Лунные модули всех Аполлонов - беспилотники

--------------------------------------------
аФон+> Прохожий, а может быть на вторую стопень им пришлось много гелия брать, ну и упала масса водорода.

 

Прохожий> Насчет RS-27
Прохожий> у него короткое сопло для работы у земли - нужно приладить высотный насадок как это планировали на НК-15 и будет все 330сек.

 

Прохожий> Потом если к банальному керосину добавлять в раствор немного гептила (они замечательно смешиваются), или скажем триэтилалюминия,

 

то УИ выростет еще выше.

 

Можно перейти на чистую синтетику - Союз-У2 прекрасно летал на синтетике без существенных отличий от Союз-У.

 

Прохожий> А суть такова, что был RS-27 по размерам, весу и форме похожий на J-2,

 

Прохожий> Если хотите, я даже могу рассказать вам примерно список операций, по переделке водород-керосин. Это возможно и не так сложно именно в данном частном случае.

 

Прохожий> И Скайлеб утопили, после 6 лет спячки. Зачем???

 

Прохожий> Потому что это все надо было утопить. Надо!

 

Прохожий> Не могли пустить любой ракетой хоть Титан-3 буксир-разгонщик???

 

Прохожий> Зачем???

 

Прохожий> Старый, хватит флуд разоводить. Синтетикой занимались и мы и они.

 

Прохожий> У J-2 давление в камере 42-45атм, у Н-1 чуть выше - около 50атм. давление на срезе у Н-1 около 0,5атм, у J-2 порядка 0,1атм. Вот и делаем насадок до расширения до 0,1атм у Н-1 на срезе. Степень расширения давления будет 500 раз. Размеры - мама не отличит. Издали.

 

Прохожий> аФон -
Прохожий> чем плохой ЖРД хуже никакого. Видите ли, ЖРД такая штука, что она либо работает удовлетворительно, либо не работает вовсе. Это самая теплонапряженная машина, с очень коротким ресурсом. И любое отклонение от штатного режима равно взрыву. Проблемы с ЖРД никак не связаны с его номинальным УИ или тягой.
Прохожий> Проблемы как правило носят хорактер концептуальный - прогары газоводов, вибрация, разрывы гибких шлангов, срыв вала турбины с подшипников... Если турбина срывается с подшипников, то связи с УИ никакой. Как и с тягой. И если прогарает газовод турбинного газа, то проблема в технологиях, снижение тяги вас не спасет.
Прохожий> Если движек не заладился, то снижать его тягу бесполезно

 

4.2. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД ДЛЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

// www.astronaut.ru

 

В 1955 г. на фирме «Пратт—Уитни» были проведены исследования «потенциальных возможностей жидкого водорода» для использования его в реактивной и ракетной технике [101, с. 59]. В 1956 г. после получения положительных результатов между ВВС США и фирмой был подписан контракт на разработку реактивного двигателя, который получил обозначение «304» и должен был работать на водороде [223].
Параллельно с работами по его созданию проводились и исследования в области разработки водородно-кислородного ЖРД, а в марте 1958 г., после окончания программы исследований по двигателю «304», специалисты фирмы разработали детальный проект такого ЖРД. В октябре того же года между фирмой и отделом перспективных разработок ВВС был заключен контракт на создание широко известного в настоящее время двигателя RL-115, позже получившего обозначение RL-10. В июле 1959 г. на фирме было проведено первое огневое испытание собранного ЖРД, а в ноябре 1961 г. начались его предполетные испытания [101, с. 59].

Работы по созданию водородно-кислородных ЖРД проводились в США довольно широко. В 1960 г. на фирме «Рокетдайн» разрабатывался водородно-кислородный ЖРД J-2 (серийное производство было начато летом 1963 г. [102, с. 56]). Он имел тягу 90 тс (880 кН) при давлении в камере сгорания, равном 44 кгс/см2 (4,5 МПа) [102, с. 56; 238, с. 8; 265]. Дальнейшим развитием этого ЖРД стал двигатель J-2S, огневые испытания которого проводились с ноября 1968 г. по июль 1970 г. [156]. На фирме «Аэроджет» разрабатывались водородно-кислородные ЖРД AJ-1000 [220, с. 27] и М-1 [268], не доведенные, однако, до стадии практического использования.



В 1970 г. НАСА выдало этим трем фирмам («Пратт—Уитни», «Рокетдайн» и «Аэроджет») заказы общей суммой 6 млн. долл. на разработку проекта ЖРД для космического самолета. Срок выполнения заказа составлял одиннадцать месяцев, в течение которых указанные фирмы должны были построить экспериментальные двигатели с высоким давлением в камере сгорания, тягой 180 тс (1765 кН), достигаемой в результате сжигания жидких кислорода и водорода [213,с. 2].
В 1971 г. фирмы выполнили заказ, а специальная комиссия НАСА произвела отбор лучшего ЖРД, которым, по ее мнению, оказался двигатель фирмы «Рокетдайн» [229, с. 194; 231, с. 1], имевший внешнее регенеративное охлаждение.
Этот двигатель в настоящее время достаточно широко известен

 

Отличительной особенностью этого двигателя было то, что стенки его камеры сгорания не имели пленочного охлаждения [135]. Другими словами, на нем не было ярко выраженного пристеночного «холодного» слоя топлива: по всему поперечному сечению камеры создавалось одно и то же оптимальное соотношение компонентов так, что везде, в том числе и на стенке, имел место избыток водорода. Такой подход позволил свести к минимуму потери в удельном импульсе: полнота сгорания у этого ЖРД составляла 99,5%, что по сравнению с 98,7% у двигателя J-2 было большой величиной.

4.2. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД ДЛЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

// www.astronaut.ru

 

 

полнота сгорания у этого ЖРД составляла 99,5%, что по сравнению с 98,7% у двигателя J-2 было большой величиной.
...Первые огневые испытания экспериментальной камеры фирмы «Рокетдайн» состоялись в 1971 г. По данным работы [128], при этом была достигнута тяга 230 тс (2260 кН) при давлении 221,5 кгс/см2 (22,6 МПа) и удельном импульсе в вакууме 465,9 с (4570 м/с). Высокая экономичность сочеталась с малым отношением его массы к тяге, которое было меньше, чем у лучших предшествующих водородно-кислородных ЖРД. 4.2. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД ДЛЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

 

Еще раз возвращаясь к проблеме водородных двигателей, хочу обратить внимание на то, что ЖРД J-2 начал разрабатываться фирмой ”Рокетдайн” по контракту с НАСА в сентябре 1960 года. В конце 1962 года этот высотный мощный водородный двигатель уже проходил огневые стендовые испытания, развивая тягу, соответствующую 90 тс в пустоте.
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/chertok/kniga-4/g2.html

 

аФон+> Из ссылки видим, что импульс вырос со значения 430с (J-2 в вакууме) до 465,9 с за счет увеличения полноты сгорания с 98,7% до 99,5%

 

аФон+> Итак разница в 0.8% дает разницу УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА В 36 сек.

 

аФон+> Если мы предполагаем, что, на самом деле, полнота сгорания топлива J-2 98% (а не 98,7%), тогда (в линейном приближении) [COLOR=red]уд импульс J-2 в вакууме 398.5 сек

 

кlapauс> Я в истории космонавтики ничего не смыслю, но ведь ты дашь мне повод посмеяться и без этого, правда ? Вот, хоть и оффтоп, но всё-таки не могу удержаться: