Кварцевая водородная горелка

s.t.> Сдается мне, что заказать у частника может быть дороже.

Заказывать надо у себя самого!

Круглые стекляхи часто делают на токарных станках — трубка неторопясь вращается, её деформируют, она получается осесимметричная.

Xan> Круглые стекляхи часто делают на токарных станках — трубка неторопясь вращается, её деформируют, она получается осесимметричная.
Ну дык какждую отдельно, и они все индивидуальны. А можно сделать заказ партии, хватит на банкет.

Cormorant> А что против фарфора сказать можете?

Не терпит термоударов. В отличие от кварца и чистого монокристаллического сапфира.

Cormorant> Можно заморочиться и сделать даже каналы внутри для охлаждения.

Каналы для охлаждения имеют смысл, только при теплопроводности, как металла, притом, не любого металла, некоторые проводят тепло фигово.

Б.г.> Каналы для охлаждения имеют смысл,

Это в тему или нет?

Б.г.> Каналы для охлаждения имеют смысл, только при теплопроводности, как металла, притом, не любого металла, некоторые проводят тепло фигово.

Кварц от инконеля в 8 раз хуже.
Но в маленьком двигателе и медь не сможет, так как поток тепла обратно пропорционален размерам.
Поэтому — никакие попытки охлаждения не имеют смысла.
Единственное что поможет — завеса.
Когда четверть водорода сгорает, а три четверти текут холодные вдоль стенки.

Это я не тебе, а всем.

А тебе (и ещё кому-то) вопрос про приведённую длину.

И почему в водородных двигателях есть какая-то проблема с горением?

Xan> Но в маленьком двигателе и медь не сможет, так как поток тепла обратно пропорционален размерам.
Xan> Поэтому — никакие попытки охлаждения не имеют смысла.
Xan> Единственное что поможет — завеса.

В КДУ-414 движок охлаждается обоими компонентами, но весь - ниобиевого или там уукм-ного насадка нету. Тяга 200 кГ. Не знаю, рекорд ли это мелкости, думаю, что нет.

Xan> Когда четверть водорода сгорает, а три четверти текут холодные вдоль стенки.

Движки с завесой (и кислород-керосин, и перекись-керосин, и кислород-водород) делались в МАИ А. А. Козловым и его учениками.

Xan> А тебе (и ещё кому-то) вопрос про приведённую длину.

Ну, приведённая длина. Есть такая характеристика, но она не настоящая константа - для фиксированной топливной пары она сейчас считается обратно пропорциональной корню из давления. Во времена "начала пути" считалась константой для топливной пары. И, обычно, чем холоднее пара, тем больше приведённая длина.

Наши очень уважали приведённую длину, и у наших движков она была под четыре метра. А американцы - не очень, у них ограничивалось метр-метр двадцать.

Xan> И почему в водородных двигателях есть какая-то проблема с горением?

Без понятия. Думаю, проблем с горением там больше одной. Меньше всего проблем в движках схемы газ-газ, но их-то, понятно, нет почти что ни одного. Больше всего проблем (и чётче всего влияние приведённой длины) в движках жидкость-жидкость.
Водородный движок вряд ли может быть движком жидкость-жидкость, т.к. при использовании водорода для охлаждения он таки весь становится суперкритическим флюидом, даже если делать открытую схему, как на "Сатурне-5" или "Дельте-4".

Cormorant>> А что против фарфора сказать можете?
Б.г.> Не терпит термоударов. В отличие от кварца и чистого монокристаллического сапфира.

150° в 20 секунд

Cormorant>>> А что против фарфора сказать можете?
Б.г.>> Не терпит термоударов. В отличие от кварца и чистого монокристаллического сапфира.
Cormorant> Технологические трубопроводы из электротехнического фарфора высокой прочности. - Новость Модернизация в Перми
Cormorant> 150° в 20 секунд

Но запуск ЖРД - это в десять раз больше (1500°) и в несколько раз быстрее!

