permeakra
инфо
инструменты
zaitcev
Wyvern-2
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/w/w/www.atomic-energy.ru/files/images/2013/03/128x128-crop/1000_lsbrc_1_rsbrc_.jpg)
Одноразовые vs многоразовые
Теги:
Wyvern-2>> ЖРД интегрированных в разгонщик
Имхо, это сомнительная затея. ЖРД очень уж нагруженные, боюсь их менять будет слишком дорого.
Ну и речь шла об имеющихся самолетах. Патаму што сочинять спецсамолет под программу дороговато, вот серийный дооборудовать еще можно. Серийных сверхвысотных самолетов есть. Вот от них и хочется оттолкнуться. Это хотя бы не технофентзи.
Имхо, это сомнительная затея. ЖРД очень уж нагруженные, боюсь их менять будет слишком дорого.
Ну и речь шла об имеющихся самолетах. Патаму што сочинять спецсамолет под программу дороговато, вот серийный дооборудовать еще можно. Серийных сверхвысотных самолетов есть. Вот от них и хочется оттолкнуться. Это хотя бы не технофентзи.
zaitcev> В результате выходит 8 км/с против 7,4 км/с подъемника.
Как это потребная ХС может быть меньше, чем круговая скорость на высоте старта? Разгон с потерей высоты?
Как это потребная ХС может быть меньше, чем круговая скорость на высоте старта? Разгон с потерей высоты?
Lamort> Я так понимаю, что речь идёт о башне высотой 40 километров? 
Lamort> Или это будет нечто вроде самолёта прыгающего на 40 километров? - В случае самолёта нужен такой самолёт, только и всего.
Это будет многоразовая первая ракетная ступень с ненапряженными двигателями на дешевых компонентах.
Смех смехом, а в KSP в итоге я к такой схеме и пришел - первая(ые) ступень поднимает основную часть над атмосферой и сообщает ей вертикальную скорость, достаточную чтобы тяговооруженности остального блока хватило чтобы "отодвигать" апогей от себя по горизонтали до выхода на орбиту.
Правда, спасать первую ступень мне в голову никогда не приходило... Надо будет завтра попробовать )
Lamort> Или это будет нечто вроде самолёта прыгающего на 40 километров? - В случае самолёта нужен такой самолёт, только и всего.
Это будет многоразовая первая ракетная ступень с ненапряженными двигателями на дешевых компонентах.
Смех смехом, а в KSP в итоге я к такой схеме и пришел - первая(ые) ступень поднимает основную часть над атмосферой и сообщает ей вертикальную скорость, достаточную чтобы тяговооруженности остального блока хватило чтобы "отодвигать" апогей от себя по горизонтали до выхода на орбиту.
Правда, спасать первую ступень мне в голову никогда не приходило... Надо будет завтра попробовать )
_B1_> Правда, спасать первую ступень мне в голову никогда не приходило... Надо будет завтра попробовать )
Не получиться. Вязанки даже самых мощных парашютов обрываются (похоже, глюк в логике игры, по весу они должны были выдерживать), а управлять тягой двигателей после отделения ступени невозможно.
Но если я окажусь неправ, то с удовольствием!
З.Ы. У тебя РН похоже без использования переливных магистралей?
Не получиться. Вязанки даже самых мощных парашютов обрываются (похоже, глюк в логике игры, по весу они должны были выдерживать), а управлять тягой двигателей после отделения ступени невозможно.
Но если я окажусь неправ, то с удовольствием!
З.Ы. У тебя РН похоже без использования переливных магистралей?
zaitcev>> В результате выходит 8 км/с против 7,4 км/с подъемника.
Lamort> Как это потребная ХС может быть меньше, чем круговая скорость на высоте старта? Разгон с потерей высоты?
Ну Джон описывает это так, в графе "преимущество N.2":
То есть скорость для 2-й ступени должна быть точно равна круговой скорости, а у самолетной большие потери на сопротивление воздуха и программу тангажа (Пегас сразу набирает высоту, это называется "гамма-поворот").
Lamort> Как это потребная ХС может быть меньше, чем круговая скорость на высоте старта? Разгон с потерей высоты?
