, конечно, и не особо технологично, но вполне доступно .
 49.0.2623.11249.0.2623.112

Naib

втянувшийся

Naib>> Пусть она будет не рекордной с точки зрения ПН, но она должна полететь не позднее 2019.
zaitcev> Молодец, совсем забыл про строительство СК на стартовую массу 1000 т. Одного Восточного мало было?

Не забыл. Есть площадка Энергии, может, уцелело чего от Н-1. Даже Протоновские можно доработать.
 49.0.2623.11249.0.2623.112

Sandro
AXT

инженер вольнодумец
★☆
Naib> Стенки горят на 2 секунды дольше заряда и имеют вполне достаточную прочность на разрыв, чтобы быть несущими.

Погоди, как это они могут быть несущими, если ты только что предписал им сгореть в ноль? Когда толщина станет достаточно малой, произойдёт продольный разрыв стенки, т.е. раскрытие камеры сгорания. Фактически взрыв с выбросом содержащихся в моторе газов в поперечном направлении.
Как ракета сможет после этого продолжить полёт?
 37.037.0

Naib

втянувшийся

Naib>> Стенки горят на 2 секунды дольше заряда и имеют вполне достаточную прочность на разрыв, чтобы быть несущими.
Sandro> Погоди, как это они могут быть несущими, если ты только что предписал им сгореть в ноль? Когда толщина станет достаточно малой, произойдёт продольный разрыв стенки, т.е. раскрытие камеры сгорания. Фактически взрыв с выбросом содержащихся в моторе газов в поперечном направлении.
Sandro> Как ракета сможет после этого продолжить полёт?

На момент запуска РДТТ стенки несущие, так как при такой толщине жалкие пару тысяч атмосфер они выдержат легко. Но это не значит, что в двигателе нет и классического негорючего корпуса с теплозащитой. К моменту сгорания центрального заряда стенки всё ещё имеют достаточную толщину и прочность для защиты силового корпуса. Кроме того, к окончанию сгорания заряда давление заметно падает, так как существенно уменьшается площадь горения.

В общем, я не совсем корректно описал строение РДТТ.

В принципе, можно и большие шашки делать, хоть 2 м радиуса, используя активно-реактивный растворитель, но совершенно не факт, что нужно.
 49.0.2623.11249.0.2623.112
+
-
edit
 

Cormorant

опытный
★☆
Naib> На момент запуска РДТТ стенки несущие, так как при такой толщине жалкие пару тысяч атмосфер они выдержат легко. Но это не значит, что в двигателе нет и классического негорючего корпуса с теплозащитой. К моменту сгорания центрального заряда стенки всё ещё имеют достаточную толщину и прочность для защиты силового корпуса. Кроме того, к окончанию сгорания заряда давление заметно падает, так как существенно уменьшается площадь горения.

Если имеются несущие стенки, выдерживающие "жалкие пару тысяч атмосфер", то подразумевается что горящий заряд должен на стенки передавать, эту пару тысяч. Мне неизвестны баллиститные топлива с такими прочностными характеристиками :)

Naib> В принципе, можно и большие шашки делать, хоть 2 м радиуса, используя активно-реактивный растворитель, но совершенно не факт, что нужно.

Как насчёт растрескивания зарядов при высыхании растворителя?
Cormorant, qui alte volat late - volat praeteritum  58.0.3029.8358.0.3029.83
+
-
edit
 

Divergence

втянувшийся

☠☠☠
Naib> На момент запуска РДТТ стенки несущие, так как при такой толщине жалкие пару тысяч атмосфер они выдержат легко
Где ты видел РДТТ с давлением
пару тысяч атмосфер
 

SRB имел в максимуме чуть больше 60 атмосфер.
 59.0.3071.12559.0.3071.125

Monya

опытный

Naib> На момент запуска РДТТ стенки несущие, так как при такой толщине жалкие пару тысяч атмосфер они выдержат легко. Но это не значит, что в двигателе нет и классического негорючего корпуса с теплозащитой. К моменту сгорания центрального заряда стенки всё ещё имеют достаточную толщину и прочность для защиты силового корпуса. Кроме того, к окончанию сгорания заряда давление заметно падает, так как существенно уменьшается площадь горения.
Naib> В общем, я не совсем корректно описал строение РДТТ.
Не то слово, не совсем :) . Один пример - для пакета из цилиндрических шашек с отверстием по центру площадь горения будет постоянна. Для твоей оболочки площадь горения наоборот будет увеличиватся - я так понимаю она изнутри ж горит, не снаружи :) . А вот шашки такого габарита без центрального канала изготовить - задача нетривиальная. Тогда значица придется делать их маленькими и очень много. Ну а повторяемость характеристик такой бочки - отдельная песня при такой конструкции. Или так ужесточить всевозможные допуска, что стоимость выползет на сравнимую с ЖРД.
 59.0.3071.11559.0.3071.115
+
-
edit
 

