Страницы: 1 2 3 4 5 ... 23 След.
RSS
Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями
 
Грех не использовать атмосферный кислород как окислитель и атмосферный азот как рабочее тело.



Прямоточный двигатель и обычный двигатель дополняли бы друг друга и работали одновременно с разной отдачей в зависимости от высоты и скорости полёта.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут располагаться по бокам ступени ракеты-носителя.

Опыт применения подобного решения уже был на зенитной ракете 22Д: http://pvo.guns.ru/s75/22d.htm

Но военные не приняли её на вооружение в основном из-за необходимости использовать керосин в качестве топлива для прямоточного двигателя. Керосин не может долго храниться. В современных ракетах гражданского назначения такого ограничения нет, особенно где используется керосин и жидкий кислород.

Как может работать система из двигателей, основанных на разных способах работы.
При старте и разгоне ракеты работают только классические ракетные двигатели. Запуск прямоточных двигателей осуществляется при достижении определённой скорости.
Прямоточные двигатели-ускорители включаются на скорости, при которой работа прямоточных двигателей будет с найбольшей отдачей, не отключая при этом основных ракетных двигателей, но тяга основных классических ракетных двигателей всё-же намеренно уменьшается путём ограничения подачи топлива и окислителя. В качестве топлива можно использовать керосин, как и для основных классических ракетных двигателей.
Жидкий кислород также может подаваться и в прямоточный двигатель для увеличения температуры горения топлива.

Спасибо за внимание! :)

PS
Я не являюсь специалистом в области ракетной техники и в области ракетных двигателей, поэтому то, о чём я сказал выше, не является безупречным и может быть технически неосуществимо. Но эти мысли могут кого-нибудь натолкнуть на новое технически осуществимое решение.


Чтобы не быть голословным[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958197#958197
Добавлено: Вс Июн 24, 2012 20:20
[quote:57728331e2="Посторонний"][quote:57728331e2="Fed"][quote:57728331e2="Посторонний"]
С Вами не согласен!
Жаль, что математически доказать не могу, поэтому буду рассуждать логически.
На малых высотах (до 30-40 км) сила тяготения найбольшая. Это тяготение нужно преодолеть. Как раз на этом участке двигатели должны обеспечивать найбольшую тягу. Следовательно, потребление топлива и окислителя будет найбольшим. Но у нас есть в наличии неограниченный ресурс - атмосферный воздух. Как раз именно на этих высотах. Прямоточные двигатели позволяют его использовать сполна.
Согласен, мои рассуждения не безспорны, так как о многих вещах могу не знать. Но тем не менее....[/quote:57728331e2]

посторонний, я вас зверски разочарую, но сила тяготения на НОО практически равна таковой на поверхности земли (на 10-12 % меньше).[/quote:57728331e2]
Что касается ускорения свобоного падения - Вы совершенно правы.
Но на начальном участке травектории, сразу после старта, именно на высотах до 30 км тратится найбольшее количество топлива и окислителя, которые заливаются в баки первой ступени ракеты-носителя.
Так как сам я не могу пока что провести расчёты скоростей, высоты и расхода топлива, воспользовался программой на Экселе, автор которой, возможно, Кирилл Левин (таким именем названа папка на сервере, где выложена данная замечательная программа): http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Спасибо Автору данной программы, желаю ему здоровья и успехов!
Провёл расчёты на данной программе применительно к ракете-носителю "Зенит 3SL".
Во время старта:
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 325700 кг.
На высоте 1,246 км (на 30-й секунде):
Скорость 344 м/с.
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 251435 кг.
На высоте 30 км (на 100-й секунде):
Скорость 1535 м/с
Суммарная масса топлива (керосин и окислитель) в баках первой ступени ракеты-носителя 78151 кг.

Теперь найдём расход топлива между стартом и 100-й секундой: dM=325700-78151=247549 кг.
Теперь найдём расход топлива между 30-й и 100-й секундой: dM=325700-78151=173284 кг. из них на окислитель приходится около 2/3 всей массы топлива, то есть 115523 кг!!!
Масса всей ракете при старте 470950 кг. В промежутке от 30-й до 100-й секунды ракета расходует оксилителя на 24,5% от начальной массы всей ракеты. Ни много ни мало более 100 тонн, при этом полезная нагрузка чуть более 5 тонн!!!

Согласно расчётам по данной программе, разделение ступеней происходит на высоте 64075 м, что достаточно близко к действительности.

Расчёты делались на ЛибреОффисе, на Экселе не проверял, резльтаты могут отличаться от тех, что только что приведены.

С уважением[/quote:57728331e2]

Попытка определения требуемой скорости движения ракеты с прямоточным двигателем в зависимости от высоты[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958033#958033
Добавлено: Вс Июн 24, 2012 14:59
[quote:57728331e2="Посторонний"]В случае применения прямоточных двигателей придётся учесть особенность - плотность атмосферного воздуха падает с увеличением высоты над уровнем поверхности Земли, закон изменения тот же, что и для давления.
Зависимость плотности воздуха от высоты (упрощённая барометрическая формула):
rho = rho0*exp(-g*(h-h0)/(C^2)); (1)
где rho0 - плотность воздуха на высоте, на которой включается прямотосный двигатель,
g = 9,8 м/с^2 - ускорение свободного падения
h0 - высота, на которой включается прямотосный двигатель
h - высота, на которой работает прямоточный двигатель
(C^2) = R*T/M - квадрат от скорости звука у поверхности Земли, то есть (333 м/с)^2

Для обеспечения нужного динамичесого давления, поступающего в прямоточный двигатель, уменьшение плотности атмосферного воздуха может быть компенсировано увеличением скорости полёта.
Предполагается, что ракета летит строго вертикально.
Динамическое давление:
Pd=(rho*V^2)/2
rho - плотность воздуха на высоте полёта ракеты
V - скорость полёта ракеты
Динамическое давление в момент включения прямоточного двигателя
Pd0=(rho*V0^2)/2
V0 - скорость в момент включения прямоточного двигателя, считаем, что на этой минимальной скорости напор воздуха обеспечивает устойчивую работу прямоточного двигателя.

Если выполняется условие, когда динамическое давление при включении двигателя равно динамическому давлению на каком либо участке полёта после включения прямоточного двигателя, то есть соблюдаем условие Pd=Pd0, тогда
(rho*V^2)/2=(rho0*V0^2)/2
Из формулы (1) следует:
rho0*exp(-g*(h-h0)/(C^2))*V^2=rho0*V0^2.
Получим зависимость требуемой скорости полёта, при которой динамическое давление будет соответствовать динамическому давлению на скорости при которой включили прямоточный двигатель:
V=V0*exp(g*(h-h0)/(2*(C^2))). (2)
Если V0 равна скорости звука, то есть V0=1М(для наглядности считаем именно так), если h0=1500м, тогда получим значения минимальных скоростей полёта в зависимости от разности высот:
если h-h0=5000м, тогда V=1.24725066681008 М
если h-h0=10000м, тогда V=1.555634225858188 М
если h-h0=15000м, тогда V=1.940265825514207 М
если h-h0=20000м, тогда V=2.419997844661405 М
если h-h0=25000м, тогда V=3.018343925432893 М
если h-h0=30000м, тогда V=3.764631473658329 М
если h-h0=35000м, тогда V=4.695439115814563 М
если h-h0=40000м, тогда V=5.856389568165846 М
если h-h0=45000м, тогда V=7.304385793994446 М
если h-h0=50000м, тогда V=9.110400052197646 М
если h-h0=55000м, тогда V=11.3629525400101 М
если h-h0=60000м, тогда V=14.17245013245888 М
если h-h0=65000м, тогда V=17.67659787804194 М
если h-h0=70000м, тогда V=22.04714849032145 М

Как видно из расчёта, прямоточный двигатель будет работать на высотах до 35 км. На больших высотах его можно не выключать, а дополнительно подпитывать кислородом из баков с окислителем.