Ну Джон описывает это так, в графе "преимущество N.2":
If the upper stage T/W ratio is high enough (approximately 1.4) or if the first stage staging altitude is high enough, the first stage ends up soaking up most or all of the typically 1600m/s of losses that an SSTO design would face. This means that the upper stage only has to provide the ~7800m/s needed for orbital velocity, minus ~325-465m/s for the rotational velocity of the earth depending on launch site latitude, yielding a required delta-V of around 7400m/s for most US launch sites.
То есть скорость для 2-й ступени должна быть точно равна круговой скорости, а у самолетной большие потери на сопротивление воздуха и программу тангажа (Пегас сразу набирает высоту, это называется "гамма-поворот").
zaitcev> Ну Джон описывает это так, в графе "преимущество N.2":
zaitcev> То есть скорость для 2-й ступени должна быть точно равна круговой скорости, а у самолетной большие потери на сопротивление воздуха и программу тангажа (Пегас сразу набирает высоту, это называется "гамма-поворот").
Без потери высоты скорость точно равна круговой в том случае, если ракету поставили на горизонтальные рельсы в вакууме и она стала разгоняться по этим рельсам без трения, - круговая траектория сформирована сразу консервативными внешними силами.
Она может быть меньше, если орбитальная скорость в перигее достигается за счёт тяготения, - условно, "над высоте h над точечной Землёй бросили камень с любой скоростью".
Это заявление верно только в одном случае, - вся горизонтальная скорость набирается мгновенно сразу после старта, похоже автор просто не продумывал реальную траекторию.
_B1_> Это будет многоразовая первая ракетная ступень с ненапряженными двигателями на дешевых компонентах.
_B1_> ...
Проще говоря, если без ненужного экстремизма, это будет шаттловская схема, или та схема, которую сейчас пытается реализовать SpaceX на Falcon-9R.
zaitcev> То есть скорость для 2-й ступени должна быть точно равна круговой скорости, а у самолетной большие потери на сопротивление воздуха и программу тангажа (Пегас сразу набирает высоту, это называется "гамма-поворот").
Без потери высоты скорость точно равна круговой в том случае, если ракету поставили на горизонтальные рельсы в вакууме и она стала разгоняться по этим рельсам без трения, - круговая траектория сформирована сразу консервативными внешними силами.
Она может быть меньше, если орбитальная скорость в перигее достигается за счёт тяготения, - условно, "над высоте h над точечной Землёй бросили камень с любой скоростью".
If the upper stage T/W ratio is high enough (approximately 1.4) or if the first stage staging altitude is high enough, the first stage ends up soaking up most or all of the typically 1600m/s of losses that an SSTO design would face. This means that the upper stage only has to provide the ~7800m/s needed for orbital velocity, minus ~325-465m/s for the rotational velocity of the earth depending on launch site latitude, yielding a required delta-V of around 7400m/s for most US launch sites.
Это заявление верно только в одном случае, - вся горизонтальная скорость набирается мгновенно сразу после старта, похоже автор просто не продумывал реальную траекторию.
_B1_> Это будет многоразовая первая ракетная ступень с ненапряженными двигателями на дешевых компонентах.
_B1_> ...
Проще говоря, если без ненужного экстремизма, это будет шаттловская схема, или та схема, которую сейчас пытается реализовать SpaceX на Falcon-9R.
Lamort> Проще говоря, если без ненужного экстремизма, это будет шаттловская схема, или та схема, которую сейчас пытается реализовать SpaceX на Falcon-9R.
Ты уж определись: схема шаттловская или Фалкона-9Р, поскольку между ними общего только использование ракетных двигателей для выхода на орбиту. А то обобщение оказывается уж слишком общим.
Ты уж определись: схема шаттловская или Фалкона-9Р, поскольку между ними общего только использование ракетных двигателей для выхода на орбиту. А то обобщение оказывается уж слишком общим.
Wyvern-2> Мы знаем, что ЯРД с УИ 900сек, тягой 40-50 тонн при мощности ~200МВт весил с защитой порядка 2 тонн...
