-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/forums/attaches/2021/05/128x128-crop/15-9722061-pic-8.jpg)
Роторный ЖРД. Есть ли смысл?
Roton Rotary Rocket SSTO. Есть ли смысл заставить ЖРД вращаться?Теги:
Alex_semenov
В конце 90-х, начале 2000 всплыл и умер удивительный коммерческий проект разработки смелой многоразовой ракеты-"пепелаца" Roton Rotary Rocket SSTO на развитие которого пожертвовал часть своих капиталов широко известный автор шпионских технотриллеров Том Кленси.
http://files.balancer.ru/forums/attaches/2021/05/15-9721985-roton-rotary-rocket-ssto.jpg [can't get icon's size]
Вдохновляющеее кино, если кто не в курсе что за идея. Лучше один раз увидеть...Вот как это должно было выглядеть в идеале:
Roton Rotary Rocket SSTO with Helicopter Landing
Обычно зрителя впечатляет вертолетный винт и посадка (злого эцелопа?). Но меня в этой концепции больше всего заинтересовал изначально планировавшийся (а потом отмененный) двигатель.
Посмотрите на видео внимательно первые 15 секунд.
Там хорошо видно как двигатель запускается. И потом при взлете ракеты явно слышен "турбиный звку".
ЖРД вращается.
Там планировался роторный ЖРД, который я (по старой студенческой привычке) назвал "Герон".
Изначально двигательная установка "пепелаца" предполагала под сотню (72) ракетных двигателя (с клино-воздушным сопловым аппаратом), установленных под углом к вертикали в центробежном кольце.
За счет того, что двигатели расположены под углом к вертикали, они все вместе должны были не только создавать вертикальную тягу но и раскручиват "опорное колесо" и таким образом создавать центробежную силу, достаточную (достаточную ли?) для того чтобы качать топливо и окислитель в камеры сгорания под нужным давлением. То есть ТАН (топливно-насосный агрегат) такому роторному ЖРД как бы и не нужен (со всеми проблемами которые в нем возникают).
Идея заманчивая.
Но насколько она на самом деле интересна?
http://files.balancer.ru/forums/attaches/2021/05/15-9721985-roton-rotary-rocket-ssto.jpg [can't get icon's size]
Вдохновляющеее кино, если кто не в курсе что за идея. Лучше один раз увидеть...Вот как это должно было выглядеть в идеале:
Roton Rotary Rocket SSTO with Helicopter Landing
Обычно зрителя впечатляет вертолетный винт и посадка (злого эцелопа?). Но меня в этой концепции больше всего заинтересовал изначально планировавшийся (а потом отмененный) двигатель.
Посмотрите на видео внимательно первые 15 секунд.
Там хорошо видно как двигатель запускается. И потом при взлете ракеты явно слышен "турбиный звку".
ЖРД вращается.
Там планировался роторный ЖРД, который я (по старой студенческой привычке) назвал "Герон".
Изначально двигательная установка "пепелаца" предполагала под сотню (72) ракетных двигателя (с клино-воздушным сопловым аппаратом), установленных под углом к вертикали в центробежном кольце.
За счет того, что двигатели расположены под углом к вертикали, они все вместе должны были не только создавать вертикальную тягу но и раскручиват "опорное колесо" и таким образом создавать центробежную силу, достаточную (достаточную ли?) для того чтобы качать топливо и окислитель в камеры сгорания под нужным давлением. То есть ТАН (топливно-насосный агрегат) такому роторному ЖРД как бы и не нужен (со всеми проблемами которые в нем возникают).
Идея заманчивая.
Но насколько она на самом деле интересна?
Прикреплённые файлы:
Это сообщение редактировалось 15.05.2021 в 20:16
инфо
инструменты
Прежде всего.А достаточно ли центробежной силы?
Известно, что по первоначальному проекту двигательное кольцо должно было вращаться с частотой 720 оборотов в минуту.
Давайте прикинем.
Давление такого насоса пропорционально центробежной силе, которая пропорциональная квадрату частоты вращения n и радиусу R колеса:
Радиус колеса примерно известен. В проекте это 3 метра.
Значит, если в нормальном центробежном насосе...
... нормального ЖРД диаметр центробежной турбины будет, скажем R=10 см =0,1 м, то радиус ротора оказывается в 3/0.1 = 30 раз больше. Значит "нормальный" насос, создавая такое же давление, должен вращаться в корень из 30 раз быстрее. Если кольцо роторного ЖРД вращается с частотой ~ 1000 оборотов в минуту (вряд ли быстрей), то эквивалентный обычный компрессор будет вращаться с частотой всего лишь ~ 5000 оборотов в минуту.
Это очень небольшая скорость и вряд ли тут возможно большое давление.
Типичный компрессор современного ЖРД вращается с частотой ~ 30 000 оборотов в минуту...
В 6 раз быстрее.
И это первое недоумение, возникающее при взгляде на конструкцию.
Но возможно я что-то непонимаю?
Известно, что по первоначальному проекту двигательное кольцо должно было вращаться с частотой 720 оборотов в минуту.
Давайте прикинем.
Давление такого насоса пропорционально центробежной силе, которая пропорциональная квадрату частоты вращения n и радиусу R колеса:
Радиус колеса примерно известен. В проекте это 3 метра.
Значит, если в нормальном центробежном насосе...
... нормального ЖРД диаметр центробежной турбины будет, скажем R=10 см =0,1 м, то радиус ротора оказывается в 3/0.1 = 30 раз больше. Значит "нормальный" насос, создавая такое же давление, должен вращаться в корень из 30 раз быстрее. Если кольцо роторного ЖРД вращается с частотой ~ 1000 оборотов в минуту (вряд ли быстрей), то эквивалентный обычный компрессор будет вращаться с частотой всего лишь ~ 5000 оборотов в минуту.
Это очень небольшая скорость и вряд ли тут возможно большое давление.
Типичный компрессор современного ЖРД вращается с частотой ~ 30 000 оборотов в минуту...
В 6 раз быстрее.
И это первое недоумение, возникающее при взгляде на конструкцию.
Но возможно я что-то непонимаю?
Это сообщение редактировалось 15.05.2021 в 19:01
В чем возможный смысл идеи?
Избавиться от дорогого, сложного, но главное капризного и пожароопасного ТАН.
Вот ТАН многоразового RS-25 (водородно-кислородного ЖРД "шаттла"):
Проблема пожароопасности, надежности и долговечности особенно сильно встает в ЖРД замкнутой схемы, где "огонь и пламень соседствуют рядом", то есть криогенные жидкости и горячие парогазовые потоки находятся рядом (через сальники-уплотнители "на одном валу").
Это неизбежно создает риски.
Так в том же RS-25, для того что бы предотвратить протечку очень летучего водорода в кислородный компрессор (и возникновения пожара), инженеры вынуждены были применять очень сложный и хитрый сальни-уплотнитель с использованием в нем... третьего компонента - гелия под давлением.
Взято отсюда:
Особая проблема - ресурс двигателя. Насколько я понимаю, хотя самая высокая температура достигается в в камере сгорания, но там элементы конструкции защищены "топливной завесой". То есть там самый горячий газ "левитирует" в центре не касаясь стен. А вот, пусть и более холодный, но все равно горячий парогаз из газогенераторов (в в случае кислородного контура еще и химически крайне активный) попав в турбокомпрессор неизбежно напрямую касается лопаток турбины. И это неустранимо снижает ресурс всей двигательной системы и повышает риск аварии.
Когда мы имеем дело с одноразовой ракетой, мы еще можем мириться с чем-то подобным. Но если мы переходим к многоразовым системам, мы много могли бы отдать за резкое повышение надежности системы.
На тех же "шаттлах" те же RS-25 постоянно снимались, перебирались и переставлялись с крылатого космоплана на космоплан. Летали они куда меньше чем космопланы. Так самый часто летавший RS-25 летал "всего лишь" 19 раз.
Ясно что ЖРД - самое узкое место многоразовой системы.
А в самом ЖРД самое узкое месть - именно ТАН.
Так вот. Не является ли роторный ЖРД - ходом к радикальному (революционному?) повышению надежности ЖРД для многоразовых систем?
Вот тут я нашел (и перевел через гугл-переводчик) вот что:
То есть. Моя первоначальная гипотеза подтверждается.
Вся затея "с колесом Герона Александрийского" возникла именно для того чтобы на многоразовом "пепелаце" избавиться от сложного, напряженного и опасного турбонасоса.
Но насколько идея такого роторного ЖРД это позволяет сделать?
А вдруг действительно чудо-идея?
А?
Эксперты! Кто что скажет?
Избавиться от дорогого, сложного, но главное капризного и пожароопасного ТАН.