Расёты ориентировочные и упрощённые, сделаны для предварительной оценки возможности применения на первой ступени ракет-носителей.
Если есть неточности, поправьте.

С уважением[/quote:57728331e2]

Увы, не всё так просто[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=959288#959288
Добавлено: Ср Июн 27, 2012 06:11
[quote:57728331e2="Посторонний"][quote:57728331e2="Дмитрий В."][quote:57728331e2="Посторонний"][quote:57728331e2="Fed"]Посторонний писал(а):

"При старте прямоточные двигатели работать не будут. Они будут включены на 30-й секунде, может и раньше, если будут условия для их запуска."


пардон, так а где изюм? прямоточники выше 35 км работать тож не будут.[/quote:57728331e2]
Прямоточный двигатель будет включен на 30-й секунде (высота чуть более 1 км), а будет выключен (или не выключен, если скорость обеспечит нужный напор воздуха) на 100-й секунде (около 30 км). На этом участке ЖРД израсходует более 100 тонн жидкого кислорода, если говорить о ракете "Зенит". Это огромная масса кислорода, которую можно было бы брать из атмосферного воздуха, в этом случае теоретически, благодаря прямоточным двигателям, мы могли бы не доливать эти самые 100 тонн в баки с жидким кислородом. Ракета во время старта была бы легче на несколько десятков тонн!!! Но это в том случае, если полностью заглушить ЖРД ракеты во время работы прямоточных двигателей, но этого делать не стОитЮ его всё равно придётся включать. Сюжет сказки становится чуть мрачнее, но не настолько, чтобы горевать. :)[/quote:57728331e2]

Проблема в том, что Выпредлагаете экономить на самом дешевом компоненте РН - жидком кислороде, тогда как масса самого дорогого компонента - ДУ сильно растет. Иными словами, массовая отдача у Вас можэет и вырастет, но гораздо меньше, чем стоимость. Второй минус - до 30-й секунды и после 100-й секунды дополнительные ПВРД являются источником вредного сопротивления и паразитной массы (удельная масса СПВРД примерно 0,05-0,1, т.е при тяге 600 тс, масса ПВРД составит 30-60 т). В итоге, думаю, заметного выигрыша по массовой отдаче не получится. И не исключен даже проигрыш. Надо завязывать с такими сказками :wink:[/quote:57728331e2]
Дмитрий!
Вы совершенно правы, что с прямотоные двигатели в их нынешнем виде не смогут заменить ракетные двигатели из-за их громоздкости и относительно малой эффективности. Признаю, с самого начала я не учёл этого.
Конструкции тех прямоточных двигателей в ныненешнем виде не подойдут для ракет-носителей. Они расчитаны на длительную работу в верхних слоях атмосферы и задумывались изначально для летательных аппаратов, летающих горизонтально.
Пока нет оснований утверждать, что прямоточные двигатели нельзя использовать и в ракетной технике, как замену жидкостным ракетным двигателям.

С уважением[/quote:57728331e2]

Glaurung предлагает применить эжекторное сопло[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=962747#962747
Добавлено: Вт Июл 03, 2012 18:03
[quote:57728331e2="Glaurung"][quote:57728331e2="Посторонний"]Уже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.[/quote:57728331e2]
Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала [color=white:57728331e2]эжекторное сопло[/color:57728331e2]? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.[/quote:57728331e2]


Lamort намекает на возможное применение ракетно-прямоточных двигателей[/size:57728331e2]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=963924#963924
[quote:57728331e2="Lamort"][quote:57728331e2="dmdimon"]а речь вообще идет про ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...[/quote:57728331e2]
Ракетно-прямоточный двигатель это комбинация ПВРД и ЖРД или РДТТ, - комбинация с РДТТ практически встречалось чаще, я даже не помню реальной комбинации с ЖРД.