Нет, мощность в 200 МВт при УИ 900 с соответствует тяге в 3,6 тонны (точнее, 36 килоньютон). Для 40 тонн тяги защита будет потяжелей. Ну и сам реактор "потолстеет", потому что его возможности теплосъёма ограничены.
Нет, мощность в 200 МВт при УИ 900 с соответствует тяге в 3,6 тонны (точнее, 36 килоньютон). Для 40 тонн тяги защита будет потяжелей. Ну и сам реактор "потолстеет", потому что его возможности теплосъёма ограничены.
Wyvern-2>> Мы знаем, что ЯРД с УИ 900сек, тягой 40-50 тонн при мощности ~200МВт весил с защитой порядка 2 тонн...
Б.г.> Нет, мощность в 200 МВт при УИ 900 с соответствует тяге в 3,6 тонны (точнее, 36 килоньютон). Для 40 тонн тяги защита будет потяжелей. Ну и сам реактор "потолстеет", потому что его возможности теплосъёма ограничены.
Имелось ввиду из Гильзина:
Б.г.> Нет, мощность в 200 МВт при УИ 900 с соответствует тяге в 3,6 тонны (точнее, 36 килоньютон). Для 40 тонн тяги защита будет потяжелей. Ну и сам реактор "потолстеет", потому что его возможности теплосъёма ограничены.
Имелось ввиду из Гильзина:
Весь проведенный комплекс испытаний позволяет утверждать, что двигатель РД-0410 за 10 включений в течении 1 часа (3600 сек.) будет выдавать тягу 3.6 т и скорость истечения 8,93 км/с при тепловой мощности реактора 196 МВт. Агрегат с теневой защитой но без высотного сопла имеет длину 3.6 м, диаметр 1.6 м и массу 2 тонны.
Нужно отметить, что размерность выбиралась только из одного соображения - чтобы можно было испытать установку на существующих стендах. Но имеющиеся технологии позволяют без принципиальных изменений конструкции и почти не меняя размеров и массы создать двигатель тягой до 40 тонн - для межпланетных кораблей, стартующих с околоземной орбиты, или межорбитальных транспортеров этого больше чем достаточно.
Полл> Ты уж определись: схема шаттловская или Фалкона-9Р, поскольку между ними общего только использование ракетных двигателей для выхода на орбиту. А то обобщение оказывается уж слишком общим.
Траектория в смысле работы ступеней построена одинаково, - первая ступень с большой тягой "протыкает атмосферу", и формирует большую часть вертикальной скорости. Необходимую горизонтальную скорость по большей части формирует вторая ступень.
"Экстремизм" в виде ступени, которая летит только вертикально вверх не нужен.
Траектория в смысле работы ступеней построена одинаково, - первая ступень с большой тягой "протыкает атмосферу", и формирует большую часть вертикальной скорости. Необходимую горизонтальную скорость по большей части формирует вторая ступень.
"Экстремизм" в виде ступени, которая летит только вертикально вверх не нужен.
Wyvern-2>>> Мы знаем, что ЯРД с УИ 900сек, тягой 40-50 тонн при мощности ~200МВт весил с защитой порядка 2 тонн...
Б.г.>> Нет, мощность в 200 МВт при УИ 900 с соответствует тяге в 3,6 тонны (точнее, 36 килоньютон). Для 40 тонн тяги защита будет потяжелей. Ну и сам реактор "потолстеет", потому что его возможности теплосъёма ограничены.
Wyvern-2> Имелось ввиду из Гильзина:
Гильзин выдаёт желаемое за действительное. Да, критмасса не зависит от мощности. Но теплосъём в РД-0410 находился на пределе возможного, и, для съёма в 10 раз большей мощности при той же температуре нужна была в 10 раз большая поверхность. Немного пожертвовав УИ, можно было уменьшить - не в 10 раз, в 5-6.
При этом поперечное сечение каналов увеличилось бы пропорционально расходу - скорость поднимать нельзя. Таким образом, диаметр реактора увеличился бы примерно вдвое, масса - в три раза. Масса защиты увеличилась бы пропорционально мощности, и, если в РД-0410 она составляла 380 кг, то в РД-0411 должна была быть 4 тонны с лишним. Суммарная масса РД-0411 должна быть в районе 8..10 тонн. Все эти выкладки были в дипломе Дяди Сидора.
Б.г.>> Нет, мощность в 200 МВт при УИ 900 с соответствует тяге в 3,6 тонны (точнее, 36 килоньютон). Для 40 тонн тяги защита будет потяжелей. Ну и сам реактор "потолстеет", потому что его возможности теплосъёма ограничены.
Wyvern-2> Имелось ввиду из Гильзина:
Гильзин выдаёт желаемое за действительное. Да, критмасса не зависит от мощности. Но теплосъём в РД-0410 находился на пределе возможного, и, для съёма в 10 раз большей мощности при той же температуре нужна была в 10 раз большая поверхность. Немного пожертвовав УИ, можно было уменьшить - не в 10 раз, в 5-6.
При этом поперечное сечение каналов увеличилось бы пропорционально расходу - скорость поднимать нельзя. Таким образом, диаметр реактора увеличился бы примерно вдвое, масса - в три раза. Масса защиты увеличилась бы пропорционально мощности, и, если в РД-0410 она составляла 380 кг, то в РД-0411 должна была быть 4 тонны с лишним. Суммарная масса РД-0411 должна быть в районе 8..10 тонн. Все эти выкладки были в дипломе Дяди Сидора.
Б.г.> Масса защиты увеличилась бы пропорционально мощности, и, если в РД-0410 она составляла 380 кг, то в РД-0411 должна была быть 4 тонны с лишним.
А в чём вообще проблема с защитой, он же орбитальный вроде бы? Оттащили реактор на расстояние в 3-4 раза больше, только и всего.
А в чём вообще проблема с защитой, он же орбитальный вроде бы? Оттащили реактор на расстояние в 3-4 раза больше, только и всего.
Lamort> Траектория в смысле работы ступеней построена одинаково, - первая ступень с большой тягой "протыкает атмосферу", и формирует большую часть вертикальной скорости.
И где у "Шаттла" "первая ступень"? У него основные движки запускаются со старта.
Lamort> "Экстремизм" в виде ступени, которая летит только вертикально вверх не нужен.
Если мы не хотим делать первую ступень многоразовой, а вторую максимально легкой, то "да".
Пусть общая эффективность системы по грузоподъемности и понижается по сравнению с оптимальной траекторией. Зато снижаются эксплуатационные расходы на первую ступень: ей не нужно выдерживать скоростной напор, не нужно перевозить после запуска с места посадки на космодром. И снижается цена второй ступени: опять же нет необходимости выдерживать скоростной напор. В результате экономически подобная система вывода может быть эффективнее.
И где у "Шаттла" "первая ступень"? У него основные движки запускаются со старта.
Lamort> "Экстремизм" в виде ступени, которая летит только вертикально вверх не нужен.
Если мы не хотим делать первую ступень многоразовой, а вторую максимально легкой, то "да".
Пусть общая эффективность системы по грузоподъемности и понижается по сравнению с оптимальной траекторией. Зато снижаются эксплуатационные расходы на первую ступень: ей не нужно выдерживать скоростной напор, не нужно перевозить после запуска с места посадки на космодром. И снижается цена второй ступени: опять же нет необходимости выдерживать скоростной напор. В результате экономически подобная система вывода может быть эффективнее.
Wyvern-2>> Имелось ввиду из Гильзина:
Б.г.> Гильзин выдаёт желаемое за действительное.
Нет. Там все дело в поблочном испытании и в том, что РД-0410 никогда НЕ СОБИРАЛСЯ полностью. Если читать внимательно, то видно, что на реакторе, вернее на отдельных сборках ТВЭЛ-ов, было достигнуто рекордное удельное тепловыделение 33кВт/см3 с теплосъемом(!), но испытания двигательного компонента (ТНА и проч.)происходили из расчета ~3-4кВт/см3, т.е. примерно как в американских ЯРД.
Именно ЭТО имел ввиду Гильзин, когда писал про возможное увеличение мощности и тяги до 40 тонн.
P.S. Опять же, если верны расчеты Дяди Сидора, то можно принять и 4 и 5, да хоть 7 тонн для диапазона тяг 40-50 тонн
Б.г.> Гильзин выдаёт желаемое за действительное.
