Страницы: Пред. 1 ... 16 17 18 19 20 ... 23 След.
RSS
Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями
 
Цитата
Цитата
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.

Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.

На странице Википедии, посвящённой прямоточным двигателям (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D1%80%D1%8F%D0%BC%D0%BE%D1%82%D0%BE%D1%87%D0­%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B2%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D1%83%D1%88%D0%BD%D­0%BE-%D1%80%D0%B5%D0%B0%D0%BA%D1%82%D0%B8%D0%B2%D0%BD%D1%8B%D0%B9­_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C), нашёл ссылку на книгу Абрамовича Г. Н. "Прикладная газовая динамика" 1991 года издания, её можно найти в Интернете и скачать. В ней как раз описывается именно такой способ увеличения тяги с помощью эжекторного сопла.

Цитата

...............................................................................
Для одноразовых носителей, думаю, бесперспективно в принципе.

Перспективно, если полезная нагрузка будет в несколько раз увеличена. Иначе - Вы правы.
 
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...
push the human race forward
 
Цитата
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...
Речь идёт о сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателях.
Насчёт бессмысленности - кто знает? Максимальный расход топлива в ракетах-носителях как раз приходится на послестартовый участок траектории полёта. Это уже обсуждалось ранее. В нижних слоях атмосферы давление воздуха будет выше, чем в верхних, в то же время расход компонентов топлива найбольший именно во время разгона ракеты после старта. Атмосферный воздух использовать как рабочее тело и атмосферный кислород как окислитель желательно ЛЮБЫМ СПОСОБОМ - с помощью прямоточных двигателей, либо с помощью эжекторных сопел, как предлагает Glaurung, или каким либо другим способом.

Цитата
Цитата
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.
Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.
 
Цитата
Атмосферный воздух использовать как рабочее тело и атмосферный кислород как окислитель желательно ЛЮБЫМ СПОСОБОМ - с помощью прямоточных двигателей, либо с помощью эжекторных сопел, как предлагает Glaurung, или каким либо другим способом.
А закачивать в двигатели велосипедным насосом можно?
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
 
Цитата
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...
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. :)
La mort toujours avec toi.
 
Цитата
Цитата
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...
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. :)
Если оптимизировать для работы в нижних слоях атмосферы. Как и дополнительное эжекторное сопло, будет в меньшей степени привлекать к себе внимание, чем сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель(СПВРД). Имеется в виду то, что не нужна дополнительная система управления. Конструкция в изготовлении будет дешевле, чем СПВРД. Но в этом случае масса будет больше, чем у жидкостного ракетного двигателя при одинаковой тяге в вакууме, так как понадобится дополнительная камера для повышения давления атмосферного воздуха и дополнительного сопла.
 
все равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.
На какой высоте полмаха у РН? С каким ускорением вообще типично поднимается РН?
Я веду к тому, что рабочий участок (вертикальной) траектории у них будет совсем короткий.
То-есть можно конечно рассматривать что-то типа двигателей SR-71, но это смешно и мало поможет - т.к. рабочий участок все равно будет коротким.

Другое дело допустим при самолетном запуске чего-то некрупного иметь как первую ступень гиперзвуковой аппарат (возвращаемый кстати) и вторую - нормальную, тогда, _может быть_, это может быть выгодно. Типа по пологой траектории разгоняться до 10-12 М на высоте 40-50 км и оттуда шмалять более-менее традиционной ЖРД одно или двухступенчатой. _Может быть_ это окажется выгодно, т.к. гпврд будет использован в своем коридоре а гравпотери от пологого подъёма скомпенсированы аэродинамикой, но не факт что экономии на окислителе хватит на компенсацию.
push the human race forward
 
Цитата
все равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.
РПД работают и с нулевой скоростью, и вне атмосферы. Правда, в этот момент РПД представляет из себя практически обычный ракетный двигатель.

Цитата
На какой высоте полмаха у РН? С каким ускорением вообще типично поднимается РН?
Я веду к тому, что рабочий участок (вертикальной) траектории у них будет совсем короткий.
Носитель с РПД может иметь более пологую траекторию, оптимизированную под использование кислорода из воздуха. Проблема в том, что по РПД, тем более по жидкостным РПД очень мало информации.

Цитата
То-есть можно конечно рассматривать что-то типа двигателей SR-71, но это смешно и мало поможет - т.к. рабочий участок все равно будет коротким.
Так и не нужно их рассматривать. Очевидная туфта по определению получается.