Он имеет то преимущество, что "является ПВРД пока он может им быть", остальное время работает как обычный ракетный двигатель.
В минусе, разумеется, удельный импульс несколько меньше. :)[/quote:57728331e2]
Изменено: Виталий - 20.11.2012 20:33:52 (Исправлены ссылки на изображения)
 
Цитата

Опыт применения подобного решения уже был на зенитной ракете 22Д: http://pvo.guns.ru/s75/22d.htm

Но военные не приняли её на вооружение в основном из-за необходимости использовать керосин в качестве топлива для прямоточного двигателя. Керосин не может долго храниться. В современных ракетах гражданского назначения такого ограничения нет, особенно где используется керосин и жидкий кислород.
Неа. В 17Д и 22Д, разрабатываемых для С-75, не использовался керосин. Там были твердотопливные ГГ, выхлоп которых дожигался в ПВРД.
Для ракеты В-1100 предполагалось использовать керосин с газобаллоной подачей.
А отказались... Не помню, из-за чего. Надо Коровина "Ракеты "Факела" читать - там написано.
 
Вообще, масса у ПВРД отношение масса/тяга для космической ракеты неудовлетворительно из-за того, что её полёт в плотных слоях атмосферы занимает малый участок траектории (плюс - статическое давление и скорость потока на входе в воздухозаборник существенно меняются по высоте).
Другое дело - военные ракеты - для ЗРК либо крылатые большой дальности. Их полёт походит на относительно постоянной высоте на крейсерской скорости.
П. С. не заывайте, что пока что ПВРД эффективны лишь до скоростей 1-1,5 км/с, не более. ГПВРД пока что не вышли за стадию эксперимента.
 
Посторонний

Чуть ли не каждый год приходит очередной пользователь и вспоминает эту абортивную идею... Нет такого и не будет. Не выгодно! Все ВРД рассчитаны на свои узкие диапазоны скоростей, вне которых они убыточны с точки зрения расходов топлива и массы самих себя. МБР Гном сдохла еще не родившись. Наглядный пример ничего не говорит?
 
Почти убедили
 
Цитата
Почти убедили
Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.
 
На конференции Space Access 2012 был человек из Флориды, работающий над вариантом первой ступени для различных ракет. Ступень многоразовая, вертикального взлёта-посадки, выпрыгивает, кажется, на 20 (30?) км на скорости несколько выше 3М. Двигатели - прямоточники.
 
Цитата
Цитата
Почти убедили
Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.
А почему сама ракета не может разгоняться в плотных слоях атмосферы, а затем подниматься вверх?
Речь о самолёте-носителе не идёт. Только ракета сама по себе.
 
Цитата
На конференции Space Access 2012 был человек из Флориды, работающий над вариантом первой ступени для различных ракет. Ступень многоразовая, вертикального взлёта-посадки, выпрыгивает, кажется, на 20 (30?) км на скорости несколько выше 3М. Двигатели - прямоточники.
Стартовики, очевидно, РДТТ?
 
Цитата
Цитата
Цитата
Почти убедили
Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.
А почему сама ракета не может разгоняться в плотных слоях атмосферы, а затем подниматься вверх?
Фишка приведённой мной схемы:
1) Подъём ракетной ступени на определённую высоту (порядка 20 км)
2) Двигатели ракетной ступени работают всё время на оптимальном режиме (давление на срезе близко к нулю).
А профиль полёта - в этом я не копенгаген. Нам на кафедре двигателестроения этого не преподают.
 
Цитата

Речь о самолёте-носителе не идёт. Только ракета сама по себе.
Тогда на ракету будут действовать не только продольные перегрузки, но и  значительные поперечные. Результат - ухудшение массового совершенства.
В любом случае потребуется установка на нулевой ступени крыльев. А это - уже не рактеная схема, а авиационная.
 