Б.г.> ...
Нижеследующее - чисто игра разума. Но твое мнение будет интересно.
Ракета стартует с направляющей.
Зимой, ясным днем, с широты примерно Новосибирска. На 1 января это высота солнца над горизонтом в 11 градусов по азимуту 180:

Правда, "ясно" у нас зимой в 32% дней, так что пусковое окно придется ловить.
На Солнце еще перед пуском наводим солнечный датчик, который дает нам одну из осей системы ориентации.

Во время прохождения плотных слоев атмосферы питание двигателя топливом из боковых сбрасываемых баков-блоков (или одного торообразного блока, обернутого вокруг нижней части ракеты) электронасосной системой подачи топлива, расположенной вместе с АКБ в этих же сбрасываемых боковых блоках.
Управление ракетой - аэродинамическими рулями, вместе с приводами размещенными на боковых блоках.
Тангаж при наборе на этом участке отрабатывается на величину среднеквадратичной ошибки акселерометров за время активного участка (я рассматриваю вывод на наклонение 62,4).
После набора вертикальной скорости, достаточной для подъема на 100+ км высоты, идет баллистическая пауза где-то километров до 60-70. Боковые блоки сбрасываются или после завершения разгона, или в конце баллистической паузы - этот момент надо отдельно обдумать.

Перед вторым включением двигателя сбрасывается головной обтекатель, открывающий сопла газоструйной система ориентации (на парообразном горючем) и ИК-построитель местной вертикали, антенну навигационного приемника.
Ракета отрабатывает тангаж, получает вторую ось от построителя вертикали, а затем свое местоположение от навигационного приемника, линейные скорости ракеты в это время малы, и под ограничения технологий GPS/ГЛОНАСС мы должны проскочить.

На основе полученных данных БЭВМ вычисляет углы и дельты скорости основного и апогейного импульсов, время между ними.
Ракета отрабатывает углы основного импульса газоструйной системой ориентации и прожигает импульс, контролируя его величину акселерометром. Питание двигателя при этом - вытеснительное, из центрального сбрасываемого блока баков, расположенного сверху (перед) отсеком ПН. Возможно, газоструйной системе ориентации так же потребуется выполнить роль СОЗ.
По завершению основного импульса запускается таймер до апогейного импульса. Ракета той же газоструйной системой ориентации отрабатывает вычисленные углы для апогейного импульса, а затем производит раскрутку вокруг продольной оси. После чего отстыковывается и уводится головной центральный блок баков вместе с БЭВМ, всеми датчиками ориентации и навигационным приемником, системой газоструйных рулей.

На ракете остается ПН с адаптером, блок баков апогейного импульса, двигатель с системой зажигания и таймером, система отсечки тяги - успокоения, которая останавливает вращение ракеты сбросом остатков топлива, с акселерометром.
По сигналу от таймера прожигается апогейный импульс, по сигналу от сумматора акселерометра срабатывает отсечка тяги, одновременно снижая угловую скорость вращения ракеты, после чего адаптер отделяет ПН.

Полл> Ракета стартует с направляющей.

Тогда её нужно делать наклонной в направлении пуска. Это многое упрощает и экономит, особенно, если тяговооружённость приличная. Разумеется, оптимальный угол отклонения от вертикали очень сильно, и, возможно, немонотонно (из-за аэродинамических потерь) зависит от профиля тяги (ускорения).

Полл> Зимой, ясным днем, с широты примерно Новосибирска. На 1 января это высота солнца над горизонтом в 11 градусов по азимуту 180:
Полл> -=| ТАБЛИЦА ВЫСОТ СОЛНЦА НАД ГОРИЗОНТОМ В НОВОСИБИРСКЕ,ЯНВАРЬ 2019 г. |=-
Полл> Правда, "ясно" у нас зимой в 32% дней, так что пусковое окно придется ловить.
Полл> На Солнце еще перед пуском наводим солнечный датчик, который дает нам одну из осей системы ориентации.