Вот ТАН многоразового RS-25 (водородно-кислородного ЖРД "шаттла"):
Проблема пожароопасности, надежности и долговечности особенно сильно встает в ЖРД замкнутой схемы, где "огонь и пламень соседствуют рядом", то есть криогенные жидкости и горячие парогазовые потоки находятся рядом (через сальники-уплотнители "на одном валу").
Это неизбежно создает риски.
Так в том же RS-25, для того что бы предотвратить протечку очень летучего водорода в кислородный компрессор (и возникновения пожара), инженеры вынуждены были применять очень сложный и хитрый сальни-уплотнитель с использованием в нем... третьего компонента - гелия под давлением.
Взято отсюда:
Поняв это, инженеры компании Rocketdyne разработали двигатель, известный как RS-25, который использовался на многоразовом космическом корабле Space Shuttle. Они сообразили, что нет смысла использовать один газогенератор для двух совершенно разных насосов, поэтому просто установили два газогенератора — один для водородного насоса и один для кислородного насоса. Делов-то!
Но наличие отдельного вала для каждого насоса создало еще одну проблему. Теперь инженеры располагали горячий газообразный водород высокого давления на собственном валу, который был прямо рядышком с насосом для жидкого кислорода. Если часть водорода вытечет из газогенератора, это приведет к пожару в насосе жидкого кислорода, что закончится катастрофически плохо. Водород очень тяжело хранить, потому что он имеет низкую плотность. Низкая плотность? Малая масса? О да, водороду очень нравится пробираться сквозь всякие трещины и идти гулять самому по себе. Таким образом чтобы не допустить утечки водорода, инженеры должны были сделать тщательно продуманную герметизацию.
Тогда разработчики придумали специальные уплотнения, которые находятся под давлением гелия. В таком случае при утечке наружу просачивается только гелий, а он, как известно, газ инертный. Гениально! Теперь взгляните на то, как отличаются уплотнения турбонасосов кислорода и водорода. Можете представить себе сколько времени и сил инженеров потребовалось для того, чтобы разработать уплотнение для кислородного турбонасоса? Люди, которые задумываются о подобных вещах — чокнутые!
Особая проблема - ресурс двигателя. Насколько я понимаю, хотя самая высокая температура достигается в в камере сгорания, но там элементы конструкции защищены "топливной завесой". То есть там самый горячий газ "левитирует" в центре не касаясь стен. А вот, пусть и более холодный, но все равно горячий парогаз из газогенераторов (в в случае кислородного контура еще и химически крайне активный) попав в турбокомпрессор неизбежно напрямую касается лопаток турбины. И это неустранимо снижает ресурс всей двигательной системы и повышает риск аварии.
Когда мы имеем дело с одноразовой ракетой, мы еще можем мириться с чем-то подобным. Но если мы переходим к многоразовым системам, мы много могли бы отдать за резкое повышение надежности системы.
На тех же "шаттлах" те же RS-25 постоянно снимались, перебирались и переставлялись с крылатого космоплана на космоплан. Летали они куда меньше чем космопланы. Так самый часто летавший RS-25 летал "всего лишь" 19 раз.
Ясно что ЖРД - самое узкое место многоразовой системы.
А в самом ЖРД самое узкое месть - именно ТАН.
Так вот. Не является ли роторный ЖРД - ходом к радикальному (революционному?) повышению надежности ЖРД для многоразовых систем?
Вот тут я нашел (и перевел через гугл-переводчик) вот что:
Главная двигательная установка
На уровне проектирования системы самым сложным и опасным компонентом любой стартующей системы является ее главная двигательная установка. Команда разработчиков Rotary Rocket Company поэтому приложила значительные усилия, чтобы сделать его максимально безопасным.
Во-первых, как и у большинства реактивных систем, силовая установка Roton имеет резервирование. Он состоит из шести независимых двигательных секций, каждая из которых отдельно управляется пилотами. Каждая из этих двигателных секций имеет два сегмента на противоположных сторонах вращающегося колеса, и каждый двигатель имеет свою собственную систему управления, клапаны и арматуру питания. Подобно самолету Боинг 747, Ротон может потерять (отключить) один двигатель без потери судна даже при взлете. Через некоторое время после взлета у него может случиться отказ второй двигательной секции, и аппарат по-прежнему сможет продолжить полет по безопасной траектории по сценарию аварийного прерывания полета.
http://files.balancer.ru/cache/forums/attaches/2021/05/800x600/15-9722061-pic-8.jpg [can't get icon's size]
Рисунок 8 - Схема силовой установки Ротон12
12На иллюстрации показана конструкция силовой установки с шестью двигательными секциями и 96 камерами сгорания по версии конца 1997 года. В результате усовершенствований конструкции камеры сгорания необходимое их количество уменьшено до 72
Второе преимущество конструкции роторного двигателя состоит в том, что она устраняет необходимость в турбонасосах, которые работают в экстремальных условиях и имеют ненадежные высокоскоростные компоненты. В исследовании отказов двигательной установки [7] анализ показывает, что большой процент отказов 13 был связан с работой турбонасоса. Несмотря на то, что роторная конструкция не исключает использования высоких давлений и температур, тем не менее, частота вращения в ней планируется всего лишь 720 оборотов в минуту. Таким образом силовая установка будет испытывать стандартные для промышленнсоти уровни нагрузки, в отличие от аэрокосмических нагрузок, возникающих при частотах вращения +30 000 об / мин. у типичных ракетных турбонагнетателях.
13 Хотя в представленных данных не были отдельно выделены турбонасосы в качестве конкретной категории отказов, создающих высокое давление, их доля составила 10%, а подача топлива и окислитель и управление (включая насосную систему) еще 22,5%. Неустановленные отказы составили еще 34,2%. См. Ссылку [7].
Риск отказа главной двигательной установки здесь же сводится к нескольким ключевым компонентам, одним из которых является упорный подшипник колеса (диска?) силовой установки, который является проверенной, коммерческой, серийной промышленной деталью. Используемый подшипник рассчитан на работу с более высокими скоростями и более высокими нагрузками, чем он может испытывать в данном аппарате. Главный подшипник играет решающую роль для работы роторного двигателя, поэтому резервные системы обеспечивают его безопасную работу. Подшипник будет иметь резервную систему смазки, а также различные системы мониторинга состояния для обнаружения ненормальных условий эксплуатации. Если проблема обнаружена, экипаж может предпринять действия, например, инициировать остановку отдельной двигательной секции или выполнить другие аварийные процедуры.
Структурная целостность колеса силовой установки будет обеспечена за счет дублирующей несущей конструкции внутри основных конструктивных элементов. Колесо будет спроектировано и изготовлено с существенным запасом прочности и будет учитывать нестандартные условия, такие как нагрузки при выключенном двигателе, в пределах проектного диапазона. Точно так же моторные отсеки спроектированы таким образом, чтобы отказ одной камеры сгорания не приводил к катастрофическому отказу всего двигателя. Броня, аналогичная той, что используется вокруг турбин компрессора в реактивном двигателе, будет использоваться между сегментами двигателя для предотвращения каскадных отказов. Различные датчики и системы продувки также устранят проблемы, обнаруженные в моторном отсеке автоматически или под контролем экипажа. Силовая установка предназначена для отключения вышедших из строя двигателей, что позволяет оставшимся двигателям приводить в действие прерванный полет до безопасной посадки.
То есть. Моя первоначальная гипотеза подтверждается.
Вся затея "с колесом Герона Александрийского" возникла именно для того чтобы на многоразовом "пепелаце" избавиться от сложного, напряженного и опасного турбонасоса.
Но насколько идея такого роторного ЖРД это позволяет сделать?
А вдруг действительно чудо-идея?
А?
Эксперты! Кто что скажет?
Прикреплённые файлы:
Это сообщение редактировалось 15.05.2021 в 19:10
Xan
A.s.> избавиться от сложного, напряженного и опасного турбонасоса.
В нормальном центробежном насосе половина давления создаётся центробежкой, которая даёт гидростатическое давление.
А другая половина давления получается при торможении жидкости, разогнанной колесом, на выходе из насоса.
Здесь торможения нет, так что эта часть давления теряется.
Всё просто, ускорение от радиуса вот такое:
a = R * w2
w — угловая скорость.
Интегрируя по радиусу, получаем:
1/2 * R2 * w2 = 1/2 * v2 — классический кусочек из формулы кинетической энергии — v2 / 2
Осталось этот "гравитационный потенциал" умножить на плотность и получить давление:
P = rho * v2 / 2
Все напряжения в конструкции пропорциональны этому v2 / 2 умноженному на плотность материалов.
То есть, пропорциональны создаваемому "насосом" давлению.
При этом напряжения будут пропорциональны давлению — независимо от радиуса.
А чем больше радиус, тем длиннее трубки с топливом. А толщина у них от радиуса не зависит, так что они будут тяжелее.
А ещё будет крутиться и создавать силы совершенно ненужная для насосности масса — камеры сгорания и прочее.