Нет. Там все дело в поблочном испытании и в том, что РД-0410 никогда НЕ СОБИРАЛСЯ полностью. Если читать внимательно, то видно, что на реакторе, вернее на отдельных сборках ТВЭЛ-ов, было достигнуто рекордное удельное тепловыделение 33кВт/см3 с теплосъемом(!), но испытания двигательного компонента (ТНА и проч.)происходили из расчета ~3-4кВт/см3, т.е. примерно как в американских ЯРД.
Именно ЭТО имел ввиду Гильзин, когда писал про возможное увеличение мощности и тяги до 40 тонн.
P.S. Опять же, если верны расчеты Дяди Сидора, то можно принять и 4 и 5, да хоть 7 тонн для диапазона тяг 40-50 тонн
Полл> И где у "Шаттла" "первая ступень"? У него основные движки запускаются со старта.
Вообще, "ступень" это участок траектории, соответствующая часть ракеты, которая отделяется по окончании этого участка называется "ускоритель такой-то ступени".
Lamort>> "Экстремизм" в виде ступени, которая летит только вертикально вверх не нужен.
Полл> Если мы не хотим делать первую ступень многоразовой, а вторую максимально легкой, то "да".
Полл> Пусть общая эффективность системы по грузоподъемности и понижается по сравнению с оптимальной траекторией. Зато снижаются эксплуатационные расходы на первую ступень: ей не нужно выдерживать скоростной напор, не нужно перевозить после запуска с места посадки на космодром. И снижается цена второй ступени: опять же нет необходимости выдерживать скоростной напор. В результате экономически подобная система вывода может быть эффективнее.
Что касается перевозки, то, в общем-то да, - вот в SpaceX и пытаются решить эту проблему путём возврата к старту. Посмотрим, что получится.
Относительно скоростного напора, - эту проблему для первой ступени вы изобрели лично, давление наддува гораздо больше скоростного напора и для ступеней вообще такой проблемы нет, - "выдерживать скоростной напор".
Она есть для обтекателя ПН.
Вообще, "ступень" это участок траектории, соответствующая часть ракеты, которая отделяется по окончании этого участка называется "ускоритель такой-то ступени".
Lamort>> "Экстремизм" в виде ступени, которая летит только вертикально вверх не нужен.
Полл> Если мы не хотим делать первую ступень многоразовой, а вторую максимально легкой, то "да".
Полл> Пусть общая эффективность системы по грузоподъемности и понижается по сравнению с оптимальной траекторией. Зато снижаются эксплуатационные расходы на первую ступень: ей не нужно выдерживать скоростной напор, не нужно перевозить после запуска с места посадки на космодром. И снижается цена второй ступени: опять же нет необходимости выдерживать скоростной напор. В результате экономически подобная система вывода может быть эффективнее.
Что касается перевозки, то, в общем-то да, - вот в SpaceX и пытаются решить эту проблему путём возврата к старту. Посмотрим, что получится.
Относительно скоростного напора, - эту проблему для первой ступени вы изобрели лично, давление наддува гораздо больше скоростного напора и для ступеней вообще такой проблемы нет, - "выдерживать скоростной напор".
Она есть для обтекателя ПН.
Что касается РД-0410, интересный вопрос, - а он вообще мог работать второй раз? Это как-то не из чего не следует.
Полл> И где у "Шаттла" "первая ступень"? У него основные движки запускаются со старта.
У семёрки тоже все двигатели работают со старта. Тем не менее первая и вторая ступени.
У семёрки тоже все двигатели работают со старта. Тем не менее первая и вторая ступени.
Lamort> Что касается РД-0410, интересный вопрос, - а он вообще мог работать второй раз? Это как-то не из чего не следует.
Вообще то он допускал до 10 включений, с суммарным временем работы до 3600сек. Так было изначально записанно в ТЗ, а на испытаниях превзойдено: до 4400 сек и до 15 включений.
Вообще то он допускал до 10 включений, с суммарным временем работы до 3600сек. Так было изначально записанно в ТЗ, а на испытаниях превзойдено: до 4400 сек и до 15 включений.
