Одноразовые vs многоразовые (17/74) [Форумы Balancer.Ru]

hcube #11.11.2009 11:48 @Wyvern-2#10.11.2009 19:38

hcube

старожил

★★

Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?

Тут же вопрос не в возврате баков как таковом. А в процедуре интеграции нового бака и АКС. Это ж не как ВТБ на самолет повесить - бак АКС по размеру превышает габарит самолета в разы. Да и если бы не превышал - представьте себе, что было бы, если бы на автомобиле надо было после каждой поездки заменять топливный бак, а? :-P

Кроме того, есть принципиальное разделение двигательных систем - воздушные - это ТРДФ, ГПВРД, инжекционные ЖРД. И космические - ЖРД или ТФЯРД. И оборудованные ими аппараты настолько разные, что разделение на границе атмосферы прямо-таки напрашивается.

Это сообщение редактировалось 11.11.2009 в 11:54

Старый #11.11.2009 15:49 @Wyvern-2#10.11.2009 14:25

Старый

из курилки

★☆
☠☠☠

Wyvern-2> Хм. думаю я, и беру в руки Пропип, который мне нечеловеческим голосом говорит, что Иу пропан-LOX в соотношении 1:3,62 при скромном давлении 150атм, составляет 4200м/сек в вакууме и 3200м/сек на у.м.

420 секунд на пропане??? А почему никто не делает???
И откуда тогда вобще метан?

Fakir #11.11.2009 15:58 @Старый#11.11.2009 15:49

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Ну метан-то в основном в атмосфере использовать хотят, а там УИ, кажись, всё же побольше, чем декларируемый пропановый.
Но вот вакуумный да, как-то вызывает бааальшие сомнения.

Wyvern-2 #12.11.2009 11:29 @Fakir#11.11.2009 15:58

Wyvern-2

координатор

★★★★★

Fakir> Ну метан-то в основном в атмосфере использовать хотят, а там УИ, кажись, всё же побольше, чем декларируемый пропановый.
Fakir> Но вот вакуумный да, как-то вызывает бааальшие сомнения.
Давление в камере 200атм
Пропан:
-вакуум (0.01psi)

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:10:48.15 am
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
828 PROPANE 100.000 -591 0.00001 8H 3C
736 OXYGEN (GAS) 362.000 0 0.00001 2O
THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00001 LB/CU-IN OR 0.0003 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 462.0000 GRAMS
NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS

18.141823 H 6.803184 C 22.625000 O

****************************CHAMBER RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
4302. 7284. 2850.00 41896.97 -59.10 1095.86 1.1878 18.047 157.918

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.558 12.567
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 18.0473 0.0000

7.69063 H2O 4.12330 CO2 2.67761 CO 1.43934 HO
1.14200 O2 0.56507 H2 0.21834 O 0.15568 H
0.03303 HO2 0.00198 CHO 0.00013 CH2O 0.00009 O3

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 25.599

****************************EXHAUST RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
927. 1209. 0.01 0.15 -1063.27 1095.86 1.2213 15.874 0.001

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 10.966 10.966
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 15.8740 0.0000

9.03302 H2O 6.78887 CO2 0.03782 H2 0.01415 CO

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 29.104

**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE**********

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
387.3 1.2364 3847. 1588.83 5679.7 5485.62 0.1 0.00421 390.
434.9 1.1293 4083. 1649.00 6136.8 234.0 9459.04 0.1 0.00455 927.

-атмосфера (14.7psi)

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:14:14.12 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
828 PROPANE 100.000 -591 0.00001 8H 3C
736 OXYGEN (GAS) 362.000 0 0.00001 2O
______________________________________
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
320.7 1.1994 3912. 1609.09 5956.8 19.77 0.1 0.00442 1792.
337.8 1.1365 4074. 1644.82 6104.4 233.7 24.06 0.1 0.00453 2601.