А ещё в обычном насосе можно сделать несколько ступеней, чтоб v2 / 2 не была слишком большой.
А ужо как пепелац гироскопировать будет при попытке повернуть...!!!
ЗЫ
Текст непричёсанный, потому что спать пора.
В нормальном центробежном насосе половина давления создаётся центробежкой, которая даёт гидростатическое давление.
А другая половина давления получается при торможении жидкости, разогнанной колесом, на выходе из насоса.
Здесь торможения нет, так что эта часть давления теряется.
Всё просто, ускорение от радиуса вот такое:
a = R * w2
w — угловая скорость.
Интегрируя по радиусу, получаем:
1/2 * R2 * w2 = 1/2 * v2 — классический кусочек из формулы кинетической энергии — v2 / 2
Осталось этот "гравитационный потенциал" умножить на плотность и получить давление:
P = rho * v2 / 2
Все напряжения в конструкции пропорциональны этому v2 / 2 умноженному на плотность материалов.
То есть, пропорциональны создаваемому "насосом" давлению.
При этом напряжения будут пропорциональны давлению — независимо от радиуса.
А чем больше радиус, тем длиннее трубки с топливом. А толщина у них от радиуса не зависит, так что они будут тяжелее.
А ещё будет крутиться и создавать силы совершенно ненужная для насосности масса — камеры сгорания и прочее.
А ещё в обычном насосе можно сделать несколько ступеней, чтоб v2 / 2 не была слишком большой.
А ужо как пепелац гироскопировать будет при попытке повернуть...!!!
ЗЫ
Текст непричёсанный, потому что спать пора.
Xan> В нормальном центробежном насосе половина давления создаётся центробежкой, которая даёт гидростатическое давление.
Xan> А другая половина давления получается при торможении жидкости, разогнанной колесом, на выходе из насоса.
Xan> Здесь торможения нет, так что эта часть давления теряется.
Ага. Нюанс. Согласен.
То есть все еще хуже чем я думал.
Xan> P = rho * v2 / 2
Или
Не густо... Особенно если качать водород (с его плотностью)...
Xan> Все напряжения в конструкции пропорциональны этому v2 / 2 умноженному на плотность материалов.
Xan> То есть, пропорциональны создаваемому "насосом" давлению.
Xan> При этом напряжения будут пропорциональны давлению — независимо от радиуса.
Xan> А чем больше радиус, тем длиннее трубки с топливом. А толщина у них от радиуса не зависит, так что они будут тяжелее.
Да, согласен. Это тоже минус. В том то и дело что набирается ряд минусов...
Xan> А ещё будет крутиться и создавать силы совершенно ненужная для насосности масса — камеры сгорания и прочее.
Хотя если до 1000 оборотов в минуту. На 3 метрах... Гм... Это чуть больше 3 000g
Xan> А ещё в обычном насосе можно сделать несколько ступеней, чтоб v2 / 2 не была слишком большой.
Ясно что данное колесо сделанное "в лоб" не катит...
Xan> А ужо как пепелац гироскопировать будет при попытке повернуть...!!!
А вот это - действительно ли порок?
А может наоборот и хорошо?
Аппарат на старте будет очень устойчив.
Ну а завалить на бок (при выходе на траекторию) - ну так это уже дело постепенное же...
Кстати, после остановки двигателя, вращение придется прекратить (затормозить колесо) и тогда вопрос - а куда денется момент инерции?
Поэтому мне кажется, в конструкции должен быть еще и ПРОТИВО-маховик. Что не добавляет изящества (в смысле веса) но зато позволяет решить проблему гироскопирования.
Xan> А другая половина давления получается при торможении жидкости, разогнанной колесом, на выходе из насоса.
Xan> Здесь торможения нет, так что эта часть давления теряется.
Ага. Нюанс. Согласен.
То есть все еще хуже чем я думал.
Xan> P = rho * v2 / 2
Или
Не густо... Особенно если качать водород (с его плотностью)...
Xan> Все напряжения в конструкции пропорциональны этому v2 / 2 умноженному на плотность материалов.
Xan> То есть, пропорциональны создаваемому "насосом" давлению.
Xan> При этом напряжения будут пропорциональны давлению — независимо от радиуса.
Xan> А чем больше радиус, тем длиннее трубки с топливом. А толщина у них от радиуса не зависит, так что они будут тяжелее.
Да, согласен. Это тоже минус. В том то и дело что набирается ряд минусов...
Xan> А ещё будет крутиться и создавать силы совершенно ненужная для насосности масса — камеры сгорания и прочее.
Хотя если до 1000 оборотов в минуту. На 3 метрах... Гм... Это чуть больше 3 000g
Xan> А ещё в обычном насосе можно сделать несколько ступеней, чтоб v2 / 2 не была слишком большой.
Ясно что данное колесо сделанное "в лоб" не катит...
Xan> А ужо как пепелац гироскопировать будет при попытке повернуть...!!!
А вот это - действительно ли порок?
А может наоборот и хорошо?
Аппарат на старте будет очень устойчив.
Ну а завалить на бок (при выходе на траекторию) - ну так это уже дело постепенное же...
Кстати, после остановки двигателя, вращение придется прекратить (затормозить колесо) и тогда вопрос - а куда денется момент инерции?
Поэтому мне кажется, в конструкции должен быть еще и ПРОТИВО-маховик. Что не добавляет изящества (в смысле веса) но зато позволяет решить проблему гироскопирования.
Хорошо.
А что если несколько изменить идею?
Не использовать центробежную силу напрямую.
Уже появились ЖРД с электрическим компрессором.
Вот и давайте поставим компрессор электрический. Но ток будем брать не от батареи (хотя и от нее тоже но только при пуске), а от электрогенератора на ЖРД-турбине-колесе (вращающейся со скоростью 1000 об. минуту).
То есть реактивная турбина будет вырабатывать ток, который будет крутить компрессора, которые создадут давление в камерах сгорания ЖРД.
В чем прелесть идеи? Ну помимо того что электрическая трансмиссия возможно позволить легче управлять параметрами двигателя (скажем дросселировать его). Главная тонкость. Трансмиссия генератор-электромотор могут быть сверхпроводниковые. Ибо у нас компоненты топлива (особенно если топливо - водород) - криогенные.
Зачем все так сложно городить?
Надежность. Это может быть решающим фактором для многоразовой системы.
И ВОЗМОЖНО (не утверждаю но допускаю) что игра все же будет стоить свеч.
Вот смотрите:
Видно, что если k, расходы на межполетное обслуживание составляют 15-20% от стоимости многоразовой системы, то в общем то эта многоразовость - до задницы дверца. При этом не важно 10 раз у вас летает многоразовая система, 25, 100 или 1000 раз.
Если многоразовая система ПРИХОТЛИВА (то есть требует сложного тщательного межполетного обслуживания) то в ней по-сути и нет особого смысла. Поэтому битва за надежность многого стоит!
А для этого прежде всего надо избавиться от особо нагруженных элементов. ТНА обычного ЖРД - самое узкое место в современных многоразовых системах.
А что если несколько изменить идею?
Не использовать центробежную силу напрямую.
Уже появились ЖРД с электрическим компрессором.
Вот и давайте поставим компрессор электрический. Но ток будем брать не от батареи (хотя и от нее тоже но только при пуске), а от электрогенератора на ЖРД-турбине-колесе (вращающейся со скоростью 1000 об. минуту).
То есть реактивная турбина будет вырабатывать ток, который будет крутить компрессора, которые создадут давление в камерах сгорания ЖРД.
В чем прелесть идеи? Ну помимо того что электрическая трансмиссия возможно позволить легче управлять параметрами двигателя (скажем дросселировать его). Главная тонкость. Трансмиссия генератор-электромотор могут быть сверхпроводниковые. Ибо у нас компоненты топлива (особенно если топливо - водород) - криогенные.
Зачем все так сложно городить?
Надежность. Это может быть решающим фактором для многоразовой системы.
И ВОЗМОЖНО (не утверждаю но допускаю) что игра все же будет стоить свеч.
Вот смотрите:
Видно, что если k, расходы на межполетное обслуживание составляют 15-20% от стоимости многоразовой системы, то в общем то эта многоразовость - до задницы дверца. При этом не важно 10 раз у вас летает многоразовая система, 25, 100 или 1000 раз.
Если многоразовая система ПРИХОТЛИВА (то есть требует сложного тщательного межполетного обслуживания) то в ней по-сути и нет особого смысла. Поэтому битва за надежность многого стоит!
А для этого прежде всего надо избавиться от особо нагруженных элементов. ТНА обычного ЖРД - самое узкое место в современных многоразовых системах.
Это сообщение редактировалось 15.05.2021 в 23:03
A.s.> То есть все еще хуже чем я думал.
Xan>> P = rho * v2 / 2
A.s.> Или
A.s.>
A.s.> Не густо... Особенно если качать водород (с его плотностью)...