Цитата
Другое дело допустим при самолетном запуске чего-то некрупного иметь как первую ступень гиперзвуковой аппарат (возвращаемый кстати) и вторую - нормальную, тогда, _может быть_, это может быть выгодно. Типа по пологой траектории разгоняться до 10-12 М на высоте 40-50 км и оттуда шмалять более-менее традиционной ЖРД одно или двухступенчатой. _Может быть_ это окажется выгодно, т.к. гпврд будет использован в своем коридоре а гравпотери от пологого подъёма скомпенсированы аэродинамикой, но не факт что экономии на окислителе хватит на компенсацию.
Это уже АКС, с горизонтальным стартом, разгоном на ВРД, и прыжком вверх (что бы произвести разделение в условиях малого скоростного напора) в конце разгона. В АКС кстати, тоже могут быть использованы РПД.

Проблем у АКС две.
Первая - ограниченная грузоподъемность, но это не смертельно. У них разные ниши, МРКС поднимает на орбиту тяжелые кванты (например, модули ОС или МЭК), а АКС доставляет экипаж и занимается регулярным обслуживанием и дооснащением ОС и МЭК.
Вторая - разработка АКС намного дороже, поэтому АКС оказывается экономически эффективной при значительно большей частоте полетов. Но цена вывода килограмма ПН на орбиту у хорошей АКС будет меньше.

Уилбер Райт: "Признаюсь, в 1901-м я сказал своему брату Орвиллу, что человек не будет летать лет пятьдесят. А два года спустя мы сами взлетели".

 
Valerij, скажите, почему это нельзя сделать АКС со стартовой массой, например, 3000 тонн и почему это оно будет дороже ракеты массой 3000 тонн? ;)

Один бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)
La mort toujours avec toi.
 
Цитата
все равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.
Для простоты возьмём водородный РПД, - на начальном участке выхлоп ЖРД подсасывает воздух в котором догорает водород выхлопа, поскольку у водородных ЖРД максимальный удельный импульс когда не весь водород сгорает.
Даже если на этом участке будет секунд 500 то, "всё хлеб". :)

Потом РПД работает как ПВРД и СПВРД, пока для создания нужной тяги хватает воздуха, затем ЖРД снова добавляет недостаток тяги, а уже при совсем малом давлении РПД работает просто как большое сопло ЖРД.

В "идеальном варианте" такая схема позволит сделать вторую ступень, - на ней только ЖРД, примерно 50% от стартовой массы при разделении ступеней на скорости около 2000 м/с.
Это позволит увеличить долю ПН раза в два.
La mort toujours avec toi.
 
Цитата
Valerij, скажите, почему это нельзя сделать АКС со стартовой массой, например, 3000 тонн и почему это оно будет дороже ракеты массой 3000 тонн? ;)
АКС - это скорее самолет, а самолет сложнее ракеты и в разработке и в строительстве. Но самолет, как правило, делается для многократного использования, и стоимость полета самолета в десятки и сотни раз меньше, чем ракеты. Но обеспечивает он это только в случае частых полетов с быстрым и относительно недорогим межполетным обслуживанием, а подумайте, так ли часто вам нужно запускать АКС массой 3000 тонн.

Цитата
Один бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)
Главный бонус смотри выше - значительно меньшая цена доставки на орбиту.

Цитата
Для простоты возьмём водородный РПД, - на начальном участке выхлоп ЖРД подсасывает воздух в котором догорает водород выхлопа, поскольку у водородных ЖРД максимальный удельный импульс когда не весь водород сгорает.
Даже если на этом участке будет секунд 500 то, "всё хлеб". :)

Потом РПД работает как ПВРД и СПВРД, пока для создания нужной тяги хватает воздуха, затем ЖРД снова добавляет недостаток тяги, а уже при совсем малом давлении РПД работает просто как большое сопло ЖРД.

В "идеальном варианте" такая схема позволит сделать вторую ступень, - на ней только ЖРД, примерно 50% от стартовой массы при разделении ступеней на скорости около 2000 м/с.
Это позволит увеличить долю ПН раза в два.
А вот с этим - согласен.

Уилбер Райт: "Признаюсь, в 1901-м я сказал своему брату Орвиллу, что человек не будет летать лет пятьдесят. А два года спустя мы сами взлетели".

 
Цитата
Один бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)
А какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
 
Цитата
Цитата
Один бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)
А какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?