Метан:
-вакуум

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:17:14.28 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
736 OXYGEN (GAS) 399.000 0 0.00001 2O

THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00001 LB/CU-IN OR 0.0003 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 499.0000 GRAMS

NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS

24.932993 H 6.233248 C 24.937500 O

****************************CHAMBER RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
4160. 7028. 2850.00 41896.97 -127.10 1243.18 1.1837 20.746 137.375

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.796 12.803
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 20.7462 0.0000

10.92335 H2O 3.97896 CO2 2.25251 CO 1.48845 HO
1.03810 O2 0.70746 H2 0.17450 O 0.14969 H
0.03138 HO2 0.00150 CHO 0.00012 CH2O 0.00006 O3

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 24.053

****************************EXHAUST RESULTS FOLLOW *****************************

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
790. 963. 0.01 0.15 -1220.99 1243.18 1.2408 18.702 0.001

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 10.239 10.239
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 18.7020 0.0000

1.25E+01 H2O 6.23E+00 CO2 2.42E-03 O2

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 26.682

**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE**********

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
394.5 1.2352 3722. 1589.49 5749.7 5529.92 0.1 0.00427 381.
436.8 1.1320 3938. 1647.42 6209.0 237.3 8660.49 0.2 0.00461 790.

-атмосфера

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:18: 5.14 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
736 OXYGEN (GAS) 399.000 0 0.00001 2O
_______________________________
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
326.3 1.1960 3789. 1610.96 6047.2 19.94 0.1 0.00449 1755.
342.4 1.1359 3936. 1645.14 6193.8 237.1 23.80 0.1 0.00460 2455.

Надо отметить, что Пропееп в отношении метана и пропана дает ЗАНИЖЕННЫЙ РЕЗУЛЬТАТ - в таблице нет КРИОГЕННОГО метана и пропана - считаю по ГАЗООБРАЗНЫМ.
Для примера - LOX/LH2 при давлении в КС 200 атм
-атмосфера

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:21: 7.22 am
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
501 HYDROGEN (CRYOGENIC) 100.000 -1068 0.00260 2H
737 OXYGEN (LIQUID) 600.000 -97 0.04120 2O
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
409.0 1.2082 3468. 1604.23 7586.1 19.33 149.4 0.00563 1545.
414.9 1.1756 3531. 1622.39 7701.2 297.0 19.80 151.6 0.00571 1655.

-вакуум

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 12 Nov 2009 at 10:23:10. 9 am

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
501 HYDROGEN (CRYOGENIC) 100.000 -1068 0.00260 2H
737 OXYGEN (LIQUID) 600.000 -97 0.04120 2O
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
487.7 1.2580 3391. 1577.31 7153.9 4766.02 178.2 0.00531 291.
498.0 1.1856 3511. 1616.79 7648.5 296.5 4703.58 182.0 0.00568 319.

Вакуумные 498 секунд умножением на 0,94 легко превращаются в 468 секунд SSME ( реально 453сек при 192 атм)

Плотность пропана при температуре -180⁰С - 750кг/м³ (по справочнику плотность жидкого пропана растет с 485кг/м³ при 0⁰С до 584кг/м³ при -60⁰C ниже просто не нашел) При соотношении 1:3,62 с LOX общая плотность топлива получается 1

Wyvern-2 #12.11.2009 11:36 @hcube#11.11.2009 11:48

Wyvern-2

координатор

★★★★★

hcube> Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?

Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак+SSME 3х60 лямов, причем, как оказалось, стоимость послеполетного обслуживания SSME, которое на самом деле вылилось в сборку нового двигателя с использованием деталей старого(двигателя, а не Старого

) достигающая 50% цены двигателя. Ну, еще и добавились 40% цены грандиозных ТТУ на каждый полет. А изначально - чудовищная цена разработки, на которое все НАСА кормилось 10 лет так, что челюсти болели...

hcube #12.11.2009 12:04 @Wyvern-2#12.11.2009 11:36

hcube

старожил

★★

hcube>> Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?