Wyvern-2>>> Имелось ввиду из Гильзина:
Б.г.>> Гильзин выдаёт желаемое за действительное.
Wyvern-2> Нет. Там все дело в поблочном испытании и в том, что РД-0410 никогда НЕ СОБИРАЛСЯ полностью.
Двигатель - да, не собирался. Реактор собирался, но испытывался на стенде с внешней подачей водорода - без ТНА и прочих двигательных причиндалов. И отражатель и замедлитель охлаждались от отдельного источника
Wyvern-2> Если читать внимательно, то видно, что на реакторе, вернее на отдельных сборках ТВЭЛ-ов, было достигнуто рекордное удельное тепловыделение 33кВт/см3 с теплосъемом(!), но испытания двигательного компонента (ТНА и проч.)происходили из расчета ~3-4кВт/см3, т.е. примерно как в американских ЯРД.
Если читать ещё внимательнее, то это работало при температуре водорода 2500 К, а, чтобы дойти до 3100 К, нужно было прибегнуть к физическому профилированию - за счёт снижения содержания ядерного топлива уменьшить тепловыделение, чтобы при той же т-ре ТВЭЛов получить более высокую т-ру водорода. Именно это я и имел в виду, что, жертвуя УИ, можно уменьшить площадь.
Б.г.>> Гильзин выдаёт желаемое за действительное.
Wyvern-2> Нет. Там все дело в поблочном испытании и в том, что РД-0410 никогда НЕ СОБИРАЛСЯ полностью.
Двигатель - да, не собирался. Реактор собирался, но испытывался на стенде с внешней подачей водорода - без ТНА и прочих двигательных причиндалов. И отражатель и замедлитель охлаждались от отдельного источника
Wyvern-2> Если читать внимательно, то видно, что на реакторе, вернее на отдельных сборках ТВЭЛ-ов, было достигнуто рекордное удельное тепловыделение 33кВт/см3 с теплосъемом(!), но испытания двигательного компонента (ТНА и проч.)происходили из расчета ~3-4кВт/см3, т.е. примерно как в американских ЯРД.
Если читать ещё внимательнее, то это работало при температуре водорода 2500 К, а, чтобы дойти до 3100 К, нужно было прибегнуть к физическому профилированию - за счёт снижения содержания ядерного топлива уменьшить тепловыделение, чтобы при той же т-ре ТВЭЛов получить более высокую т-ру водорода. Именно это я и имел в виду, что, жертвуя УИ, можно уменьшить площадь.
Lamort>> Что касается РД-0410, интересный вопрос, - а он вообще мог работать второй раз? Это как-то не из чего не следует.
Wyvern-2> Вообще то он допускал до 10 включений, с суммарным временем работы до 3600сек. Так было изначально записанно в ТЗ, а на испытаниях превзойдено: до 4400 сек и до 15 включений.
А что с ним происходило после выключения двигателя? При испытаниях охладить его не составляло труда, а вот на орбите нет халявного хладагента, так что это составило бы определённую проблему.
Про НК-33 кое-где тоже писали, что был достигнут суммарный ресурс 10000 секунд, однако как многоразовый его никто пока не собирается использовать.
Wyvern-2> Вообще то он допускал до 10 включений, с суммарным временем работы до 3600сек. Так было изначально записанно в ТЗ, а на испытаниях превзойдено: до 4400 сек и до 15 включений.
А что с ним происходило после выключения двигателя? При испытаниях охладить его не составляло труда, а вот на орбите нет халявного хладагента, так что это составило бы определённую проблему.
Про НК-33 кое-где тоже писали, что был достигнут суммарный ресурс 10000 секунд, однако как многоразовый его никто пока не собирается использовать.
Wyvern-2>> Вообще то он допускал до 10 включений, с суммарным временем работы до 3600сек.
Lamort> А что с ним происходило после выключения двигателя?
Охлаждался излучением - АЗ же высокотемпературная, а остаточная мощность меньше 5% и быстро падает во времени.
Lamort> А что с ним происходило после выключения двигателя?
Охлаждался излучением - АЗ же высокотемпературная, а остаточная мощность меньше 5% и быстро падает во времени.