По оценке Стримфлоу - 0,9 для АКС типа Зенгер-2
Lingua latina non penis canina
 
Ладно Стримфлоу, пусть Бродяга скажет свою версию. Чую это будет знатная охота. :)
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
 
Цитата
все равно не понимаю. Максимальный отрезок по вертикали, на котором будет работать пврд/спврд/гпврд - от 0 до пусть 35 км максимум.
пврд работает пусть от полмаха до трех, спврд - от маха до пяти и гпврд - от трех махов до пусть 20
То-есть это три разных скоростных (т.е. и высотных) участка траектории. Причем до набора минимум полмаха двигатели вообще не работают.
На какой высоте полмаха у РН? С каким ускорением вообще типично поднимается РН?
Я веду к тому, что рабочий участок (вертикальной) траектории у них будет совсем короткий.
То-есть можно конечно рассматривать что-то типа двигателей SR-71, но это смешно и мало поможет - т.к. рабочий участок все равно будет коротким.
Что касается скоростей, ускорений. высот и массы топлива.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=958197#958197
Интересную программу для Экселя нашёл здесь: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Смотрите раздел "LaunchModel"
Сама программа (несколько таблиц) для Экселя: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel.zip
Здесь автор описывает модель, согласно которой была сделана программа: http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Автору большое спасибо!

Да, участок от 0 до 35 км короткий. На этом участке атмосферное давление, а значит и плотность атмосферного воздуха, уменьшаются по мере подъёма более чем в 60 раз.
Найболее интересный участок - до 12 км. На этом участке съедается больше всего компонентов топлива на первой ступени, более половины от первоначальной массы компонетнтов топлива, залитых в первую ступень перед стартом, около 170 тонн керосина и кислорода вместе взятых, из них 121 тонна приходится на жидкий кислород (касаемо ракеты-носителя "Зенит-3"). Масса в 121 тонну превышает суммарную массу второй и третьей ступени вместе взятых. Вот тут желательно использовать даровой ресурс - атмосферный азот как рабочее тело и атмосферный кислород как окислитель.
Понятное дело, сэкономить на всей массе окислителя не получится.

Согласно расчётам с помощью программы, о которой говорилось чуть ранее, на высоте 12 км ракета будет лететь со скоростью 966,7 м/с, то есть 2,9 М.
 
О! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"! Похвально, но можно было бы спросить у завсегдатаев форума, они этой программой уже лет 7 пользуются. Учтите, что в исходной программе есть ошибка - неправильный расчет плотности атмосферы, в результате чего параметры и характеристики РН завышаются.
Lingua latina non penis canina
 
Цитата
О! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"! Похвально, но можно было бы спросить у завсегдатаев форума, они этой программой уже лет 7 пользуются. Учтите, что в исходной программе есть ошибка - неправильный расчет плотности атмосферы, в результате чего параметры и характеристики РН завышаются.
Эти расчёты оценочные. Чтобы увидеть закономерности, например, расход компонентов топлива на разных высотах.
 
Цитата
Цитата
Один бонус в пользу АКС я могу сразу назвать, - ему не нужна тяговооруженность ракеты, так что проблемы с размерностью двигательной установки будут меньше. :)
А какая, кстати, тяговооружённость нужна АКСу?
Что значит "нужна", - чем больше, тем лучше, но достаточная тяговооруженность может быть меньше 1.
Разумеется, тяговооруженность не должна быть больше 2, поскольку это избыточно. :)
La mort toujours avec toi.
 
Цитата
Цитата
Valerij, скажите, почему это нельзя сделать АКС со стартовой массой, например, 3000 тонн и почему это оно будет дороже ракеты массой 3000 тонн? ;)
АКС - это скорее самолет, а самолет сложнее ракеты и в разработке и в строительстве. Но самолет, как правило, делается для многократного использования, и стоимость полета самолета в десятки и сотни раз меньше, чем ракеты. Но обеспечивает он это только в случае частых полетов с быстрым и относительно недорогим межполетным обслуживанием, а подумайте, так ли часто вам нужно запускать АКС массой 3000 тонн.
Да ну, самолёт значительно сложнее? ;)

А можно сравнительные суммы затрат? ;)

Что касается частоты пусков, - кроме стоимости топлива нет никакой разницы запускать АКС массой 3000 тонн и массой 300 тонн. ;)

Цитата
Главный бонус смотри выше - значительно меньшая цена доставки на орбиту.
Вы тоже вредитель? ;)
Зачем это производитель средств выведения будет понижать цену доставки на орбиту? :)
La mort toujours avec toi.
 
Цитата
О! Посторонний открыл для себя "Лонч Модель"!
Круче! Он открыл для себя что основную часть топлива ракета сжирает на малых скоростях и высотах.
Во:
Цитата
Эти расчёты оценочные. Чтобы увидеть закономерности, например, расход компонентов топлива на разных высотах.
И теперь спешит осчастливить человечество решением этой глобальной проблемы.
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
Страницы: Пред. 1 ... 16 17 18 19 20 ... 23 След.
Читают тему (гостей: 1)
Журнал Новости Форум Фото Статьи Книги