A.s.>
Стоп. Не так... А радиус куда делся? Гм...
То есть... должно быть так?
То есть то что радиус колеса в 30 раз больше, означает что обороты могут быть в 30 раз меньше (не корень из 30)?
И при 1000 оборотах в минуту у 3-х метрового колеса, давление будет как у нормального высокоскоростного компрессора при 30 000 об/мин? Ну не считая доп. давления при торможении?
Xan>> P = rho * v2 / 2
A.s.> Или
A.s.>
A.s.> Не густо... Особенно если качать водород (с его плотностью)...
A.s.>
Стоп. Не так... А радиус куда делся? Гм...
То есть... должно быть так?
То есть то что радиус колеса в 30 раз больше, означает что обороты могут быть в 30 раз меньше (не корень из 30)?
И при 1000 оборотах в минуту у 3-х метрового колеса, давление будет как у нормального высокоскоростного компрессора при 30 000 об/мин? Ну не считая доп. давления при торможении?
Это сообщение редактировалось 15.05.2021 в 23:02
Fakir
Этому баяну за 80 перевалило. И никому за это время он оказался не нужен. Наверное, неспроста.
Fakir> Этому баяну за 80 перевалило. И никому за это время он оказался не нужен. Наверное, неспроста.
А может время не настало еще?
Факир, голубчик, креститесь! Какие 80!!!
Космической эре 60!
Кстати. Удивительно что подобную систему не предложили во времена Циолковского.
Ведь в эпоху до фон-Брауна, когда появилась активная система стабилизации ракеты, вопрос ее стабилизации у пионЭров космонавтики не хотел решаться. И предложи кто-нибудь именно такой "герон", он бы носился бы с этим как с писаной торбой. Мол, я изобрел как стабилизировать ракету в полете используя двигатель как стабилизирующий маховикт.
О "время не настало".
Смысл система имела бы, если бы многоразовость ценилась. Но эпоха многоразовых ракет никак не может настать. Ибо кому они нужны на самом деле эти многоразовые ракеты?
По-сути - никому.
Ну разве что Маску? Но он "хочет странного" ©. Это - не в счет. Это прымхи богатых. Объективной небходимости нет. Объективно до сих пор нужны были ракеты-носители для доставки "тепла и света" потенциальному партнеру. А мирный космос - лишь попутное использование, легкая конверсия базовых ракетных технологий.
Вот время и не настало.
А может время не настало еще?
Факир, голубчик, креститесь! Какие 80!!!
Космической эре 60!
Кстати. Удивительно что подобную систему не предложили во времена Циолковского.
Ведь в эпоху до фон-Брауна, когда появилась активная система стабилизации ракеты, вопрос ее стабилизации у пионЭров космонавтики не хотел решаться. И предложи кто-нибудь именно такой "герон", он бы носился бы с этим как с писаной торбой. Мол, я изобрел как стабилизировать ракету в полете используя двигатель как стабилизирующий маховикт.
О "время не настало".
Смысл система имела бы, если бы многоразовость ценилась. Но эпоха многоразовых ракет никак не может настать. Ибо кому они нужны на самом деле эти многоразовые ракеты?
По-сути - никому.
Ну разве что Маску? Но он "хочет странного" ©. Это - не в счет. Это прымхи богатых. Объективной небходимости нет. Объективно до сих пор нужны были ракеты-носители для доставки "тепла и света" потенциальному партнеру. А мирный космос - лишь попутное использование, легкая конверсия базовых ракетных технологий.
Вот время и не настало.
Вращ. ЖРД с подачей топлива ц.-б. силой предлагался еще в 30-е на конф-ях по изуч. стратосферы.
Fakir> Вращ. ЖРД с подачей топлива ц.-б. силой предлагался еще в 30-е на конф-ях по изуч. стратосферы.
Что серьезно? Не знал. Кем? Что конкретно? Есть где почитать подробней?
Я согласен с вашим скепсисом.
И тем не менее. А вдруг действительно "время не пришло"?
Ну как у всяких там космических пушек...
Если идея пока не востребована, не факт что будут всегда не востребована.
Просто нет задачи под такие пусковые системы.
Так может и с этой идеей?
Вот сейчас лопнет чудо Маска, выяснится что второй заход на многоразовость оказался таким же провалом как и первый и начнут тогда рпеу чесать: а в чем, собственно затык? И выснится, что двигатели что на "шаттле", что на "фалконах" - одноразовые по-сути. И значит...
Мога быть?
ЗЫ
Ага... Нашел тут кое-что...
http://files.balancer.ru/cache/forums/attaches/45/6b/800x600/456b127716cfbf2d7e88edbab2d66941.jpg [can't get icon's size]
Гм...
Fakir> Не, тогда уж не во вращательное сопел - там стационарное состояние достижимо - а у струи газа (из отдельного сопла) как целого появляется трансверсальная компонента скорости, можно сказать, что "общая струя" такого ЖРД (из всех сопел) закручена и обладает собственной кин. энергией вращения, конечно, это потери.
Fakir> Но вообще конечно в те древние времена думали не об энергетике по ср. с нормальной насосной подачей, а о простоте, технологичности и дешевизне.
А кстати, интересно, а какие потери будут при вращении ракетного выхлопа?
Выше чем вот тут?
Я про тягу под явным углом у шаттла. Такой угол - ЯВНЫЕ потери эффективности двигателя. Верно?
И тем не менее на них ТУТ идут. То есть суть не в том есть потери или нет. Суть в велечине.
Да, допустим, выхлоп турбо-ЖРД будет вращаться с теми же примерно 1000 об/мин что и ротор. То есть при радиусе 3 метра линейная скорость этого вращения эм... 314 м/с (если не ошибаюсь). При скорости истечения из сопла 3500 м/с это десятая скорости истечения. То есть в итоге проекция на ось тяги (по пифагору) 3486 м/с. 0,996 от номинала...
При этом я не понял почему все-таки энегетика такой схемы чисто теоретически получается не лучше чему у схемы с открытым циклом? По-идее она будет "не лучше" чем у закрытого цикла. Но должна быть явно лучше чем у открытого. Ведь вся энергия реактивной турбины, потраченная на создание давления компонентов, по-сути опять же и возвращается в камеру сгорания в виде этого самого давления, внутренней энергии потока компонентов (U=P*V)!
И при этом никакого расхода МАССЫ на сторону, мимо камеры сгорания (как у открытого цикла) в данной схеме нет. Это тот же "закрытый цикл".
Значит она однозначно должна быть хотя бы теоретически лучше любого открытого цикла.
Другое дело что у реактивной турбины собственно кпд может быть похуже чем у активной (ТНА). То есть по-идее такая схем может быть по эффективности где-то по-середине между открытым циклом и закрытым. Но уж никак не хуже открытого цикла.
Или я где-то торможу?
Что серьезно? Не знал. Кем? Что конкретно? Есть где почитать подробней?
Я согласен с вашим скепсисом.
И тем не менее. А вдруг действительно "время не пришло"?
Ну как у всяких там космических пушек...
Если идея пока не востребована, не факт что будут всегда не востребована.
Просто нет задачи под такие пусковые системы.
Так может и с этой идеей?
Вот сейчас лопнет чудо Маска, выяснится что второй заход на многоразовость оказался таким же провалом как и первый и начнут тогда рпеу чесать: а в чем, собственно затык? И выснится, что двигатели что на "шаттле", что на "фалконах" - одноразовые по-сути. И значит...
Мога быть?
ЗЫ
Ага... Нашел тут кое-что...
ТНА-трёп [Fakir#17.11.19 20:09]
… http://files.balancer.ru/cache/f orums/attaches/45/6b/640x480/456 b127716cfbf2d7e88edbab2d66941.jp g [can't get icon's size] Наконец-то я нашёл, откуда растут эти ноги! М. В. Мачинский и А. Н. Ш т е р н. Лен. Общ. изучения реактивного движения при Леносоавиахиме. Проблема двигателей прямой реакции (Труды всесоюзной конференции по изучению стратосферы - 1935) Энергия, затрачиваемая на подачу горючего и жидкого кислорода из баков, находящихся под низким давлением, в систему камеры горения, в…// Космическийhttp://files.balancer.ru/cache/forums/attaches/45/6b/800x600/456b127716cfbf2d7e88edbab2d66941.jpg [can't get icon's size]
Гм...
Fakir> Не, тогда уж не во вращательное сопел - там стационарное состояние достижимо - а у струи газа (из отдельного сопла) как целого появляется трансверсальная компонента скорости, можно сказать, что "общая струя" такого ЖРД (из всех сопел) закручена и обладает собственной кин. энергией вращения, конечно, это потери.
Fakir> Но вообще конечно в те древние времена думали не об энергетике по ср. с нормальной насосной подачей, а о простоте, технологичности и дешевизне.