Согласен, что на больших высотах прямоточный двигатель может заглохнуть, так как атмосфера там разрежённая.
Понимаю, что время работы прямоточного двигателя будет ограниченным, пока ракета движется в плотных слоях атмосферы.
Я не предлагаю отключать обычный ракетный двигатель. Они должны работать вместе. При уменьшении тяги прямоточного двигателя, тяга обычного ракетного двигателя должна быть снова доведена до номинальной.
А что если в верхних слоях атмосферы вместе с керосином в прямоточный двигатель добавлять ещё и жидкий кислород? Тогда температура горения должна увеличиться и давление воздуха внутри прямоточного двигателя тоже увеличиться. Увы, просчитать не могу этого.
 
Цитата
Цитата
Почти убедили
Выгода получается, если использовать смешанный профиль полёта - первая крылатая ступень с СПВРД/ГПВРД, с неё запускается обычная ракета. Но эта схема также ооочень спорная - затык в создании самолёта-носителя большой грузоподъёмности, способный совершать полёт со скоростью 3-5 М.
Уже согласен с тем, что ракета с прямоточным двигателем должна разгоняться в нижних слоях атмосферы. Тогда может быть, классические ракетные двигатели быстрее выведут ракету в верхние слои атмосферы.
 
Без расчётов, увы, беседа заходит в тупик.
 
Цитата

А что если в верхних слоях атмосферы вместе с керосином в прямоточный двигатель добавлять ещё и жидкий кислород? Тогда температура горения должна увеличиться и давление воздуха внутри прямоточного двигателя тоже увеличиться. Увы, просчитать не могу этого.
Это уже получается многорежимный двигатель, рассчитанный на два режима горения: сжатый воздух+керосин и воздух+ЖК+керосин. Расчёт такого двигателя будет исключительно сложен из-за существенно разных режимов горения (а ведь нужно сделать двигатель, который работает на обоих режимах!).
 
Какова скорость, при которой прямоточные двигатели работают с найбольшей отдачей?
За какое время обычная ракета достигает этой скорости и на какой высоте?
 
Цитата
Какова скорость, при которой прямоточные двигатели работают с найбольшей отдачей?
За какое время обычная ракета достигает этой скорости и на какой высоте?
Выгода ПВРД по сравнению с ТРД начинается с 3-3,5 М.
П. С. могу, конечно, ошибаться.
 
Для средства доставки на орбиту нет ничего эффективнее ЖРД. Скорее наоборот - ЖРД на сверхзвуковом самолете вполне может оказаться.

http://novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3117&start=630
 
Можно ведь сделать комбинированный ПВРД с ЖРД, в нижних слоях работает как ПВРД, а на большей высоте начинаем на вход подавать окислитель из баков ракеты, такой двигатель может работать даже вне атмосферы, а система турбин будет работать как ТНА. но УИ будет меньше и ресурс двигателя очень маленький.
 
Цитата
Можно ведь сделать комбинированный ПВРД с ЖРД, в нижних слоях работает как ПВРД, а на большей высоте начинаем на вход подавать окислитель из баков ракеты, такой двигатель может работать даже вне атмосферы, а система турбин будет работать как ТНА. но УИ будет меньше и ресурс двигателя очень маленький.
Он будет дорогой, так как конструкция будет более сложная. Если более сложный - следовательно менее надёжный.

И установка дополнительных прямоточных двигателей также снижает надёжность, так как деталей в ракете становится больше. В этом случае что-то из ракеты придётся убрать, например, одну ступень. :)
В какой-то мере я был неправ, создав эту тему. :D
Страницы: 1 2 3 4 5 ... 23 След.
Читают тему (гостей: 2)
Журнал Новости Форум Фото Статьи Книги