Wyvern-2> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак+SSME 3х60 лямов, причем, как оказалось, стоимость послеполетного обслуживания SSME, которое на самом деле вылилось в сборку

Виверн, а как вы собираетесь делать одноступ БЕЗ водорода, а? Пусть даже со сбрасываемым баком? ДАЖЕ МАКС - и то использует И водород, И воздушный старт. Одноступ БЕЗ водорода - ну... композитный бак, движок типа РД-170... точнее три движка типа РД-191, типа как на Атласе, два в сбрасываемой капсуле. Третий вместе с ПН во второй капсуле, симметрично первой. Но IMHO конструкция получится совершенно неюзабельная. При этом ПН одноступа получится в РАЗЫ ниже, чем ПН нормального тандема, и вероятно несколько ниже, чем ПН полностью многоразового тандема.

spam_test #12.11.2009 12:11 @Wyvern-2#12.11.2009 11:36

spam_test

аксакал

★
☠

Wyvern-2> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак
Для дилетанта, на пропане шаттл нарисовать возможно (смена двигателя), и какой бак там получится габаритно?

Wyvern-2 #12.11.2009 12:15 @hcube#12.11.2009 12:04

Wyvern-2

координатор

★★★★★

hcube> Виверн, а как вы собираетесь делать одноступ БЕЗ водорода, а?

Счас, счас -у меня все же и работа не связанная с космосом есть

Wyvern-2 #12.11.2009 12:34 @spam_test#12.11.2009 12:11

Wyvern-2

координатор

★★★★★

Wyvern-2>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак
spam_test> Для дилетанта, на пропане шаттл нарисовать возможно (смена двигателя), и какой бак там получится габаритно?
Прикидываем:

Подвесной топливный отсек служит для размещения компонентов топлива основной двигательной установки II ступени (ОК), имеет длину 47 м, диаметр 8.38 м, сухую массу 33.5 т и массу с топливом 743 т.
Бак окислителя (сухая масса 5.647 т, рисунок слева) монококковой конструкции оживальной формы с эллипсоидальным нижним днищем имеет внутренний полезный объем 552 куб.м и вмещает 604.2 т жидкого кислорода
Бак горючего (сухая масса 14.45 т, рисунок слева) сварной (сварка плавлением) полумонококковой конструкции из алюминиевого сплава состоит из эллипсоидального верхнего днища, цилиндрической обечайки и эллипсоидального нижнего днища, имеет внутренний полезный объем 1573.2 куб.м и вмещает 101.6 т жидкого водорода

Итого бак "Шаттла" имеет массу 33,5 тонн, вмещает 705,8 тонн топлива при объеме 2125 м³ - в такой бак влезет 2127 тонн пропан-кислорода, причем бак будет весить меньше из за более легкой термоизоляции.
Так как удельный импульс пропан-кислорода меньше водород-кислородного, то потребуется не 705 тонн, а примерно 750 тонн. Бак будет объемом в 750м³ и весить (без учета облегчения от изменения криоизоляции (33,5/2125)*750) 11, 8 тонн. Итого, вместо 743 тонн - 762 тонн. Габаритные же размеры будут, например, длинна 40 метра, диаметр 5м - "Шаттл" будет выглядеть как истребитель с подвешенным сбрасываемым баком

Cormorant #12.11.2009 12:40 @Wyvern-2#12.11.2009 12:34

Cormorant

опытный

★★

Wyvern-2>>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак

такую б дуру, да под корпус орбитальной станции использовать

Wyvern-2 #12.11.2009 12:43 @Wyvern-2#12.11.2009 12:34

Wyvern-2

координатор

★★★★★

Wyvern-2>>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак

Продолжаем далее. "Шатлловские" SSME весят суммарно (6600х3) 19800 кг и дают тягу в (181х3) 543 тонны (на Земле) с импульсом 363с (453 сек в вакууме). Берем РД-170 переделанный на пропан (

) тягой 740 тонн при импульсе ~320сек (~410сек в вакууме), массой 9770кг - экономим 9 тонн массы. Так как на Земле у нас добавилось почти 200 тонн тяги, пропорционально уменьшаем вес ТТУ...и так далее по всему мясокомбинату.

Fakir #12.11.2009 13:14 @Wyvern-2#12.11.2009 11:29

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Wyvern-2> Давление в камере 200атм

"А ты азартный, Парамоша!" (с)

Wyvern-2> Надо отметить, что Пропееп в отношении метана и пропана дает ЗАНИЖЕННЫЙ РЕЗУЛЬТАТ

Однако же возьми эти сверхоптимистические результаты, и сравни с параметрами реальных ЖРД на том же метане

Что должно наводить на грустные мысли.

Fakir #12.11.2009 13:18 @Fakir#12.11.2009 13:14

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Собственно, вот, из закромов:

Прикреплённые файлы:

Метановые ЖРД.gif (скачать) [448x122, 7 кБ]

Wyvern-2 #13.11.2009 15:26 @Fakir#12.11.2009 13:18

Wyvern-2

координатор

★★★★★

Fakir> Собственно, вот, из закромов:

Не надо из "закромов" - вот правильная, полная ссылочка: Журнал Новости Космонавтики - 404 Not Found
И табличка оттуда:

Теперь смотрим по Пропееп-у, например, РД-185

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 2:18:54.22 pm
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
739 OXYGEN DIFLUORIDE (LIQUID) 340.000 -155 0.05490 2F 1O
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
THE PROPELLANT DENSITY IS 0.03457 LB/CU-IN OR 0.9568 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 440.0000 GRAMS

__________________CHAMBER RESULTS FOLLOW_________________________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
3884. 6531. 149.65 2200.00 -179.80 1330.78 1.2897 25.653 5.834
__________________EXHAUST RESULTS FOLLOW_________________________________________
T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
832. 1038. 0.05 0.70 -951.22 1330.78 1.3439 23.502 0.002
_________________PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE_____

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
373.1 1.3462 3311. 80.44 6516.9 102.67 356.9 0.09209 490.
390.6 1.2877 3405. 82.00 6634.9 264.5 149.91 373.7 0.09376 832.

Итого: у исходного РД-185 Иу 274 сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578

Что сказать? Твоя НЕвера в "чудотворные ~~иконы~~ проги" разрушена?

hcube #13.11.2009 16:34 @Wyvern-2#12.11.2009 12:34

hcube

старожил

★★

Wyvern-2>>> и весить (без учета облегчения от изменения криоизоляции (33,5/2125)*750) 11, 8 тонн. Итого, вместо 743 тонн - 762 тонн. Габаритные же размеры будут, например, длинна 40 метра, диаметр 5м - "Шаттл" будет выглядеть как истребитель с подвешенным сбрасываемым баком

Виверн, т.е. ваш автомобиль можно смело облегчить в три раза и ему ничего от этого не будет? Практика ракетостроения, все-таки, показывает, что удельная масса бака для керосин-кислорода уменьшается ДАЖЕ НЕ В 1.5 раза. А примерно процентов на 20-30. Ну, может с криоупрочнением будет раза в полтора, но вряд ли больше. Ибо определяется не геометрией, а сопроматом :-)

Т.е. не 11 тонн на 700, а КАК МИНИМУМ 20, а скорее 25. Вычитайте 10 тонн из ПН вашей чудо-ракеты - точнее, урезайте выигрыш в массе бака :-)

.
Дополнительно к этому, учитываем УИ пропан-керосина (кстати, а откуда 410, если МЕТАН-кислородные ВАКУУМНЫЕ движки дают 370-380 от силы?), который САМОЕ МЕНЬШЕЕ на полкилометра в секунду ниже чем у водорода. Полкилометра на 4 км/с - это примерно 13% от массы на орбите. Если мы берем все тот же шаттл - получаем проигрыш ЕЩЕ 10 тонн (15, если брать 'реальный' УИ). Итого у нас из 30 тонн шаттла осталось 25 тонн. Понятно, ЗАЧЕМ на шаттле водород используется, несмотря на свои очевидные недостатки?

Беда шаттла отнюдь не в выбранных двигателях - для них он вполне оптимален. Беда в выбранной схеме, которая предполагает очень мощную инфраструктуру для его поддержания в летном состоянии, которая ни для чего больше не используется. Чего в схеме АКС HZ нету.