А кстати, интересно, а какие потери будут при вращении ракетного выхлопа?
Выше чем вот тут?
Я про тягу под явным углом у шаттла. Такой угол - ЯВНЫЕ потери эффективности двигателя. Верно?
И тем не менее на них ТУТ идут. То есть суть не в том есть потери или нет. Суть в велечине.
Да, допустим, выхлоп турбо-ЖРД будет вращаться с теми же примерно 1000 об/мин что и ротор. То есть при радиусе 3 метра линейная скорость этого вращения эм... 314 м/с (если не ошибаюсь). При скорости истечения из сопла 3500 м/с это десятая скорости истечения. То есть в итоге проекция на ось тяги (по пифагору) 3486 м/с. 0,996 от номинала...
При этом я не понял почему все-таки энегетика такой схемы чисто теоретически получается не лучше чему у схемы с открытым циклом? По-идее она будет "не лучше" чем у закрытого цикла. Но должна быть явно лучше чем у открытого. Ведь вся энергия реактивной турбины, потраченная на создание давления компонентов, по-сути опять же и возвращается в камеру сгорания в виде этого самого давления, внутренней энергии потока компонентов (U=P*V)!
И при этом никакого расхода МАССЫ на сторону, мимо камеры сгорания (как у открытого цикла) в данной схеме нет. Это тот же "закрытый цикл".
Значит она однозначно должна быть хотя бы теоретически лучше любого открытого цикла.
Другое дело что у реактивной турбины собственно кпд может быть похуже чем у активной (ТНА). То есть по-идее такая схем может быть по эффективности где-то по-середине между открытым циклом и закрытым. Но уж никак не хуже открытого цикла.
Или я где-то торможу?
Это сообщение редактировалось 18.05.2021 в 08:27
Bredonosec
A.s.> Я про тягу под явным углом. Это ЯВНЫЕ потери. Верно?
A.s.> И тем не менее на них идут.
А то, что тяга несимметрична, мысли не возникает?
И если без угла - все тупо опрокинется на взлете.
А так - вектор тяги проходит через цм, момента на вращение нет.
Банальщина же.
A.s.> И тем не менее на них идут.
А то, что тяга несимметрична, мысли не возникает?
И если без угла - все тупо опрокинется на взлете.
А так - вектор тяги проходит через цм, момента на вращение нет.
Банальщина же.
Bredonosec> Банальщина же.
Банальщина!
А вы думаете я не понимаю зачем тяга под углом?
Но вопрос в чем?
КРИВОЙ шаттл - куда более совершенная ракета чем красивый, симметричный "Сатурн-5"
Почему?
А это очевидно. Они одинаково выводили на НОО по 120 тонн. Но Сатурн на старте весил 3000 тонн, а шаттл всего 2000... (и был явно компактней). То есть шаттл как РАКЕТА - более совершенная (красивая) машина. Хотя внешне и более кривая-косая (двигатели у нее точно "стояли криво").
Там еще был удивительный финт. Я только у Маллейна ("Верхом на ракете") узнал, что эта доробла (шаттл) вынужден был при вертикальном подъеме (пробивая атмосферу) после преодоления звукового барьера (где-то между 8 и 16 км высоты) "притормаживать"... Сбрасывать тягу трех маршевых двигателей. Трясло нещадно же эту раскоряку набегающим напором воздуха! Ну а когда дальше давление барометрически падало (с подъемом ) маршевым опять давалась полная тяга ("Челенджер" именно в этот момент и жахнул)... То есть и аэродинамически эта конструкция была дороблой. Но на это шли.
Мораль? Некоторые явные минусы - не повод отказываться от концепции. Вопрос в балансе плюсов и минусов.
Банальщина!
А вы думаете я не понимаю зачем тяга под углом?
Но вопрос в чем?
КРИВОЙ шаттл - куда более совершенная ракета чем красивый, симметричный "Сатурн-5"
Почему?
А это очевидно. Они одинаково выводили на НОО по 120 тонн. Но Сатурн на старте весил 3000 тонн, а шаттл всего 2000... (и был явно компактней). То есть шаттл как РАКЕТА - более совершенная (красивая) машина. Хотя внешне и более кривая-косая (двигатели у нее точно "стояли криво").
Там еще был удивительный финт. Я только у Маллейна ("Верхом на ракете") узнал, что эта доробла (шаттл) вынужден был при вертикальном подъеме (пробивая атмосферу) после преодоления звукового барьера (где-то между 8 и 16 км высоты) "притормаживать"... Сбрасывать тягу трех маршевых двигателей. Трясло нещадно же эту раскоряку набегающим напором воздуха! Ну а когда дальше давление барометрически падало (с подъемом ) маршевым опять давалась полная тяга ("Челенджер" именно в этот момент и жахнул)... То есть и аэродинамически эта конструкция была дороблой. Но на это шли.
Мораль? Некоторые явные минусы - не повод отказываться от концепции. Вопрос в балансе плюсов и минусов.
Это сообщение редактировалось 16.05.2021 в 01:33
A.s.> А вы думаете я не понимаю зачем тяга под углом?
А зачем спрашивать тогда?
A.s.> КРИВОЙ шаттл - куда более совершенная ракета чем красивый, симметричный "Сатурн-5"
A.s.> Почему?
Точно НЕ благодаря кривизне.
А зачем спрашивать тогда?
A.s.> КРИВОЙ шаттл - куда более совершенная ракета чем красивый, симметричный "Сатурн-5"
A.s.> Почему?
Точно НЕ благодаря кривизне.
Bredonosec> А так - вектор тяги проходит через цм, момента на вращение нет.
Кстати...
A.s.> Или я где-то торможу?
Кажется таки торможу...
Все уверены что выхлоп такого двигателя будет вращаться?
А если подумать тщательней?
В ИДЕАЛЕ никакого вращения выхлопа не будет.
Ведь сопла стоят под таким углом, что на максимуме тяги крутящая ПРОЕКЦИЯ скорости выхлопа должна (и будет) равняться скорости вращения. То есть относительно продольной оси "пепелаца" эта проекция в итоге будет = 0.
Никакого вращения выхлопа не будет (и потери энергии на это вращение).
И кстати. В этом случае РЕАКТИВНАЯ турбина (Герон) будет иметь идеальный КПД как движитель...
Ведь... Мгновенная эффективность ракетного движителя:
То есть в первом приближении (гладко было на бумаге...), чисто теоретически, этот двигатель ничем не должен отличаться по эффективности от двигателя закрытого цикла.
Кстати...
A.s.> Или я где-то торможу?
Кажется таки торможу...
Все уверены что выхлоп такого двигателя будет вращаться?
А если подумать тщательней?
В ИДЕАЛЕ никакого вращения выхлопа не будет.
Ведь сопла стоят под таким углом, что на максимуме тяги крутящая ПРОЕКЦИЯ скорости выхлопа должна (и будет) равняться скорости вращения. То есть относительно продольной оси "пепелаца" эта проекция в итоге будет = 0.
Никакого вращения выхлопа не будет (и потери энергии на это вращение).
И кстати. В этом случае РЕАКТИВНАЯ турбина (Герон) будет иметь идеальный КПД как движитель...
Ведь... Мгновенная эффективность ракетного движителя:
То есть в первом приближении (гладко было на бумаге...), чисто теоретически, этот двигатель ничем не должен отличаться по эффективности от двигателя закрытого цикла.
Bredonosec> Точно НЕ благодаря кривизне.
И тем не менее, ясно что некоторая "кривизна" (у в целом совершенных машин) допустима. Верно?
Вон китайские ракеты тоже вектором тяги слегка "косят":
Видимо есть смысл? Можно себе позволить?
Это к тому, что не все золото что блестит.
Да. Карусел выгдялит стремно... Но 1000 оборотов в минуту это даже не стандартные для обычного асинхронного электромотора 3000 оборотов в минуту. Не думаю что возникающие при 1000 об/мин. центробежные проблемы на колесе будут какими-то запредельно-сложными (создающими некие сверхпроблемы). Я думаю, что в целом, все-таки решить проблемы с механической надежностью такого колеса проще чем с гидравлическими, газодинамическими нагрузками в типичном закрытом цикле типа "Раптор":
Нет. Я не спорю. Если в том же "Рапторе" (или подобном ему почти идеальном уже двигателе) почти совершенном ЖРД получится довести и надежность их множественных пусков и длительность работы до состояния обычных авиационных ТРД, то вопрос о чудо-карусели снимается. Действительно, зачем городить "карусель"?
А если нет?
Весь смысл "карусели" не превзойти по эффективности уже имеющиеся ЖРД закрытого цикла. Глупо и пытаться. Эти машины уже близки к совершенству. Вообще близки к теоретическому потолку. Одна в них проблема - капризность. Недолговечность. И в попытке это побороть и был придуман, видимо, такой странный двигатель.
И тем не менее, ясно что некоторая "кривизна" (у в целом совершенных машин) допустима. Верно?
Вон китайские ракеты тоже вектором тяги слегка "косят":
Видимо есть смысл? Можно себе позволить?
Это к тому, что не все золото что блестит.
Да. Карусел выгдялит стремно... Но 1000 оборотов в минуту это даже не стандартные для обычного асинхронного электромотора 3000 оборотов в минуту. Не думаю что возникающие при 1000 об/мин. центробежные проблемы на колесе будут какими-то запредельно-сложными (создающими некие сверхпроблемы). Я думаю, что в целом, все-таки решить проблемы с механической надежностью такого колеса проще чем с гидравлическими, газодинамическими нагрузками в типичном закрытом цикле типа "Раптор":
Нет. Я не спорю. Если в том же "Рапторе" (или подобном ему почти идеальном уже двигателе) почти совершенном ЖРД получится довести и надежность их множественных пусков и длительность работы до состояния обычных авиационных ТРД, то вопрос о чудо-карусели снимается. Действительно, зачем городить "карусель"?
А если нет?
Весь смысл "карусели" не превзойти по эффективности уже имеющиеся ЖРД закрытого цикла. Глупо и пытаться. Эти машины уже близки к совершенству. Вообще близки к теоретическому потолку. Одна в них проблема - капризность. Недолговечность. И в попытке это побороть и был придуман, видимо, такой странный двигатель.
Это сообщение редактировалось 16.05.2021 в 02:09
- stas27 [16.05.2021 06:55]: Назначено лого темы: /files.balancer.ru/forums/attaches/2021/05/15-9722061-pic-8.jpg
A.s.> https://astronomy.ru/forum/index.php?action=dlattach;topic=167032.0;attach=1380750;image
Откуда эта картинка, кто автор, в каких предположениях? Параметр b взят заниженным. Такое подозрение, что брали цену бензина с заправки. Даже не авиакеросина. А ракетные топлива - как правило, даже не авиакеросин, а несколько отличаются, т.е. отдельное специальное производство, гораздо меньших объёмов, и с другой ценой. Плюс окислитель - даже ЖК тоже может быть не совсем обычным. И даже метан. Не говоря о ЖВ. Что уж говорить о вонючке.
При Союзе доля цены топлива колебалась от 1-3% для Союзов до ~10% для Протонов.
Откуда эта картинка, кто автор, в каких предположениях? Параметр b взят заниженным. Такое подозрение, что брали цену бензина с заправки. Даже не авиакеросина. А ракетные топлива - как правило, даже не авиакеросин, а несколько отличаются, т.е. отдельное специальное производство, гораздо меньших объёмов, и с другой ценой. Плюс окислитель - даже ЖК тоже может быть не совсем обычным. И даже метан. Не говоря о ЖВ. Что уж говорить о вонючке.
При Союзе доля цены топлива колебалась от 1-3% для Союзов до ~10% для Протонов.
A.s.>> https://astronomy.ru/forum/index.php?action=dlattach;topic=167032.0;attach=1380750;image
Fakir> Откуда эта картинка, кто автор, в каких предположениях?
Не шуми. Яинвалид рисовал.
Fakir> Параметр b взят заниженным. Такое подозрение, что брали цену бензина с заправки.
Брали/л с этой картинки (неправильно тут на Авиабазе с картинками движок работает).
И график придуман мной (из головы, заметьте!) по мотивам этой вот картинки.
А сами картинки взяты как скрин-шоты из широко известной "у нашей молодежи" кинЫ... И между прочим все придумано в качестве полемики (в смысле так ли все красиво как все пытаются представить в церкви святого Маска?)
Fakir>Даже не авиакеросина. А ракетные топлива - как правило, даже не авиакеросин, а несколько отличаются, т.е. отдельное специальное производство, гораздо меньших объёмов, и с другой ценой. Плюс окислитель - даже ЖК тоже может быть не совсем обычным. И даже метан. Не говоря о ЖВ. Что уж говорить о вонючке.
Fakir> При Союзе доля цены топлива колебалась от 1-3% для Союзов до ~10% для Протонов.
Ну у Протонов синтетика. Ясное дело. В два-три раза дороже "экологичного" топлива. Но обратите внимание. Я поверю в ваши цифры. Но цену ракет (и вообще труда) при Союзе надо же наверное учитыввать? Да, там топливо могло оказаться в 10 раз дороже ТОГДА, ибо труд был в 10 раз дешевле (и это я не считаю пороком. Напротив.) А мы теперь в международной же системе разделения труда считаем! И там получается именно так, в примерно 10 раз дешевле.
А в глобальном мире топливо от стоимости новой системы получается как не верти 0.3%, не более полпроцента! У Маска!!! При этом. Заметьте. Если мы/я спорим с маскофилами (по поводу есть ли смысл в многоразовости?), то надо брать (как в юриспруденции) в пользу обвиняемой стороны (оппонента).
Верно? Вот я и взял.
Мы на Астрофоруме проверяли. Искали конкретные цифры по компонентам. В целом по порядку все верно. При 500 тоннах рабочей массы и 200 000 $ за всю заправку получаем по ~400 $/тонну (не важно чего).
Цена ключевых ракетных компонентов в итоге сбора из разных источников у меня получилась:
Кислород (жидкий) 100-160 $/тонну
Керосин 600-700 $/тонну
Метан (жидкий) 270-300 $/тонну
Водород (жидкий) 3 700-4 000 $/тонну
Вот цитаты с Астрафорума где есть ссылки на источники откуда цифры:
Я к этому всему пытался посчитать СИНТЕЗИРОВАННОЕ топливо. Скажем, сколько будет стоить водород на Луне при электролизе и достаточно дорогой цене электроэнергии (0.07 $/квт*час). И вот там со скрипом, но мне таки удалосьнатянуть поднять цену в 10 раз. Как у вас тут.
И, если хотите, вот тот же график для данного случая (топливо 4% от стоимости полностью многоразовой системы):
Суть не сильно меняется. А суть такова, что во-первых, нет большого смысла для многоразовой системе накручивать число полетов до выхода на пенсию системы. Посмотрите: n=100 мало отличается от n=1000. Во-вторых, стоимость межполетного обслуживания в стоимости новой системы (k) - ключевой параметр (для чего и строились кривые).
В общем-то банальщина. Но на графике эта банальщина видно что называется "вся сразу".
У меня была мысль еще как-то поиграться с этим k. Ну как "художник" разложить на компоненты (зависимые от частоты пусков, независимые от частоты...). Но пока это "в творческих планах".
Кстати. Нашел и с интересом читаю ТНА-треп от начала...
Fakir> Откуда эта картинка, кто автор, в каких предположениях?
Не шуми. Я
Fakir> Параметр b взят заниженным. Такое подозрение, что брали цену бензина с заправки.
Брали/л с этой картинки (неправильно тут на Авиабазе с картинками движок работает).
И график придуман мной (из головы, заметьте!) по мотивам этой вот картинки.
А сами картинки взяты как скрин-шоты из широко известной "у нашей молодежи" кинЫ... И между прочим все придумано в качестве полемики (в смысле так ли все красиво как все пытаются представить в церкви святого Маска?)
Fakir>Даже не авиакеросина. А ракетные топлива - как правило, даже не авиакеросин, а несколько отличаются, т.е. отдельное специальное производство, гораздо меньших объёмов, и с другой ценой. Плюс окислитель - даже ЖК тоже может быть не совсем обычным. И даже метан. Не говоря о ЖВ. Что уж говорить о вонючке.
Fakir> При Союзе доля цены топлива колебалась от 1-3% для Союзов до ~10% для Протонов.
Ну у Протонов синтетика. Ясное дело. В два-три раза дороже "экологичного" топлива. Но обратите внимание. Я поверю в ваши цифры. Но цену ракет (и вообще труда) при Союзе надо же наверное учитыввать? Да, там топливо могло оказаться в 10 раз дороже ТОГДА, ибо труд был в 10 раз дешевле (и это я не считаю пороком. Напротив.) А мы теперь в международной же системе разделения труда считаем! И там получается именно так, в примерно 10 раз дешевле.
А в глобальном мире топливо от стоимости новой системы получается как не верти 0.3%, не более полпроцента! У Маска!!! При этом. Заметьте. Если мы/я спорим с маскофилами (по поводу есть ли смысл в многоразовости?), то надо брать (как в юриспруденции) в пользу обвиняемой стороны (оппонента).
Верно? Вот я и взял.
Мы на Астрофоруме проверяли. Искали конкретные цифры по компонентам. В целом по порядку все верно. При 500 тоннах рабочей массы и 200 000 $ за всю заправку получаем по ~400 $/тонну (не важно чего).
Цена ключевых ракетных компонентов в итоге сбора из разных источников у меня получилась:
Кислород (жидкий) 100-160 $/тонну
Керосин 600-700 $/тонну
Метан (жидкий) 270-300 $/тонну
Водород (жидкий) 3 700-4 000 $/тонну
Вот цитаты с Астрафорума где есть ссылки на источники откуда цифры:
Для шаттла, согласно информационному бюллетеню НАСА за 2001 г .:
НАСА покупало водород по 98 центов за галлон. Галлон жидкого водорода весит 0,2679 кг, поэтому они платили 3,66 доллара за кг жидкого водорода.
НАСА закупало кислород по 67 центов за галлон. Галлон жидкого кислорода весит 4,322 кг, поэтому они платили 0,16 доллара за кг жидкого кислорода.
Итого:
384070 галлонов жидкого водорода во внешнем баке шаттла по цене 376390 долларов. И 141750 галлонов жидкого кислорода по цене 94970 долларов.
Крупнооптовая цена жидкого метана на заводе без доставки что-то около $5,1/MBTU или около 270 $/тонну (некоторые цифры скажем тут упоминаются 404 - ВЕДОМОСТИ.
Я к этому всему пытался посчитать СИНТЕЗИРОВАННОЕ топливо. Скажем, сколько будет стоить водород на Луне при электролизе и достаточно дорогой цене электроэнергии (0.07 $/квт*час). И вот там со скрипом, но мне таки удалось
И, если хотите, вот тот же график для данного случая (топливо 4% от стоимости полностью многоразовой системы):
Суть не сильно меняется. А суть такова, что во-первых, нет большого смысла для многоразовой системе накручивать число полетов до выхода на пенсию системы. Посмотрите: n=100 мало отличается от n=1000. Во-вторых, стоимость межполетного обслуживания в стоимости новой системы (k) - ключевой параметр (для чего и строились кривые).
В общем-то банальщина. Но на графике эта банальщина видно что называется "вся сразу".
У меня была мысль еще как-то поиграться с этим k. Ну как "художник" разложить на компоненты (зависимые от частоты пусков, независимые от частоты...). Но пока это "в творческих планах".
Кстати. Нашел и с интересом читаю ТНА-треп от начала...
Это сообщение редактировалось 16.05.2021 в 19:38
Naib
A.s.> Мы на Астрофоруме проверяли. Искали конкретные цифры по компонентам. В целом по порядку все верно. При 500 тоннах рабочей массы и 200 000 $ за всю заправку получаем по ~400 $/тонну (не важно чего).
A.s.> Цена ключевых ракетных компонентов в итоге сбора из разных источников у меня получилась:
A.s.> Кислород (жидкий) 100-160 $/тонну
A.s.> Керосин 600-700 $/тонну
A.s.> Метан (жидкий) 270-300 $/тонну
A.s.> Водород (жидкий) 3 700-4 000 $/тонну
Скорее считай - 1 кг = 1 $. Это будет ближе к истине. Не забудь об очень строгих требованиях к чистоте компонентов топлива. 1% аргона в кислороде = серьёзные потери в УИ. Немного сероводорода в метане = засульфидирование и прогар Раптора. В общем, деталей там хватает и сильно дёшево не получится.
A.s.> Цена ключевых ракетных компонентов в итоге сбора из разных источников у меня получилась:
A.s.> Кислород (жидкий) 100-160 $/тонну
A.s.> Керосин 600-700 $/тонну
A.s.> Метан (жидкий) 270-300 $/тонну
A.s.> Водород (жидкий) 3 700-4 000 $/тонну
Скорее считай - 1 кг = 1 $. Это будет ближе к истине. Не забудь об очень строгих требованиях к чистоте компонентов топлива. 1% аргона в кислороде = серьёзные потери в УИ. Немного сероводорода в метане = засульфидирование и прогар Раптора. В общем, деталей там хватает и сильно дёшево не получится.
Naib> Скорее считай - 1 кг = 1 $. Это будет ближе к истине. Не забудь об очень строгих требованиях к чистоте компонентов топлива. 1% аргона в кислороде = серьёзные потери в УИ. Немного сероводорода в метане = засульфидирование и прогар Раптора. В общем, деталей там хватает и сильно дёшево не получится.
Да, в целом согласен. В принципе я и так назначил за кислород 100-160 $/т с учетом особой чистоты. Везде, где рекламируют всякие промышленные ожиживатели воздуха (и жидкий кислород на нашем оборудовании, недорого!!!) говорят о себестоимости покупателю оборудования жидкого кислорода из воздуха в 80$/т. Значит NASA покупая жидкий кислород для шаттлов в 2001 переплачивает вдвое за особую чистоту. Но не порядок же!
То же и по метану. Ясно что жидкий метан для котлов и газовых турбин-геренароров будет где-то 270 $/т Хорошо. Пусть рафинированный будет в два раза дороже. 500 $/т.
Даже приняв ваше "заднее слово" 1 кг=1 $, что получается? Усредненная стоимость компонентов (рабочего тела) 1000 $/т. По "мурзилке" выше, Маск платит на заправку каждого "фалкона-9" 400 $/т. Все равно игра идет в районе 0.3-0.5% от стоимости системы (новой ракеты) если стоимость таковой считать 62 миллионов $ (и согласитесть, это божеская цена за ракету!).
Интересно вот что.
Объект для сравнения (и своего рода эталон многоразовой системы). Транспортный самолет Ил-76.
Одна заправка примерно 60 тонн. При цене авиационного керосина 600-700 $/т мы получаем стоимость одной заправки 37-43 тысячи долларов. При собственной стоимости самолета в 27 миллионов долларов, получается что b у этой многоразовой системы 0,0014-0,0016.
Не очень и далеко от 0.003-0.004 у "типичной" сейчас ракеты.
То есть топливо не так уж и "садит" многоразовость системы "Ракера" по сравнению с системой "Ил-76".
Это если бы у нас была полностью многоразовая система типа пепелаца "Ротан"
Конечно, у того же Маска в расходники надо списать помимо топлива и одноразовую вторую ступень, и (возможно) обтекатель (хотя он сейчас его уже ловит тоже). То есть 0.2 миллиона (топлив)+ 12 миллионов (вторая ступень). Таким образом считая многоразовой лишь первую ступень (40 миллионов) плюс обтекатель (6 миллионов не зря же они за ним по всему океану гоняются!) мы получаем для системы b = (0,2+12)/(40+6) = 0,265
Это сильно изменит график (см прикрепленный ниже).
Но все равно мы по нему видим что Маск должен по-идее тратить на межпусковое обслуживание не более k=0,3 что бы иметь двойную выгоду от многоразовости. Считая базовой единицей 40 миллионов (стоимость первой ступени) мы получаем что межпусковое обслуживание должно ему стоить 8 миллионов.
Везде говорят о 4 или даже о 1 миллионе.
Врут, разумеется...
Но самое интересное. Нет особой разницы сколько у него летает многоразовый блок. 10, 25 или 100 раз. Величина выигрыша по сравнению с одноразовой системой будет все равно в районе 2-2.3.
Сколько он действительно тратит на межпусковое обслуживание? Сюда же входит и ремонт тех же "мерлинов" баржа, гонки за обтекателями, в общем масса всего. И все 8 миллионов? Вопрос холиварный.
Да, в целом согласен. В принципе я и так назначил за кислород 100-160 $/т с учетом особой чистоты. Везде, где рекламируют всякие промышленные ожиживатели воздуха (и жидкий кислород на нашем оборудовании, недорого!!!) говорят о себестоимости покупателю оборудования жидкого кислорода из воздуха в 80$/т. Значит NASA покупая жидкий кислород для шаттлов в 2001 переплачивает вдвое за особую чистоту. Но не порядок же!
То же и по метану. Ясно что жидкий метан для котлов и газовых турбин-геренароров будет где-то 270 $/т Хорошо. Пусть рафинированный будет в два раза дороже. 500 $/т.
Даже приняв ваше "заднее слово" 1 кг=1 $, что получается? Усредненная стоимость компонентов (рабочего тела) 1000 $/т. По "мурзилке" выше, Маск платит на заправку каждого "фалкона-9" 400 $/т. Все равно игра идет в районе 0.3-0.5% от стоимости системы (новой ракеты) если стоимость таковой считать 62 миллионов $ (и согласитесть, это божеская цена за ракету!).
Интересно вот что.
Объект для сравнения (и своего рода эталон многоразовой системы). Транспортный самолет Ил-76.
Одна заправка примерно 60 тонн. При цене авиационного керосина 600-700 $/т мы получаем стоимость одной заправки 37-43 тысячи долларов. При собственной стоимости самолета в 27 миллионов долларов, получается что b у этой многоразовой системы 0,0014-0,0016.
Не очень и далеко от 0.003-0.004 у "типичной" сейчас ракеты.
То есть топливо не так уж и "садит" многоразовость системы "Ракера" по сравнению с системой "Ил-76".