Тут две засады - во-первых, Солнце успевает заметно сместиться за время выведения (его практически невозможно сделать короче пяти минут, а, за пять минут Солнце смещается на 1,25 градуса). Не так много, но это надо учитывать в программе выведения.

А вторая засада - "боковая" ось не влияет на точность отработки программы по тангажу.

Полл> Тангаж при наборе на этом участке отрабатывается на величину среднеквадратичной ошибки акселерометров за время активного участка (я рассматриваю вывод на наклонение 62,4).

Это как, извини? Может, здесь, всё же, имеются в виду не акселерометры, а гироскопы?

Полл> После набора вертикальной скорости, достаточной для подъема на 100+ км высоты, идет баллистическая пауза где-то километров до 60-70. Боковые блоки сбрасываются или после завершения разгона, или в конце баллистической паузы - этот момент надо отдельно обдумать.

Боковые выгодно сбрасывать сразу - они уменьшают высоту подъёма, т.к. уже пустые, а площадь миделя увеличивают. А, вот, для ракеты обычной схемы, выгодно сбрасывать пустой блок предыдущей ступени, когда баллистическая пауза кончится, или когда кончится сопротивление воздуха (выше 80 км), в зависимости от того, что произойдёт раньше.

Полл> Перед вторым включением двигателя сбрасывается головной обтекатель, открывающий сопла газоструйной система ориентации (на парообразном горючем) и ИК-построитель местной вертикали, антенну навигационного приемника.

ИК-вертикаль - сложное и дорогое устройство.

Вообще, схема выглядит чересчур "навороченной".

Б.г.> Тогда её нужно делать наклонной в направлении пуска. Это многое упрощает и экономит
Тогда не получится участка околонулевых скоростей за пределом плотных слоев атмосферы, когда можно спокойно получить координаты с обычного навигационного приемника и поймать ориентацию.

Б.г.> Тут две засады - во-первых, Солнце успевает заметно сместиться за время выведения
Это понятно.

Б.г.> А вторая засада - "боковая" ось не влияет на точность отработки программы по тангажу.
Поэтому программа тангажа на этом участке должна, ИМХО, сводится к поддержанию ракеты в вертикали.

Б.г.> Это как, извини? Может, здесь, всё же, имеются в виду не акселерометры, а гироскопы?
Ты же меня знаешь. Я постоянно называю МЕМС-гироскоп "акселерометром [угловых скоростей]".
"Прошу понять и простить" (©Джамшут).

Б.г.> Боковые выгодно сбрасывать сразу - они уменьшают высоту подъёма, т.к. уже пустые, а площадь миделя увеличивают.
Да. Но у меня запланировано, что на носу ракеты основной блок баков, с большим объемом водорода, а внизу - достаточно тяжелый движок. Гложат меня сомнения, что ракета начнет кувыркаться после сброса боковых блоков, если его сделать достаточно рано, когда атмосфера еще способна влиять.

Б.г.> ИК-вертикаль - сложное и дорогое устройство. Вообще, схема выглядит чересчур "навороченной".
Родилась из внимательного чтения твоих постов о проблемах наведения ракеты космического назначения на атмосферном активном участке.
Естественно, она не оптимальная, наверняка можно сделать и лучше и проще - если знать, как.

Полл> Тогда не получится участка околонулевых скоростей за пределом плотных слоев атмосферы, когда можно спокойно получить координаты с обычного навигационного приемника и поймать ориентацию.