Это сообщение редактировалось 13.11.2009 в 16:41

Alexandrc #13.11.2009 16:44 @Wyvern-2#13.11.2009 15:26

Alexandrc

аксакал

☆

Wyvern-2> Итого: у исходного РД-185 Иу 274(???) сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578
А почему сравнение не с родоначальником?

Wyvern-2 #13.11.2009 17:07 @Alexandrc#13.11.2009 16:44

Wyvern-2

координатор

★★★★★

Wyvern-2>> Итого: у исходного РД-185 Иу 274(???) сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578
Alexandrc> А почему сравнение не с родоначальником?

Потому, что он атмосферный, там до фига от сопла зависит. Но можно и с ним:
РД-169-Пропееп
Вакуум

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 4: 1:30.66 pm
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
737 OXYGEN (LIQUID) 340.000 -97 0.04120 2O
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H

THE PROPELLANT DENSITY IS 0.02975 LB/CU-IN OR 0.8236 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 440.0000 GRAMS
____________________CHAMBER RESULTS FOLLOW____________________________
T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
3670. 6146. 150.33 2210.00 -160.08 1250.74 1.1971 20.151 7.460

____________________EXHAUST RESULTS FOLLOW_____________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
1892. 2945. 0.50 7.30 -767.89 1250.74 1.2019 18.704 0.027

____________________PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
325.3 1.2160 3312. 84.39 5908.9 26.69 267.9 0.08312 1330.
346.7 1.1313 3482. 86.92 6110.3 234.0 31.96 285.5 0.08595 1892.

В атмосфере:

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 4: 3:39.13 pm

CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
737 OXYGEN (LIQUID) 340.000 -97 0.04120 2O
626 METHANE 100.000 -1271 0.01530 1C 4H
________________________________
IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
313.0 1.2127 3317. 84.49 5927.0 15.73 257.7 0.08338 1524.
331.6 1.1309 3484. 86.93 6112.2 234.0 18.56 273.0 0.08598 2114.

В атмосфере 307/331,6 = 0,926
Да в вакууме - при теоретических 346,7 набирает АЖ 349 - секрет видимо в том, что Пропееп считает НЕкриогенный метан

Wyvern-2 #13.11.2009 17:17 @hcube#13.11.2009 16:34

Wyvern-2

координатор

★★★★★

hcube> .... (кстати, а откуда 410, если МЕТАН-кислородные ВАКУУМНЫЕ движки дают 370-380 от силы?)...
Пропан и метан - это НЕ керосин. Считался экстремальный двигатель с 250атм в КС и 0.01атм на срезе. Еще раз:

AP-R45 Run using June 1988 Version of PEP,
Case 1 of 1 13 Nov 2009 at 4:12:48.71 pm
CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION
737 OXYGEN (LIQUID) 362.000 -97 0.04120 2O
828 PROPANE 100.000 -591 0.00001 8H 3C
THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00005 LB/CU-IN OR 0.0013 GM/CC
THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 462.0000 GRAMS
NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS
18.141823 H 6.803184 C 22.625000 O

________________________CHAMBER RESULTS FOLLOW___________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
3857. 6482. 251.69 3700.00 -94.21 1175.57 1.1972 18.577 13.548

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.057 12.063
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 18.5772 0.0000

7.36842 H2O 3.67761 CO2 3.12493 CO 1.62708 HO
1.38247 O2 0.73816 H2 0.35695 O 0.28754 H
0.01344 HO2 0.00047 CHO 0.00002 O3 0.00002 CH2O

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 24.869

_________________________EXHAUST RESULTS FOLLOW___________________________

T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V
1340. 1953. 0.01 0.10 -987.31 1175.57 1.1971 15.874 0.000

SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 12.068 12.068
NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 15.8740 0.0000

9.04946 H2O 6.77233 CO2 0.03069 CO 0.02133 H2
9.94E-05 HO 1.46E-05 H 1.27E-05 O2

THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 29.104

PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE

IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T
357.5 1.2406 3442. 140.11 5507.1 1054.08 0.5 0.04627 501.
410.2 1.1198 3683. 146.12 5912.6 225.3 1954.75 0.5 0.04968 1340.

Итого (при устранении ошибки в переводе единиц давления

) 410,2сек*0,958 (как у РД-185) = 3855м/сек и 3144м/сек на у.м.

Wyvern-2 #13.11.2009 18:13 @hcube#12.11.2009 12:04

+1

Wyvern-2

координатор

★★★★★

hcube>>> Виверн, АКС с невозвратными баками мы знаем. Он называется Шаттл. Сильно его удешевляет невозвратность бака?
Wyvern-2>> Его удорожает ВОДОРОД. Огромный бак+SSME 3х60 лямов, причем, как оказалось, стоимость послеполетного обслуживания SSME, которое на самом деле вылилось в сборку
hcube> Виверн, а как вы собираетесь делать одноступ БЕЗ водорода, а? Пусть даже со сбрасываемым баком?

Вот концепт -правда не полный, полный в работе

Главные элементы концепции:
1. Применение в качестве топлива глубоко переохлажденного пропана и кипящего кислорода при равных температурах. Плотность топлива ~1, Иу вакуумный 3885м/сек, Иу атм. - 3144м/сек
2. Размещение большей (до 90%) части топлива в навесных сбрасываемых баках (весовое совершенство 10кг/тонну)
3.( ВНИМАНИЕ!

) Размещение ПН в виде внешней нагрузки закрытой сбрасываемым обтекателем
4. (и по-мелочи) использование в конструкции планера термостойких материалов, в основном композитов, позволяющих в значительной мере исключить навесную теплозащиту
5. В случае использования корабля как пилотируемого - использование отдельной кабины-корабля, встраиваемой в конструкцию ОК, оснащенной собственными РДТТ с ХС порядка 200м/сек и теплозащитой (например, как аналог - "Гермес" бескрылая версия) позволяющей спасти экипаж в любой момент полета - от старта до посадки.

Масса стартовая, т	1770
Топлива,т	1600
в т.ч. внутреннего ОК,т	120
ОК, сухая масса,т	57
в т.ч. ЖРД,т	22
ПН, т	75
баки,т	15

Примечания:
-масса ПН считается с обтекателем (считается по обтекателям, например, Протона -примерно 6,8кг/м² )
-габаритно-массовые показатели ОК по аналогу: XB-70 Valkyrie
-Иу атмосферный считается до скорости 1200м/сек, далее - 3885м/сек
-сброс баков и обтекателя ПН на скорости ~7000м/сек и высоте 120-140км
-ХС выведения принята за 9300м/сек
-данный текст нельзя считать каким либо "проектом". а только и исключительно как показатель идиотизма концепции "Спейс Шаттл"

Fakir #13.11.2009 18:19 @Wyvern-2#13.11.2009 15:26

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Wyvern-2> Теперь смотрим по Пропееп-у, например, РД-185
Wyvern-2> Итого: у исходного РД-185 Иу 274 сек, по Пропееп - 390.6, 374/390.6 = 0,9578
Wyvern-2> Что сказать? Твоя НЕвера в "чудотворные ~~иконы~~ проги" разрушена?

Ну и? А теперь вспомни, чего ты для метана сперва обещал вот тут:

Одноразовые vs многоразовые - создание страницы

// www.balancer.ru

Для вакуума - 436 (sic!!!), для уровня моря - 342.
Что, увы, как легко видеть - существенно меньше, чем у реальных движков. На 30-40 с минимум.
Потому и с пропаном... фиг пойми, сколько именно вычитать надо.

Fakir #13.11.2009 18:28 @Wyvern-2#13.11.2009 18:13

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Wyvern-2> -данный текст нельзя считать каким либо "проектом". а только и исключительно как показатель идиотизма концепции "Спейс Шаттл"

Для этого и показатель специальный не нужен... Всё равно что выдумывать длинный и спорный силлогизм, чтобы доказать наличие у людей двух органов слуха.

Fakir #28.05.2010 19:54

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Discovery News : DNews

Discovery News digs deep into our world's mysteries. Join us to explore current events and uncover the science behind the headlines. We Dig. You Discover. // news.discovery.com

The U.S. Air Force has a vision of the future that includes rockets that are reusable and can to fly back to Earth and land, without a human, on a runway. The Air Force Research Laboratory is rolling out a $33-million pathfinder program to develop a prototype booster that can do just that. The first test flights are targeted for 2013.

NASA studied fly-back boosters more than a decade ago as part of a potential suite of upgrades to the space shuttles, but never pursued its development.

At least two companies hold patents for fly-back boosters: Lockheed Martin, which in 2008 quietly tested a sub-scale reusable fly-back rocket prototype and a firm known as Starcraft Boosters, founded by Apollo 11 astronaut Buzz Aldrin to develop low-cost alternative launchers.

http://www.balancer.ru/_cg/_st/com/a/aviationweek/aHR0cDovL3d3dy5hdmlhdGlvbndlZWsuY29tL2F3L2dlbmVyaWMvc3RvcnkuanNwP2lkPW5ld3MvYXdzdC8yMDEwLzA0LzE5L0FXXzA0XzE5XzIwMTBfcDMwLTIxOTgxOC54bWwmaGVhZGxpbmU9VVNBRiBQbGFucyBGb3IgUmV1c2FibGUgQm9vc3RlciBEZXZlbG9wbWVudCZjaGFubmVsPWRlZmVuc2U=-400x300.png [can't get icon's size]

Page Not Found | Aviation Week

Sorry, we couldn't find the page you were trying to access. Please search for a new page below, or try one of our suggested links. PISCES Sponsored Introduction Continue on to (or wait seconds) × // www.aviationweek.com

ВВС планируют разработку многоразовой модульной системы для замены существующих носителей (EELV) к 2025. .
Старт вертикальный с возвратом ускорителей на посадочную полосу космодрома.
План проходит окончательные стадии определения архитектуры многоразовой системы внутри ВВС. Предполагаются два варианта Reusable Booster System (RBS):
- носитель средней грузоподъемности - один многоразовый ускоритель и верхняя (одноразовая) криогенная ступень.
- тяжелый носитель - два многоразовых ускорителя, криогенные центральная и верхняя ступени.
Начало пусков планируется к 2025, с полной заменой EELV в 2030. Ожидаемое снижение стоимости 50% (по сравнению с сегодняшней ценой EELV) при частоте 8 пусков в год. Рассчеты основаны на ресурсе ускорителя в 100 полетов и ресурсе двигателей в 10 полетов.
В 2013 предполагается испытать маломасштабный демонстратор возвращаемой первой ступени. Для возврата на посадочную полосу будут задейстоваться ЖРД первой ступени.
В 2016-2017 последуют полеты среднеразмерного демонстратора RBX.
Использование ЖРД было выбрано после многочисленных исследований альтернативных вариантов - планирующей, и с использованием ВРД. Это позволяет производить разделение ступеней при больших скоростях чем при планирующей схеме, и соответственно уменьшить вторую ступень. А также уменьшает расстояние (до ПП, видимо) и скорость входа после разделения по сравнению с ВРД-схемой, что снижает требования к термозащите.
Аэродинамические нагрузки при 180-градусных пируэтах не могут быть точно смоделированы в аэродинамических трубах, поэтому планируется выделить ок 30 млн долл на строительство 15-футового исследовательского демонстратора воздушного или наземного базирования.
Последующий RBX, длиной 50-60 футов, будет представлять полностью функциональную уменьшенную модель многоразового ускорителя. Оба демонстратора будут использовать существующие двигатели. Параллельно будет вестись разработка мощного кислород-керосинного ЖРД. Ведутся переговоры с NASA о совместной разработки в рамках общего бюджета.

Fakir #03.07.2010 15:18

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Всякие весёлые картинки на тему российско-французского многоразовика, известно под многочисленными именами: то был "Урал", то "Орёл", а теперь вот еще одна агентурная кличка - "Баргузин".

Techno-Science.net • Voir le sujet - [News] Avec le projet Oural se profile l'après Ariane 5

http://techno-science.net/illustration/.../Oural/projet-lanceur-2.jpg http://techno-science.net/illustration/.../Oural/projet-lanceur-3.jpg
http://www.safran.ru/rubrique.php3?id_rubrique=107

Volga – совместная французско-российская программа по разработке многократно используемых ракетных двигателей высокой тяги нового поколения. Программа была запущена в 2001 году компанией Snecma совместно с французским Космическим агентством CNES и его российским партнером Роскосмос. Программа реализуется компанией Snecma (совместно с несколькими европейскими партнерами), российскими компаниями НПО Энергомаш, КБ Химической Автоматики (КБХА) и Исследовательским центром им. Келдыша. К 2020 году программа планирует разработать ключевые технологии, позволяющие создать ракетные двигатели многоразового использования. На первом этапе основной акцент был сделан на увеличении жизненного цикла двигателей, их надежности и безопасности, равно как и на предварительной разработке технологий горения жидких компонентов кислорода/метана. С 2005 года программа Волга стала частью программы Урал - долгосрочного соглашения о партнерстве между Россией и Францией.

Программа Урал
Компания Snecma играет активную роль в программе Урал по разработке ракет-носителей нового поколения. Программа Урал, начатая в 2005 году с создания совместной рабочей группы CNES–Роскосмос, нацелена на установление долгосрочных российско-французских партнерских отношений, в частности касающихся ЖРД. Эксперименты проводятся на новом ракетном двигателе с использованием смеси жидкого кислорода и сжиженного природного газа (метана). Snecma отвечает за компьютерное моделирование этих экспериментов и за анализ результатов. Ее партнер, российская компания КБХМ, специалист по ракетным двигателям для верхних ступеней носителя, изготовила экспериментальный двигатель и проводит его испытания.

Fakir #31.07.2010 23:29

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

4b5730ca2096.jpg @ s45.radikal.ru [кеш]

50da979a77a5.jpg @ i029.radikal.ru [кеш]

86305ca635d7.jpg @ s04.radikal.ru [кеш]

269a8aeebe4e.jpg @ i065.radikal.ru [кеш]

c35007b26c5f.jpg @ s60.radikal.ru [кеш]

Fakir #05.01.2011 00:32

Fakir

BlueSkyDreamer

★★★★☆

Еще проЖект.

Home

Leading the way to everyday spaceflight Bristol Spaceplanes is in the lead promoting a straightforward way of slashing the cost of access to space. This is to build an airliner that can fly to orbit, to replace today’s missile-like launchers that can fly only once. With our approach, within 15 years many of you could afford a visit to a space hotel. The main obstacle is the power of traditional thinking. So you can help dent the mindset by asking questions and, when you are satisfied with our answers, spreading the message to friends and colleagues. // Дальше — www.bristolspaceplanes.com

evolution.gif @ www.bristolspaceplanes.com [кеш]

Spacecab

Spacecab is a fully reusable spaceplane designed to use only existing technology. The upper stage is in effect an enlarged and refined Ascender. It will be air-launched from a carrier aeroplane, also derived from Ascender. It could start passenger operations much earlier than a new vehicle that requires new engines to be developed. It also provides a low-risk stepping-stone to the development of a mature spaceplane such as Spacebus. Spacecab’s design is aimed at achieving fully reusable orbital operations soon and at minimum development cost and risk. // Дальше — www.bristolspaceplanes.com

spacecab_580.gif @ www.bristolspaceplanes.com [кеш]

spacecab_schematic_580.gif @ www.bristolspaceplanes.com [кеш]

Spacebus

Spacebus, BSP’s second generation orbital spaceplane, is a larger version of Spacecab, itself an evolution of Ascender. The design of Spacebus is such that a prototype could be built a few years after Spacecab without requiring a significant programme of enabling technology. Spacebus weighs about twice as much as Concorde, which is probably close to the practicable upper limit for a spaceplane using existing runways. Both stages are piloted and take-off and land horizontally. Spacebus is designed to carry fifty people or equivalent cargo. // Дальше — www.bristolspaceplanes.com

spacebus_580.gif @ www.bristolspaceplanes.com [кеш]

spacebus_schematic_580.png @ www.bristolspaceplanes.com [кеш]

spacebus_logic_580.png @ www.bristolspaceplanes.com [кеш]