Это если бы у нас была полностью многоразовая система типа пепелаца "Ротан"
Конечно, у того же Маска в расходники надо списать помимо топлива и одноразовую вторую ступень, и (возможно) обтекатель (хотя он сейчас его уже ловит тоже). То есть 0.2 миллиона (топлив)+ 12 миллионов (вторая ступень). Таким образом считая многоразовой лишь первую ступень (40 миллионов) плюс обтекатель (6 миллионов не зря же они за ним по всему океану гоняются!) мы получаем для системы b = (0,2+12)/(40+6) = 0,265
Это сильно изменит график (см прикрепленный ниже).
Но все равно мы по нему видим что Маск должен по-идее тратить на межпусковое обслуживание не более k=0,3 что бы иметь двойную выгоду от многоразовости. Считая базовой единицей 40 миллионов (стоимость первой ступени) мы получаем что межпусковое обслуживание должно ему стоить 8 миллионов.
Везде говорят о 4 или даже о 1 миллионе.
Врут, разумеется...
Но самое интересное. Нет особой разницы сколько у него летает многоразовый блок. 10, 25 или 100 раз. Величина выигрыша по сравнению с одноразовой системой будет все равно в районе 2-2.3.
Сколько он действительно тратит на межпусковое обслуживание? Сюда же входит и ремонт тех же "мерлинов" баржа, гонки за обтекателями, в общем масса всего. И все 8 миллионов? Вопрос холиварный.
Прикреплённые файлы:
Это сообщение редактировалось 17.05.2021 в 00:32
A.s.> Даже приняв ваше "заднее слово" 1 кг=1 $, что получается? Усредненная стоимость компонентов (рабочего тела) 1000 $/т. По "мурзилке" выше, Маск платит на заправку каждого "фалкона-9" 400 $/т. Все равно игра идет в районе 0.3-0.5% от стоимости системы (новой ракеты) если стоимость таковой считать 62 миллионов $ (и согласитесть, это божеская цена за ракету!).
Ф-9 оценивается в районе 32 млн. 1 ступень - в районе 16 млн. Так что заправка первой ступени стоит аж 2,5% от её общей стоимости при таких раскладах
A.s.> Но все равно мы по нему видим что Маск должен по-идее тратить на межпусковое обслуживание не более k=0,3 что бы иметь двойную выгоду от многоразовости. Считая базовой единицей 40 миллионов (стоимость первой ступени) мы получаем что межпусковое обслуживание должно ему стоить 8 миллионов.
A.s.> Везде говорят о 4 или даже о 1 миллионе.
A.s.> Врут, разумеется...
Может и не врут. Но 4 млн - это верхний предел.
A.s.> Но самое интересное. Нет особой разницы сколько у него летает многоразовый блок. 10, 25 или 100 раз. Величина выигрыша по сравнению с одноразовой системой будет все равно в районе 2-2.3.
Побольше.
A.s.> Сколько он действительно тратит на межпусковое обслуживание? Сюда же входит и ремонт тех же "мерлинов" и массу всего... Вопрос холиварный.
Холиварный вопрос - текущие расходы спайсов, типа зарплаты, налогов, аренд и прочего, напрямую не связанного с пусками и ракетами вообще. Летают ракеты или нет - зарплату сотрудники получают. А возможно и премию. И на фоне этого стоимость экономии на повторных пусках первой ступени сильно нивелируется.
На текущем уровне грузопотока на орбиту смысла в многоразовости пока нет.
Ф-9 оценивается в районе 32 млн. 1 ступень - в районе 16 млн. Так что заправка первой ступени стоит аж 2,5% от её общей стоимости при таких раскладах
A.s.> Но все равно мы по нему видим что Маск должен по-идее тратить на межпусковое обслуживание не более k=0,3 что бы иметь двойную выгоду от многоразовости. Считая базовой единицей 40 миллионов (стоимость первой ступени) мы получаем что межпусковое обслуживание должно ему стоить 8 миллионов.
A.s.> Везде говорят о 4 или даже о 1 миллионе.
A.s.> Врут, разумеется...
Может и не врут. Но 4 млн - это верхний предел.
A.s.> Но самое интересное. Нет особой разницы сколько у него летает многоразовый блок. 10, 25 или 100 раз. Величина выигрыша по сравнению с одноразовой системой будет все равно в районе 2-2.3.
Побольше.
A.s.> Сколько он действительно тратит на межпусковое обслуживание? Сюда же входит и ремонт тех же "мерлинов" и массу всего... Вопрос холиварный.
Холиварный вопрос - текущие расходы спайсов, типа зарплаты, налогов, аренд и прочего, напрямую не связанного с пусками и ракетами вообще. Летают ракеты или нет - зарплату сотрудники получают. А возможно и премию. И на фоне этого стоимость экономии на повторных пусках первой ступени сильно нивелируется.
На текущем уровне грузопотока на орбиту смысла в многоразовости пока нет.
Дем
Naib> Скорее считай - 1 кг = 1 $. Это будет ближе к истине. Не забудь об очень строгих требованиях к чистоте компонентов топлива. 1% аргона в кислороде = серьёзные потери в УИ.
Да ладно, вес аргона как у СО2. Откуда серьёзные-то?
Naib> Немного сероводорода в метане = засульфидирование и прогар Раптора. В общем, деталей там хватает и сильно дёшево не получится.
При тех объёмах что планирует Маск - дешевле будет рафинировать самому.
Подозреваю, сероводород можно тупо вымораживать в процессе сжижения.
Naib> На текущем уровне грузопотока на орбиту смысла в многоразовости пока нет.
Но можно снизить квант. Выводить по 250 кг 1000 раз в год...
Да ладно, вес аргона как у СО2. Откуда серьёзные-то?
Naib> Немного сероводорода в метане = засульфидирование и прогар Раптора. В общем, деталей там хватает и сильно дёшево не получится.
При тех объёмах что планирует Маск - дешевле будет рафинировать самому.
Подозреваю, сероводород можно тупо вымораживать в процессе сжижения.
Naib> На текущем уровне грузопотока на орбиту смысла в многоразовости пока нет.
Но можно снизить квант. Выводить по 250 кг 1000 раз в год...
A.s.> Это сильно изменит график (см прикрепленный ниже).
A.s.> Но все равно мы по нему видим что Маск должен по-идее тратить на межпусковое обслуживание не более k=0,3 что бы иметь двойную выгоду от многоразовости. Считая базовой единицей 40 миллионов (стоимость первой ступени) мы получаем что межпусковое обслуживание должно ему стоить 8 миллионов.
A.s.> Везде говорят о 4 или даже о 1 миллионе.
A.s.> Врут, разумеется...
A.s.> Но самое интересное. Нет особой разницы сколько у него летает многоразовый блок. 10, 25 или 100 раз. Величина выигрыша по сравнению с одноразовой системой будет все равно в районе 2-2.3.
так тут же вопрос в том, что зарплату сотрудников вряд ли надо записывать в расход - она платится независимо даже от того, есть ли полёты вообще
А чистый расход на топливо и запчасти запросто и полмиллиона может быть.
Ну и сравнивать надо не с одноразовой, а скажем 10 и 100.
A.s.> Но все равно мы по нему видим что Маск должен по-идее тратить на межпусковое обслуживание не более k=0,3 что бы иметь двойную выгоду от многоразовости. Считая базовой единицей 40 миллионов (стоимость первой ступени) мы получаем что межпусковое обслуживание должно ему стоить 8 миллионов.
A.s.> Везде говорят о 4 или даже о 1 миллионе.
A.s.> Врут, разумеется...
A.s.> Но самое интересное. Нет особой разницы сколько у него летает многоразовый блок. 10, 25 или 100 раз. Величина выигрыша по сравнению с одноразовой системой будет все равно в районе 2-2.3.
так тут же вопрос в том, что зарплату сотрудников вряд ли надо записывать в расход - она платится независимо даже от того, есть ли полёты вообще
А чистый расход на топливо и запчасти запросто и полмиллиона может быть.
Ну и сравнивать надо не с одноразовой, а скажем 10 и 100.
Дем> так тут же вопрос в том, что зарплату сотрудников вряд ли надо записывать в расход
Ну ты отжег...
Ну ты отжег...
Дем>> так тут же вопрос в том, что зарплату сотрудников вряд ли надо записывать в расход
Полл>
Полл> Ну ты отжег...
Имел в виду - в расход на конкретный старт. Уходит у Маска где-то миллиард в год и уходит, независимо от того что они там делают.
А вот топливо и т.д. покупать надо.
Полл>
Полл> Ну ты отжег...
Имел в виду - в расход на конкретный старт. Уходит у Маска где-то миллиард в год и уходит, независимо от того что они там делают.
А вот топливо и т.д. покупать надо.
Copyright © Balancer 1997..2025
Создано 15.05.2021
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 15.05.2021
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