Ты хочешь вертикально выпрыгнуть из атмосферы, оглядеться, развернуться, и потом уже помчаться?
Я прикидывал такое, но потери получаются большие. Примерно 1500 м/с ХС.
Выгоднее, когда атмосфера уже кончается — когда аэродинамика начинает уменьшаться, хотя скорость растёт — разгоняться под углом 45 или более полого.
При этом рули ещё работают, а сопротивление уже не сильно мешает.
Это получается на высоте около 40 км при скорости около 3000.
Рули кончили работать и двигатель выключился и дальше пауза до высоты около 100 км.
Там аэродинамический нагрев уже не повредит всякие нежности, вроде плёночных солнечных батарей, и можно сбрасывать обтекатель.
Горизонтальная компонента скорости около 2 км/с, остаётся набрать около 6 км/с.
И оттуда первая вакуумная ступень разгоняет и забрасывает на высоту орбиты (под углом), а потом вторая доразгоняет до орбитальной скорости (горизонтально).

Ориентацию можно сделать по магнитному полю и по направлению на солнце (1D датчик угла между осью ракеты и направлением на центр солнца).
Это будет абсолютная ориентация, без ухода нуля.
И даже без гироскопов! Хотя с ними проще рулить.
У меня оптимизм, что точность (среднеквадратичную) обоих датчиков можно сделать 1/1000.
Тогда ракету можно запустить с точностью лучше 1 процента — ±60 км.

С GPS можно было бы в конце разгона получить и скорректировать направление и координаты гораздо точнее, но тут действуют ограничения КОКОМ — придётся доставать приёмник без ограничений.

Xan> Ты хочешь вертикально выпрыгнуть из атмосферы, оглядеться, развернуться, и потом уже помчаться?
Да.

Xan> Я прикидывал такое, но потери получаются большие. Примерно 1500 м/с ХС.
За все надо платить.

Xan> Выгоднее, когда атмосфера уже кончается — когда аэродинамика начинает уменьшаться, хотя скорость растёт — разгоняться под углом 45 или более полого.
Это требует соответствующей точности управления на аэродинамическом участке. И делает невозможным использование гражданских навигационных приемников на заотмосферном участке.

Xan> И оттуда первая вакуумная ступень разгоняет и забрасывает на высоту орбиты (под углом), а потом вторая доразгоняет до орбитальной скорости (горизонтально).
У меня есть большие сомнения в возможности наколенно сделать микро-ЖРД, потребные для отдельных (верхних) ступеней нано-лаунчера.

Xan> Ориентацию можно сделать по магнитному полю и по направлению на солнце (1D датчик угла между осью ракеты и направлением на центр солнца).
Магнитное поле - очень изменчивый ориентир во времени и пространстве. И его датчики (в компактном исполнении) тоже не обладают высокой точностью.
Если у тебя получится навигационная система на описанных тобой принципах - респект и уважуха, но я не представляю, как к этой задаче подходить.

Xan> С GPS можно было бы в конце разгона получить и скорректировать направление и координаты гораздо точнее, но тут действуют ограничения КОКОМ — придётся доставать приёмник без ограничений.
Навигационный приемник с направлениями, то есть осями системы координат, помочь тебе ничем не может, такой у него принципиальный недостаток. Вот со скоростью навигационный приемник без гражданских ограничений мог бы помочь.

Б.г.>> Тогда её нужно делать наклонной в направлении пуска. Это многое упрощает и экономит
Полл> Тогда не получится участка околонулевых скоростей за пределом плотных слоев атмосферы, когда можно спокойно получить координаты с обычного навигационного приемника и поймать ориентацию.

А КАК координаты, полученные с обычного навигационного приёмника, который, к тому же, запросто отказывается работать выше 18 км, помогут тебе получить ОРИЕНТАЦИЮ?
Даже если ты поставишь две антенны - в носу и в корме - и будешь следить за разницей между ними, то она, эта разница, очень здорово флуктуирует, и у тебя получится, что ракету страшно колбасит, с амплитудой градусов двести!

Полл> Это требует соответствующей точности управления на аэродинамическом участке.

А в чём проблема?
Ориентация известна, ускорения интегрируются, скорость и координаты известны.

Полл> И делает невозможным использование гражданских навигационных приемников на заотмосферном участке.

Ну, если делать коммерческую ракету, то надо просто приобрести открытый GPS.
И точность будет очень хорошая.
Все остальные пути более дорогие.

Полл> У меня есть большие сомнения в возможности наколенно сделать микро-ЖРД, потребные для отдельных (верхних) ступеней нано-лаунчера.

В твёрдотопливном варианте по прикидкам получается 42 грамма на орбите, 64 грамма топлива в последней ступени. ХС = 2500.
ЖРД — почему бы и не сделать?

Полл> Магнитное поле - очень изменчивый ориентир во времени и пространстве.

Не, если не магнитная буря, то стоит очень стабильно. На тысячную (или меньше) меняется от день-ночь.

Полл> И его датчики (в компактном исполнении) тоже не обладают высокой точностью.

Будем посмотреть. Но не вижу причин им быть неточными.

Полл> Если у тебя получится навигационная система на описанных тобой принципах - респект и уважуха, но я не представляю, как к этой задаче подходить.

Магнитные датчики просто продаются готовые. Микрухи.
Оптический датчик — линейка фотодиодов на одном кристалле (около сотни) и затенялка (или наоборот, щель).
За счёт нерезкости границы тени на нескольких диодах получаются промежуточные значения интенсивности, из них вычисляются "микрошаги", что и даёт точность лучше тысячной.

Б.г.> А КАК координаты, полученные с обычного навигационного приёмника, который, к тому же, запросто отказывается работать выше 18 км, помогут тебе получить ОРИЕНТАЦИЮ?
Да, с зарезанной высотой это жёстко. С гражданским приемником ничего не выйдет, похоже.
Про ориентацию писал на пост выше хану.
Для ориентации предлагается использовать датчик солнца и построитель вертикали.

Полл> Для ориентации предлагается использовать датчик солнца и построитель вертикали.

Это-то, как раз, работает отлично, но построитель вертикали - штука, сравнимая по сложности с механическим гироскопом.

Впрочем, можно взять дешёвый тепловизор, нынче такие продаются даже в виде приставок к айфону, и, снабдив его объективом типа "рыбий глаз", можно сделать ИК-вертикаль без движущихся частей. Но там будет большая нагрузка на центральный процессор. И не знаю, какая точность.

Но, если ты строишь ориентацию по солнцу и ИК вертикали, то тебе GPS-координаты уже просто не нужны, они избыточны для выведения на орбиту по твоей схеме!

Б.г.> Это-то, как раз, работает отлично, но построитель вертикали - штука, сравнимая по сложности с механическим гироскопом. Впрочем, можно взять дешёвый тепловизор, и, снабдив его объективом типа "рыбий глаз", можно сделать ИК-вертикаль без движущихся частей.
Интересный вариант.
Надо над ним подумать.

Б.г.> Но, если ты строишь ориентацию по солнцу и ИК вертикали, то тебе GPS-координаты уже просто не нужны, они избыточны для выведения на орбиту по твоей схеме!
Координаты начала разгона (основного импульса) предлагается брать расчетные от места старта и ускорения во время подъёма?
Если так можно сделать, это очень хорошо, поскольку с навприемником гражданского исполнения я пролетел из-за высоты.

Полл> Координаты начала разгона (основного импульса) предлагается брать расчетные от места старта и ускорения во время подъёма?

Ну, да, интегрируешь ускорение, получаешь скорость, рассчитываешь время апогея, и включаешь движок у апогея (не в самом апогее, несколько раньше).
Фактически, современные БЦВМ непрерывно рассчитывают продолжение траектории, "исходя из того, что движок вотпрямщас сломается", и дальше ракета полетит по баллистической траектории. И определить время наступления апогея не так сложно.
Погрешность его вычисления довольно велика при MEMS гироскопах и акселерометрах, поскольку вертикальность подъёма оставляет желать лучшего, но, в общем и целом, разброс высоты перигея получается не очень велик. Вот с апогеем хуже.
Но движок, сообщающий горизонтальную компоненту скорости, надо включить так, чтобы орбитальная скорость, как раз, была достигнута, когда "кончится вертикальная компонента", т.е. когда был бы апогей, если движок на разгон не включать.
Если сделать это чересчур рано или чересчур поздно, то перигей понизится.

Б.г.> (не в самом апогее, несколько раньше).
Этому Kerbal Space Project учит хорошо.

Б.г.> Погрешность его вычисления довольно велика при MEMS гироскопах и акселерометрах, поскольку вертикальность подъёма оставляет желать лучшего, но, в общем и целом, разброс высоты перигея получается не очень велик. Вот с апогеем хуже.
Да, для контроля высоты апогея очень важна скорость.
Просто мысль вслух - а нельзя попробовать привязаться к частоте широковещательный станции по трассе выведения, чтобы вычислять и контролировать скорость по доплеру?

Б.г.> Если сделать это чересчур рано или чересчур поздно, то перигей понизится.
Мой игровой опыт KSP говорит, что при раннем включении начнёт расти высота перигея, а вот апогей будет ниже.

Полл> Да, для контроля высоты апогея очень важна скорость.

Её можно с хорошей точностью наинтегрировать от акселерометров.

Полл> Просто мысль вслух - а нельзя попробовать привязаться к частоте широковещательный станции по трассе выведения, чтобы вычислять и контролировать скорость по доплеру?

Вот, например, SAW резонаторы по $1.26 за штуку — температурная зависимость 0.032 миллионных на градус.
Умножаем скорость света на это и получаем
300 000 000 * 0.000 000 032 = 9.6 м/с на градус
Примерно 17 км апогея на 1 градус температуры. Или я что-то напутал?

GPS определит скорость точнее, так как он по разным спутникам, его собственные генератор не влияет.
Не так давно говорилось про российскую контору, которая куёт приёмники именно для космических аппаратов.
И может продать.

Xan> Её можно с хорошей точностью наинтегрировать от акселерометров.
Первая прикидка весовой сводки по схеме выведения от Б.г.: взлетаем вертикально вверх до перигея, горизонтируемся, прожигаем разгон. Итоговая орбита в районе 200х250.
"Салфетка" в аттаче - для того, чтобы разбираться в ней не предназначена, чисто чтобы не потерялась.
Результаты:
1. Масса топлива для вертикального разгона примерно равна массе топлива для горизонтального разгона, то есть ракета получается из двух одинаковых блоков топливных баков друг за другом.
2. Без дросселирования двигателя в конце горизонтального разгона перегрузки уходят к 30 g.
3. Большое значение имеет весовое совершенство блока баков, в данном случае при взятых параметрах РН при весовом совершенстве баков 15 стартовая масса - 684 кг, а при весовом совершенстве 10 стартовая масса - 1516 кг. Специально для Хана - масса ПН (в которую входит и система управления) для расчета взята 20 кг.
4. Вертикальный активный участок требуется просчитать детальнее, займусь этим на следующей неделе.

Полл> Первая прикидка весовой сводки по схеме выведения от Б.г.: взлетаем вертикально вверх до перигея, горизонтируемся, прожигаем разгон. Итоговая орбита в районе 200х250.
Полл> ...
Полл> 2. Без дросселирования двигателя в конце горизонтального разгона перегрузки уходят к 30 g.

А если горку сделать повыше и тем самым увеличить время на горизонтальный разгон и снизить тягу второй ступени?

"Салфетку" пока не смотрел.

Alexandrc> А если горку сделать повыше и тем самым увеличить время на горизонтальный разгон и снизить тягу второй ступени?
Идея была в том, чтобы использовать одну, общую ДУ на обоих участках. Спойлер: идея, похоже, не сработает.

Alexandrc> "Салфетку" пока не смотрел.
И не стоит, она совсем первоначальная прикидка.