Wyvern-2> Вообще то он допускал до 10 включений, с суммарным временем работы до 3600сек. Так было изначально записанно в ТЗ, а на испытаниях превзойдено: до 4400 сек и до 15 включений.
Но не по суммарной произведённой энергии. Т.е. он ни разу не испытывался на полную мощность. В имеющихся у меня сведениях нет вообще упоминания о том, что он хоть раз испытывался на полной мощности. Про 63 МВт написано.
Но не по суммарной произведённой энергии. Т.е. он ни разу не испытывался на полную мощность. В имеющихся у меня сведениях нет вообще упоминания о том, что он хоть раз испытывался на полной мощности. Про 63 МВт написано.
Lamort>> А что с ним происходило после выключения двигателя?
Wyvern-2> Охлаждался излучением - АЗ же высокотемпературная, а остаточная мощность меньше 5% и быстро падает во времени.
Охлаждается излучением с поверхности двигателя? Что-то мне так кажется, 1% мощности хватит для того, чтобы он расплавился.
Хотя проблема хоть и неприятная, но вполне решаемая, - тратим часть водорода на охлаждение реактора, будет несколько меньше удельный импульс, только и всего.
Wyvern-2> Охлаждался излучением - АЗ же высокотемпературная, а остаточная мощность меньше 5% и быстро падает во времени.
Охлаждается излучением с поверхности двигателя? Что-то мне так кажется, 1% мощности хватит для того, чтобы он расплавился.
Хотя проблема хоть и неприятная, но вполне решаемая, - тратим часть водорода на охлаждение реактора, будет несколько меньше удельный импульс, только и всего.
Lamort>>> А что с ним происходило после выключения двигателя?
Wyvern-2>> Охлаждался излучением - АЗ же высокотемпературная, а остаточная мощность меньше 5% и быстро падает во времени.
Lamort> Охлаждается излучением с поверхности двигателя? Что-то мне так кажется, 1% мощности хватит для того, чтобы он расплавился.
Lamort> Хотя проблема хоть и неприятная, но вполне решаемая, - тратим часть водорода на охлаждение реактора, будет несколько меньше удельный импульс, только и всего.
В книжке, что есть у меня, написано, что охлаждали его азотом, а не водородом, т.к. водород повышает реактивность, а азот понижает. К тому же, азот негорюч, а для испытаний с выхлопом в атмосферу это важно.
Да, средний удельный импульс от этого страдает.
Wyvern-2>> Охлаждался излучением - АЗ же высокотемпературная, а остаточная мощность меньше 5% и быстро падает во времени.
Lamort> Охлаждается излучением с поверхности двигателя? Что-то мне так кажется, 1% мощности хватит для того, чтобы он расплавился.
Lamort> Хотя проблема хоть и неприятная, но вполне решаемая, - тратим часть водорода на охлаждение реактора, будет несколько меньше удельный импульс, только и всего.
В книжке, что есть у меня, написано, что охлаждали его азотом, а не водородом, т.к. водород повышает реактивность, а азот понижает. К тому же, азот негорюч, а для испытаний с выхлопом в атмосферу это важно.
Да, средний удельный импульс от этого страдает.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
Lamort> Хотя проблема хоть и неприятная, но вполне решаемая, - тратим часть водорода на охлаждение реактора, будет несколько меньше удельный импульс, только и всего.
Можно просто учитывать в циклограмме пуска РД работу с остаточным теплом. Да, УИ упадет (чем короче импульс, тем сильнее) но не критически. Но, повторюсь, в космосе его после останова охлаждать принудительно не предполагали.
А на земле - да, азотом, который дешевле, пожаробезопасен и правильно влияет на реактивность.
Можно просто учитывать в циклограмме пуска РД работу с остаточным теплом. Да, УИ упадет (чем короче импульс, тем сильнее) но не критически. Но, повторюсь, в космосе его после останова охлаждать принудительно не предполагали.
А на земле - да, азотом, который дешевле, пожаробезопасен и правильно влияет на реактивность.
Copyright © Balancer 1997..2024
Создано 22.10.2006
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 22.10.2006
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