Naib

втянувшийся

Cormorant> Если имеются несущие стенки, выдерживающие "жалкие пару тысяч атмосфер", то подразумевается что горящий заряд должен на стенки передавать, эту пару тысяч. Мне неизвестны баллиститные топлива с такими прочностными характеристиками :)

Как раз передачи давления на стенку корпуса и требуется избежать, иначе масса стенки будет совсем уж неприличной. То есть давление держит сам заряд. Топлива такого типа известны, почитай что сразу с момента открытия нитроцеллюлозы. Кстати, первый промышленный искусственный полимер. :)
Я имею в виду именно нитроцеллюлозу, сформованную в виде нити нитрошёлка. Прочность у этой нити на разрыв весьма высока и сопоставима со сталью. Параметры горения, конечно, хуже чем у баллистита или кордита или пироколлодия, так как кислородный баланс хромает. Но это вторая часть проблемы, которую можно купировать не только нитроглицерином.

Naib>> В принципе, можно и большие шашки делать, хоть 2 м радиуса, используя активно-реактивный растворитель, но совершенно не факт, что нужно.
Cormorant> Как насчёт растрескивания зарядов при высыхании растворителя?

А никак. Растворитель после формования заряда полимеризуется, а не высыхает. Единственная возможная проблема - пузыри из-за локального перегрева за счёт тепла полимеризации.
 49.0.2623.11249.0.2623.112
+
-
edit
 

Naib

втянувшийся

Naib>> На момент запуска РДТТ стенки несущие, так как при такой толщине жалкие пару тысяч атмосфер они выдержат легко
Divergence> Где ты видел РДТТ с давлением
Divergence> SRB имел в максимуме чуть больше 60 атмосфер.

Сделать такой РДТТ не проблема и сейчас (ЕМНИП, малые РДТТ даже делали). Но это не нужно. В вакууме давление в камере сгорания мало увеличивает УИ, изрядно при этом увеличивая массу корпуса. Поэтому там более 150 атм применяют редко (а ещё точнее - более 100 атм). В условиях атмосферы рост давления даёт полезный прирост УИ, но и то, пожалуй до давлений под 500 атм. 2000 атм - это больше геморроя, чем пользы. Впрочем на описанных здесь РДТТ с особопрочным корпусом это можно реализовать. Не понравится - тогда снижаем скорость горения заряда (формой и бронировкой) и работаем с меньшим давлением.
 49.0.2623.11249.0.2623.112

Naib

втянувшийся

Naib>> В общем, я не совсем корректно описал строение РДТТ.
Monya> Не то слово, не совсем :) . Один пример - для пакета из цилиндрических шашек с отверстием по центру площадь горения будет постоянна. Для твоей оболочки площадь горения наоборот будет увеличиватся - я так понимаю она изнутри ж горит, не снаружи :) . А вот шашки такого габарита без центрального канала изготовить - задача нетривиальная. Тогда значица придется делать их маленькими и очень много. Ну а повторяемость характеристик такой бочки - отдельная песня при такой конструкции. Или так ужесточить всевозможные допуска, что стоимость выползет на сравнимую с ЖРД.

Скорее общая скорость горения будет падать, так как колонны центрального заряда уменьшают площадь горения быстрее, чем идёт прирост площади за счёт разгара оболочки. Детальнее надо считать, конечно, так как там и давление играет роль. А ещё лучше - прожечь изделие. :)
Шашки центрального заряда лучше цельные, без канала. И клеить их потом в готовое изделие (колонну заряда) Да, они будут довольно короткими, хорошо если 800 мм в длину, а вероятнее и ещё меньше. (при диаметре 400 мм)

Повторяемость параметров - это да, важно. Либо придётся как-то купировать разброс тяги (и как следствие вектор полёта) активным управлением при помощи некого дополнительного блока двигателей.
 49.0.2623.11249.0.2623.112

в начало страницы | новое
 
Поиск
Поддержка
Поддержи форум!
ЯндексЯндекс. ДеньгиХочу такую же кнопку
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru