Pull to refresh

Comments 127

Пессимисты распространяют слухи, что текущий раптор проходивший испытания это мерлин в который залили метан. И ссылаются на чей-то диплом в рамках которого отработавший на стендах керосиновый движок заправляли метаном и он даже работал.
В качестве большой горелки можно что угодно использовать, лишь бы сопло было. Вот только из-за такого обмана может банкротится вся SpaceX, не думаю что Маск настолько дурак.
Ну это не прям обман обманом, это подогрев интереса. Типа Маск говорит что уменьшенный раптор уже готов, нормальный будет через полтора года, а на самом деле большой конечно будет, но через четыре года.
Во первых, уже «уменьшенный Раптор» вполне себе Раптор — на него есть заказ от военных, которые хотят видеть с ним верхнюю ступень (прежде всего для Фалькона Хэви). Во вторых, даже с учётом «через четыре года» темпы разработки двигателя в SpaceX впечатляют.

На самом деле, ИМХО, всё будет проще. Как известно, Мерлин — не двигатель, это семейство двигателей, от относительно простого Мерлина-1А с абляционным охлаждением до современного, работающего на переохлажднных компонентах Мерлина-1Д. Вероятно, и с Раптором будет также. Предполагаю, что его первые итерации будут иметь относительно скромные параметры, которые потом будут улучшаться.
когда томас мюллер был молод и работал в TRW над двигателем TR-106, на нем в том числе тестировали метан
Отчего же тогда Томас Мюллер тянул кота за яйца, и Раптор первоначально планировал делать на водороде. Правда потом, когда у нас в Воронеже, провели сравнительные испытания разных топливных пар для многоразовых систем, где метан показал свои исключительные качества. Испытания финансировались ЕКА, поэтому результаты их опубликованы, и вы можете, за сумму малую, получить собственную копию диссертации по результатам этих испытаний.
спросите у Томаса Мюллера. я могу придумать 35 причин, но не вижу в этом необходимости. тестирование TR-106 на метане это факт.
Непонятно, как они собрались ставить рапторы на Falcon 9. Он точно не будет дросселироваться до уровня минимальной тяги мерлина, слишком уж мощный. Как возвращать ступень? Или они поставят один маленький раптор специально для посадки?
Думается Raptor'ы не для Falcon'ов, а для ITS.
Министерство обороны оказалось заинтересовано в уменьшенной модели Раптора для верхней ступени (прежде всего Фалькона Хэви, но и Фалькона-9 также). Она должна выводить ПН непосредственно на ГСО, а не на ГПО, как обычно.

Мне кажется возможным вариант использования 6-9 малых Рапторов, часть которых с «наземным» соплом, для многоразовой первой ступени ракеты, имеющей размерность Фалькона-9 или чуть больше. Предположения об этом высказывались разными экспертами. Буквально неделю назад и Гвин Шотвел сказала, что в SpaceX обсуждают такую возможность.

Мое ИМХО, что SpaceX может развернуть окончательную сборку первой ступени новой ракеты на площади здания, недавно арендованного в порту Канаверал. Нынешний завод SpaceX в Лос Анджелесе сосредоточится на строительстве космических кораблей, ракетных двигателей, и производсте комплектующих. Это позволит строить ступени большего (5-6 метров) диаметра, и транспортировать их из порта Канаверал к месту запуска в основном по воде. Прожигать ступени в сборе, в этом случае, можно также на мысе. Там достаточно неиспользуемых сейчас стартовых комплексов, один из которых может быть переделан под испытательный стенд. Ступень большего диаметра станет «коренастой», намного более устойчивой при посадке, и позволит использовать обтекатели большего диаметра. При этом многоразовых ступеней потребуется меньше, чем сейчас одноразовых.

А в чём выигрыш схемы, при которой верхняя ступень выводит нагрузку на ГСО? Речь о надёжности, которая растёт из-за сокращения числа ступеней или об экономии топлива на полезной нагрузке? И что это за нагрузка, которую ФХ (с доработанной верхней ступенью на текущих двигателях) не потянет на ГСО?
Хотя для Ф9 это, безусловно, выглядит весьма логичных. Я верно понимаю, что в этом сценарии верхняя ступень должна сама себя увести с ГСО?

А в чём выигрыш схемы, при которой верхняя ступень выводит нагрузку на ГСО?
Например, спутники с электрическими /ионными и плазменными/ двигателями занимают своё место на ГСО в течении месяцев. Спутник с химическим апогейным двигателем должен иметь большой запас топлива.

И что это за нагрузка
За девять месяцев назрели изменения, сейчас Маск форсирует BFR/BFS, и предполагает, что Фалькон Хэви быстро сойдёт со сцены. Я в этом не уверен, в BFR/BFS могут проявиться технологические проблемы, и Маск будет вынужден работать с ФХ. короче — поживём — увидим. Пока вызревают «лунные планы».
Раптор — собираются ставить на вторую ступень. Планов по установке его на первую — не было. Для Falcon Heavy, с его 2 тыс. тонн тяги на первой ступени — один Раптор вполне органично во вторую ступень вписывается. Для Falcon 9 — там да, наверно придётся дросселировать по ходу расходования топлива, иначе перегрузки полезной нагрузки будут выше чем в мануале.
  1. Я так понимаю про Falcon 9 речь не идёт, это разработка для будущих ракет.


  2. (это для автора) Хвалить Merlin открытого типа за эффективность в 21 веке как-то странно. Это как в век Маглева восхищаться совершенством какой-нибудь моделью паровоза. Да, прикольно, но время ушло.
Хвалить Merlin открытого типа за эффективность в 21 веке как-то странно. Это как в век Маглева восхищаться совершенством какой-нибудь моделью паровоза
паровозы ушли в историю не потому что появились маглевы, а потому что стоимость тонн-километра у электровоза ниже. Если бы паровоз был бы экономически оправдан, делали бы новые модели паровозов только в путь. А Мерлин — очень даже оправдан.
Если бы паровоз был бы экономически оправдан, делали бы новые модели паровозов только в путь.

Эт точно (с) Сухов.
Например пароходы в историю не ушли. Наш "Адмирал Кузнецов" — вполне себе пароход.

UFO just landed and posted this here
Хвалить Merlin открытого типа за эффективность в 21 веке как-то странно.

Эффективность Мерлина измеряется не в абстрактных секундах УИ, а в реальных зелёных баксах, это гораздо важнее, чем килограммы топлива, которое относительно всех остальных расходов стоит копейки.

1) Разработка для будущих, но никто не запрещает использовать и на текущей.

2) Все атомоходы — паровые. Просто воду кипятят реактором, а не углём.
вообще-то merlin-1d vac самый эффективный керосиновый двигатель второй ступени. выигрыш других двигателей по УИ не окупается большей массой и никому пока не удалось создать ничего подобного второй ступени фалкона. приходится мучиться с разгонными блоками
Возможно, на Falcon 9 будут использовать уменьшенную версию Раптора. Судя по статье:

http://kosmolenta.com/index.php/1071-spacex-raptor-falcon

на прожигах используется масштабированная в 2-3 раза версия Раптора.

Но, согласно Википедии:

https://ru.wikipedia.org/wiki/Raptor_(%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C)

прожигался и полноразмерный двигатель.

Так или иначе на второй ступени Falcon 9 «взрослый» Раптор с тягой в 3МН точно не нужен. Скорее всего, когда речь идет об установке Рапторов на Falcon 9, имеется ввиду Раптор уменьшенный. Тем более, что керосин для многоразовых ракет, действительно, не удобен.

Кроме того, за счет более высокого удельного импульса метан/кислородной пары (по сравнению с керосин/кислород) вторую ступень в ряде миссий предполагается возвращать на Землю и использовать повторно чего сейчас не делают.

Хотя, если на первую ступень нынешнего Falcon 9 поставить метановые Рапторы (пусть и уменьшенные), то это будет довольно глубокая переработка ракеты. И называться результат будет — весьма вероятно — уже не Falcon 9, а какой-нибудь Falcon 5 или 7 (в зависимости от количества двигателей). Возможно (если пофантазировать) можно будет на малом Рапторе возобновить и производство Falcon 1, которое в своё время прекратили.


В этом случае, в линейке продукции SpaceX будет полный ассортимент многоразовых ракет — от легких до сверхтяжелых… )

Рапторы на большую ракету должны поставить.
по контракту с ввс они разрабатывают его для верхних ступений ф9 и хэвика. там будет версия послабее

Какой-то коротенький список источников.


ожидается, что использование криогенного РБ позволит увеличить выводимую «Ангарой-А5» на НОО массу с 24.5 тонны до 34-38 тонн

КВТК — именно РБ, и не повышает грузоподъёмность на НОО, но позволяет выводить полезную нагрузку большей массы на высокие орбиты. Увеличенную грузоподъёмностью на НОО имеет вариант «Ангара-А5В» с кислородно-водородной третьей ступенью с двигателями РД0150.


А5В, КВТК
image
image

Почему это про РД0162 нет данных? http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=59
LOX, LH2, CH4 — неужто совсем никак писать по-русски? Да и откуда в России RP-1.

Тоже «радует» такая интерпретация нагрузки на НОО с КВТК. При том, что стартовая масса РН что с КВТК, что без него почти одинаковая.
Почему КВТК не может использоваться для довывода на НОО с суборбитальной траектории?
Недостаточный уровень тяги?

Нет, я ошибся в том, что при записи забрасываемой на НОО массы обычно записывается "масса полезной нагрузки + масса разгонного блока".

Вообще он в любом случае должен довыводить себя и полезную нагрузку на замкнутую опорную орбиту, так как их общая масса превосходит грузоподъёмность А5/А5П. Я в баллистике не очень, но для ПН большей массы тяга двигателя действительно кажется недостаточной.

Благодарю за найденную неточность. Знал, что это сумма масс, но в итоге всё равно ошибочно написал про полезную нагрузку в 35 тонн. Исправлено!

Крутая статья. Думаю, что найдут высокоразвитую жизнь в галактике раньше чем микробную в СС, по радиоизлучению (обрывкам передач, радарному излучению) или лазерному свету.
Увы, для этого нужно очень большое разрешение, отделить радиопередачи от шума светила. И всё равно на таком расстоянии принять передачу (если это не сознательный сигнал в нашу сторону) почти невозможно. А поймать такой сигнал почти не реально, так как он вряд ли может быть длительным по историческим меркам.
Про голосование — следы жизни (окаменелости и результат их прошлой жизнедеятельности), с большой вероятностью, уже нашли в метеоритах Марса и на самом Марсе.
Я так понимаю, за 3-й вариант голосуют фанаты Mass Effect))

Вероятно, этот пункт выбирают сторонники той точки зрения, что какие-то окаменелости или другие следы найдут на Марсе.

Кто сказал Mass Effect?


Ну, лично я подумал именно так, как написал UJIb9I4AnJIbIrUH выше, а на такую связь не обратил внимания до вашего комментария =)


Мне кажется, хотя бы какие-то окаменелые бактерии на Марсе должны найтись.

Однако, не смотря на то, что РД-0124 является самый высокоэффективный кислородно-керосиновый ЖРД в мире

Как жаль что в мире нет очень тесного сотрудничества.
Пропадают или не используются Очень хорошие разработки на которые потрачено много человеко-часов и прочих ресурсов.
Ведь объединив наработки и знания нескольких стран тот же Фалкон 9 можно еще улучшить.
Увы — не всякая наработка на пользу.
Удорожание невыгодно — клиенты не купят.

РД-301 в сравнении с РД-120 смотрится каким-то запредельно сложным монстром.

Простой пример: полностью водородная «Delta IV Heavy» и работающая на НДМГ/АТ лучшая подруга казахского эколога РН «Протон М» способны выводить на НОО примерно одинаковые грузы (чуть меньше 26 тонн у «Дельты» и около 23 тонн у «Протона»)

Протон-М выводит на орбиту 200 км с наклонением 51.6 градусов 21.5 — 23 тонны (без РБ / с ним).
Дельта-4H на орбиту 200 км с наклонением 28.7 (более удачное место для пуска) выводит 28.7 тонны, если внести поправку на пуск с Байконура то выйдет ~27.5 т. Это не «примерно столько же» а на 20% больше.

Но это самый неудачный для дельты расклад где набор скорости минимален. По настоящему она раскрывается при пусках на более высокие орбиты: На геопереходную GTO+1500 Протон тащит 6.3 тонны полезной нагрузки тогда как Дельта 4H — 11.5 тонн, на 80% больше
Но это самый неудачный для дельты расклад где набор скорости минимален. По настоящему она раскрывается при пусках на более высокие орбиты: На геопереходную GTO+1500 Протон тащит 6.3 тонны полезной нагрузки тогда как Дельта 4H — 11.5 тонн, на 80% больше

По сути это подтверждает тезис о том, что эффективность водород-кислородной пары раскрывается именно в вакууме. Или нет?
Плюс, по идее, у Дельты есть небольшая фора за счёт широты космодрома, которая в ГПО по идее уже гораздо существеннее, чем в НОО.

По сути это подтверждает тезис о том, что эффективность водород-кислородной пары раскрывается именно в вакууме. Или нет?


Отчасти да, но там не в вакууме дело. Потеря эффективности на низкой высоте вообще связана не с водород-кислородом, а с давлением в камере сгорания и размерами сопла. Низкое давление не позволяет использовать у земли большое сопло, а без большого сопла теряется эффективность; высокое же давление у водородного двигателя развить пока сложно. Но даже на НОО вклад этого фактора невелик, а на ГПО он еще меньше. Реальная же причина почему Дельта выигрывает на высоких орбитах — в уравнении Циолковского. Чем больше необходимый набор скорости тем экспоненциально меньше полезная нагрузка, но у ракет с высоким уи нагрузка с ростом требуемого набора скорости снижается медленнее чем у ракет с низким уи ибо лишний 1 м/с скорости нужной полезной нагрузки снижает выводимую на орбиту массу в exp(-1/v) раз где v — характеристическая скорость (пропорциональная уи). У Дельты, как я понимаю, по сравнению с Протоном выше потери характеристической скорости на старте и ее преимущество частично теряется (хотя и не исчезает полностью), но на длинной дистанции оно накапливается и становится очевидно.

Ну про это и речь, УИ у двигателей на паре водород-кислород в вакууме чрезвычайно высокий, поэтому когда ракета переходит с НОО на ГСО через ГПО водородное топливо очень сильно ей в этом помогает по сравнению с "Протоновским" НДМГ в особенности при его-то УИ 320-325 секунд против 462 секунд у "Дельты".

Низкое давление не позволяет использовать у земли большое сопло, а без большого сопла теряется эффективность

Это почему? Нерасчетность у всех водородников низкая, где-то 0.2-0.4, но это за счет степени расширения. Например у RS-25, давление в камере то под 200 атмосфер, при этом нерасчетность 0.3-0.4. Что мешает сделать сопло короче(или диаметр меньше) и струю сделать не столь перерасширенной? Правла на больших высотах это сопло будет уже не столь эффективно. Я думаю, низкое давление у водородников сделано именно что под большие высоты ближе к вакууму.
При одной и той же степени расширения давление на выходе из сопла пропорционально давлению в двигателе. Проблема с наземными пусками вынуждающее использовать короткое сопло в том что если это давление ниже атмосферного, то возникают проблемы, это ограничивает длину сопла. У двигателей с высоким давлением, очевидно, проблемы начинаются при большей степени расширения.

Что мешает сделать сопло короче

УИ у короткого сопла ниже, чем больше степень расширения — тем полнее оно преобразует тепловую энергию газа в работу

или диаметр меньше

При заданном давлении диаметр сопла напрямую определяет тягу, уменьшить его не получится.
Про УИ понятно. Про тягу не совсем. Тяга определяется в первом приближении как произведение расхода на скорость истечения в выходном сечении. Расход в свою очередь определяется давлением в камере и площадью в критике(при равной Т, адиабате и прочих параметрах газа). То есть диаметр выхода не должен влиять на тягу, если при этом не меняется например скорость истечения. Хотя скорость вроде бы должна зависеть от степень расширения(с другой стороны для керосин-кислородных движков эта величина примерно одинакова, 3200-3500 м/с ). Прямо вот запутался немного.
То есть, если мы в два раза уменьшим диаметр на выходе, насколько тяга должна поменяться?
Критическое сечение определяется точкой где рабочее тело разгоняется до 1 Маха, скорость там примерно постоянна, а массовый расход пропорционален плотности газа которая в свою очередь пропорциональна (статическому) давлению в этом месте, которое в свою очередь пропорционально давлению в камере сгорания с коэффициентом пропорциональности который зависит только от показателя адиабаты. Вдобавок произвольным образом это сечение ставить просто нельзя, площадь этого сечения должно быть пропорционально сечению камеры сгорания с определенным коэффициентом.
Я просто к тому, что есть пример, когда у двигателя при сохранении того же давления и профиля камеры сгорания увеличили тягу только за счет увеличения критики, при этом конечно нерасчетность поменялась.
Так начнешь копаться во всем многообразии взаимосвязанных параметров и понимаешь все-таки насколько сложно спроектировать конечную версию «оптимального» двигателя.
Никак не могу взять в толк: как Merlin — 1 при одинаковой с РД-0124 массе в 3 раза эффективнее его по тяге (76 против 29 тс) приблизительно, хотя выполнен по открытой схеме и должен по-идее на 20% уступать в тяге последнему?
Так эффективность — это удельный импульс, в секундах. А Мерлин не эффективнее, а мощнее, не в последнюю очередь — за счёт открытой схемы. Это как с ДВС: малолитражный турбодвигатель может весить 150 кг и выдавать 200 лс, а грузовой дизель аналогичной мощности весит 300-500 кг, зато КПД выше.
Разница в самом понимании термина эффективность. darthmaul вам рассказал, как понимают эффективность у нас. РД-0124 меньше тратит топлива для создания каждого ньютона тяги, а создавая Мерлин юллер помнил о том, что килограмм топлива в тысячи раз дешевле килограмма двигателя, и экономил не топливо, а зелёные бумажки. Но Мерлину нужно больше топлива, поэтому он должен быть мощнее и иметь большую тягу, в частности и для того, чтобы тащить больший запас топлива. И открытая схема позволяет проще увеличить мощность.
РД-0124 меньше тратит топлива для создания каждого ньютона тяги, а создавая Мерлин юллер помнил о том, что килограмм топлива в тысячи раз дешевле килограмма двигателя, и экономил не топливо, а зелёные бумажки

По-моему эта ключевая разница произрастает из одноразовости/многоразовости. При одноразовых компонентах хочется вывести больше за один запуск, всё таки одна эффективная одноразовая ракета дешевле, чем две "старых" одноразовых. А при многоразовых агрегатах можно особенно и не стараться, по крайней мере если речь идёт о нагрузках в районе 20 тонн на НОО, а "Merlin" явно сразу изготавливался с прицелом на многократное использование.

одна эффективная одноразовая ракета дешевле, чем две «старых» одноразовых

Одноразовый и сравнительно малоэффективный Фэлкон в разы дешевле намного более эффективной Дельты…

А при многоразовых агрегатах можно особенно и не стараться

Да вроде как наоборот, в многоразовом пуске стоимость ракеты может быть выше, т.к. амортизируется она на много пусков.
Одноразовый и сравнительно малоэффективный Фэлкон в разы дешевле намного более эффективной Дельты…
Имелись в виду одинаковые ракеты. Фалькон не всегда может заменить Дельту.

Да вроде как наоборот, в многоразовом пуске стоимость ракеты может быть выше, т.к. амортизируется она на много пусков.
Имелось в виду «можно особенно и не стараться над достижением высокого УИ». UJIb9I4AnJIbIrUH иногда «пишет для тех, кто понимает», упуская очевидные части фраз. В принципе, я думаю, что и вы «понимаете», но «ловите на слове». Это правильно, потому, что читают комментарии и те, кому это не понятно.
По-моему эта ключевая разница произрастает из одноразовости/многоразовости.
А по-моему причина ещё глубже. Разработчики РД-0124, как и разработчики РД-170 или строители Senate Launch System работают по принципу «Чего изволите?» Они отличные технические специалисты, но они не принимают сами ключевых решений даже в сфере своего бизнеса. Тем более у них нет и быть не может собственной программы, какая была у С.П. Королёва, и есть у Маска, Безоса, Лина и Эрика Галимова. Поэтому эти специалисты пытаются найти наилучшее решение задачи, которую перед ними поставили другие. При этом с конечным успехом судьба этих специалистов никак не связана. Здесь как у Райкина: «К пуговицам претензии есть?»

В отличии от них Маск и Мюллер работают на конечный результат. На это построена и система вознаграждений в SpaceX. Вероятно, имевшие при запуске SpaceX чисто номинальную зарплату Том Мюллер и Гвин Шоттвел после проведения IPO станут миллиардерами. Вот кто из наших Главных и Генеральных конструкторов имеет подобную перспективу?

а «Merlin» явно сразу изготавливался с прицелом на многократное использование.
Согласен. Я здесь недавно горячо спорил с одним товарищем. утверждавшим, что двигатель с абляционным охлаждением не мог разрабатываться как многоразовый. ;)
Ошибаешься. Открытая схема тут не причём, а вот давление в КС вкупе с её размерами — причём. Раптор имеет практически 100% соответствие размеров с Мерлином и где-то всего вдвое большую массу, но при это в три раза его мощнее, что ну никак не вписывается в твою логику.
Открытая схема не является причиной большей мощности, но она облегчает создание более мощных двигателей. При создании Мерлина надо было быстро создать двигатель и начать запуски, была выбрана относительно простая схема, первоначально даже с абляционным охлаждением. Для Раптора важна уже и топливная эффективность, иначе одноступенчатая ITS не сможет подняться с поверхности Марса и долететь до Земли.
РД-0124 это какой-то сон разума. зачем им 4 горшка совершенно непонятно. из-за этого переусложненная конструкция и неэффективное сопло.
«Уникальность нашего кислородно-керосинового двигателя в том, что он является мировым рекордсменом по экономичности», — сказал заместитель генерального конструктора КБХА и главный конструктор двигателя РД-0124 Виктор Горохов.
рекордсменом по экономичности является RL-10. а РД-0124 проигрывает мерлину в тяговооруженности в 3 раза. и по этой причине не подходит на вторую ступень ракеты размерности зенита.
Заявление звучало так:
> РД-0124 это какой-то сон разума. зачем им 4 горшка совершенно непонятно. из-за этого переусложненная конструкция и неэффективное сопло.

Ответ:
«Уникальность нашего кислородно-керосинового двигателя в том, что он является мировым рекордсменом по экономичности», — сказал заместитель генерального конструктора КБХА и главный конструктор двигателя РД-0124 Виктор Горохов.

Так при чем тут водородный RL-10, и при чем тут Мерлин вообще не понятно.
при том что для двигателя второй ступени каждый килограмм веса — это минус килограмм нагрузки на ГПО, за который основные деньги и платят.

>при том что для двигателя второй ступени каждый килограмм веса — это минус килограмм нагрузки на ГПО, за который основные деньги и платят.

Тогда самый большой минус это лишнее топливо, которое надо жечь, если двигатель имеет малый УИ

Ну так РД-0124 это рекорд УИ, самый высокоэффективный кислородно-керосиновый ЖРД в мире.

У Мерлина УИ 311 (311 это меньше, чем 359)

А RL-10 это водородный, в два раза легче РД-0124, но в три раза меньше тяга, хотя УИ выше, но это водород, а не керосин.

"Тогда самый большой минус это лишнее топливо, которое надо жечь, если двигатель имеет малый УИ " - это глупость, потому что топливо вырабатывается. проблему создает топливный бак, но вот опыт спейикс показывает, что их концепция верхней ступени рулит и педалит. а опыт ангары показывает, что РД-0124 никуда не годится, потому что даже для ГПО приходится осначать ракету еще и разгонным блоком - анахронизм прошлого тысячелетия.

про водород/керосин, а в вашей аргументации слова тип топлива указан не был. все ваши рассуждения можно повторить для водорода

вообще-то уи мерлина 1D это 345. в сочетании с огромной тяговооруженностью и способность выводить вторую ступень большого веса - и делает его самым эффективным

Меня всегда интересовало, как решают проблему твердых продуктов сгорания у бороводородного топлива

А какие вещества могут остаться твёрдыми при ~4000 градусов?

Это понятно, но где-нибудь в относительно холодных закутках конденсироваться они будут. И для меня неочевидно, насколько это допустимо
Конденсация на стенках камеры сгорания для одноразового движка скорей всего похрен, на сопле по идее не должно, а больше негде.
обладает рекордной тяговооружённостью

Не понимаю я этих рекордов с тяговооруженностью двигателя. Ну какую роль она играет в конечной эффективности всей РКН, доли процентов?
Поэтому каждый шаг SpaceX на пути к цели долго обсуждается и прорабатывается на предмет возможного снижения стоимости разработки

Видел на ютубе интервью бывшего работника Spacex, а ныне НАСА, который описывал стиль работы внутри Спейск Икс. Ну скажем так, стиль принятие решения довольно рисковый(типа 50/50), но позволяющий быстро внедрять разработки, в отличии от той же НАСА, где как раз все очень долго и нудно обсуждается и 1000 раз перепроверяется.

Схема ракетного двигателя с полной газификацией. Данная архитектура позволяет существенно повысить надёжность (к примеру, за счёт снижения количества необходимых насосов и трубопроводов)

Я все-таки не понял из схемы каким образом он проще и надежнее. Турбины и газогенератора — два, в отличие от классических закрытых движков типа РД171. То есть к проблеме окислительного газа, на двигателе полного цикла еще добавляется проблема синхронизации турбин.
И еще вопрос: я правильно понял, что в камеру сгорания в данном ДУ приходят уже газообразные окислитель и горючее? Есть примерные данные о температурах компонентов при их впрыске? Повышает ли это значительно давние в камере из-за того, что компоненты горячие и газообразные?

По тяговооружённости — изначально в черновике было пояснение про то, что это не очень важная характеристика. Но потом я прикинул и решил, что если речь идёт о двигателе не первой ступени, то об этом уже есть некий смысл говорить. Но в целом Вы, безусловно, правы, этот показатель гораздо важнее для ПВРД какого-нибудь современного истребителя.
По подходу "7 раз отмерь — 1 раз отрежь" — это скорее было противопоставление системе времён Холодной войны, когда на свет появлялись самолёты с ядерными реакторами, несколько КБ/корпораций создавали свои проекты ракет под одну задачу и непонятно кому нужные ракетные двигатели на фторе.
По тому, что происходит в камере — есть данные, что давление в ней будет выше 30 МПа, англоязычные авторы очень любят противопоставлять эту цифру ~25 МПа РД-191, по температуре я цифр не нашёл. По пульсациям — аналогичная (не совсем, конечно) проблема давно была решена в Шаттлах, а с тех пор уже 40 лет прошло. По простоте устройства — надо поискать. Статья писалась долго.

По компонентам: да, они должны поступать в газообразном виде из обоих газогенераторов. Пишут, что это позволит снизить давление в насосных системах, что увеличивает их срок службы (особенно важно при многоразовом использовании), а также само по себе более безопасно в принципе.

Хотя не являюсь специалистом по двигателям, должен отметить, что некоторые вещи вызывают у меня недоумение.
Например, для того, чтобы уменьшить амплитуду колебаний в камере сгорания необходимо, чтобы давление на форсунках существенно превышало давление в камере. Компоненты топлива имеют большую скорость на выходе из форсунок и возникает проблема с их перемешиванием. Я знаю как ее решить и решение очевидно. Однако не применяется почему-то.
Другой момент — когда смотришь на конструкцию жидкостного двигателя, берет оторопь. Казалось бы, все должно быть как можно проще и надежней. Но нет, конструкторы извращаются по полной программе. В самом деле — денег на космос никто не считал, чем круче они сделаю, тем больше им будет почета и уважения.
Есть отличные сопла для твердотопливных двигателей. Они чуть тяжелее, да и у вояк свои представления о том. как все надо делать.
п.с. Раз уж нарисовали Сатурн-5, нужно было тогда и «Энтерпрайс» нарисовать, что-ли.
и решение очевидно. Однако не применяется почему-то

Значит, у вашего очевидного решения есть неочевидные проблемы, а у способов, применяющихся настоящими разработчиками двигателей, таких проблем нет.

«Всякая проблема имеет простое решение. Столь же простое — сколь и неверное»
Вообще SpaceX знаменита своим продуманным подходом в вопросах расхода средств, на то она и частная компания, а не жирная неповоротливая государственная структура-монополист у государственной же кормушки.


Не понял зачем сдабривать интересную статью с занимательными техническими подробностями дурно пахнущей политотой.
UFO just landed and posted this here
Возможно вы правы и у меня просто «болит», но:

1) «государственная структура-монополист» — могу ошибаться, но в статье идет сравнение концепций двигателей вполне конкретных стран, и монополистом в космической сфере можно назвать структуру только одной из них
2) опять же в силу сравнения концепций, применяемых в конкретных 2-х странах, и формата противопоставления, использованного в приведенном абзаце («на то она и… а не ...») складывается ощущение (у меня) что критика именно в адрес структуры второй страны-участницы сравнения
1) Не совсем так, в Америке гос-заказы тоже достаточно сильно монополизированы, поэтому Спейс Икс рассматривают зачастую имеено в сравнении с американскими компаниями
2) Это статья о двигателях, а советская школа РД все же во многом более успешная, чем американская. Поэтому сравнение с бесконечными РД-… уместно в том плане, что это одни из лучших (если не лучшие) ракетные двигатели которые разработаны человечеством
1) У вас, действительно «болит», и очень сильно. Понимаю, но «политоту», в данном случае, в дискуссию занесли вы.

2) Изначально и в Союзе, и в Штатах, космонавтика развивалась по мобилизационному сценарию, использовались все ресурсы крупнейших стран.

3) В Штатах после катастрофы Челенджера была объявлена программа EELV, в результате которой, для прекращения внутренней конкуренции, было, на основании специального закона, создано ULA, совместное предприятие Боинга и Локхид, получившее монополию на запуски в интересах национальной безопасности. Так что монополии с боих сторон океана во весь рост.

4) Необходимо понимать, что Spacex не мог состояться, если бы в Штатах не было частной собствености, фондового рынка, развитой системы венчурного финансирования и многого другого, что вы немедленно обзовёте «политотой». Однако факт остаётся фактом — без всего комплекса буржуазных политических свобод и социальных институтов появление SpaceX было бы невозможно.

5) И, чтобы два раза не вставать, двигатели РД очень хороши. Но создавались они под флагом топливной эффективности, поэтому они очень дорогие в разработке и производстве. Никто никогда не ставил перед инженерами задачи обеспечить их экономическую эффективность по мировым ценам в условиях конвертируемого рубля. В этом отношении есть один замечательный факт: в ТЗ на ракетный комплекс Ангара отсутствует требование обеспечения её кономической эффективности…

6) Твердотопливные двигатели намного проще жидкостных. Но хуже по экономичеческой эффективности это беда. Их повторное использование стоит практически так же, как изготовление с нуля. Поэтому планировалось заменить их продвинутыми крылатыми многоразовыми жидкостными бустерами. От затеи отказались, когда, после катастрофы Челенджера и критического анализа программы Шаттлов стало понятно, что большого числа (до пятидесяти в год) запусков Шаттлов не будет.

А это не только и не столько про Роскосмос (хотя и про него тоже), сколько про конкурирующие со SpaceX компании Boeing, Lockheed и им подобные, про это недавно как раз недавно была отличная статья (https://geektimes.ru/post/290161/)
Видимо, нужно было чётче выражаться, сейчас поправлю.

Не смотря на то, что водород показывает отличные удельные импульсы в вакууме пара LH2/LOX не обладает аналогичными высокими показателями на уровне моря.


В формуле Циолковского фигурирует именно вакуумный удельный импульс. Разница между вакуумным и земным УИ приводит к потерям на противодавление, которые, как правило, не превышают 200-250 м/с. Эти потери учитываются в общей характеристической скорости, необходимой для выхода на НОО (9000-9400 м/с).

удельный импульс водородного маршевого двигателя первой ступени РН «Delta IV» RS-68A на уровне моря составляет 360 секунд, что менее чем на 12% превосходит аналогичный показатель для керосинового РД-180 — 311,3 секунды

Можно отметить, что не смотря на примерно одинаковые показатели выводимой на НОО нагрузки у РН «Протон М» (23 тонны) и «Delta IV Heavy» (26 тонн) и почти равные стартовые массы (705 тонн у «Протон М» и 723 тонны у «Delta IV Heavy») использование топливной пары LH2/LOX на «Дельте» приводит к тому, что «Протон М» кажется лилипутом по сравнению с американским летающим водородным монстром.


К вышесказанному добавлю, что:
Дельта-4 – это «особый» случай, имеется ряд специфических особенностей.
1)Низкий УИ RS-68.
2)Крайне низкая тяговооруженность обеих ступеней (следствие оптимизации по критерию «максимум ПГ при заданной тяге ДУ ступеней»), что обуславливает довольно высокие гравитационные потери ХС. Кроме того, при таком подходе к проектированию, масса топлива перераспределяется, в основном, в пользу ступени с бОльшей тяговооруженностью, а не с бОльшим УИ (как при оптимизации по мюПГ).
Но, зато, применение водорода дало возможность применить сравнительно простую конструкцию

© Дмитрий В., разработчик Энергии.

Наконец, пара LH2/LOX имеет катастрофически низкую плотность по сравнению с тем же керосином: 0.29 г/см^3 для LH2/LOX против 1.03 г/см^3 для RP-1/LOX, то есть она более чем в три раза меньше!


Плотность пары ЖК/ЖВ от 280 кг/м^3 до 330 кг/м^3 (при охлаждении компонентов до шугообразности)

Безусловно, более высокий удельный импульс позволяет использовать меньше топлива и окислителя в случае LH2/LOX, но он не настолько велик, поэтому использование LH2/LOX неизбежно приводит к весьма значительному увеличению объёмов топливных баков. В случае же ITS LV это бы означало переход от и без того гигантских размеров к совершенно невообразимым.


Нормальная водородная РН имеет массовую долю полезной нагрузки на НОО около 8%, а при использовании композитов и напряженных двигателей (в лучших традициях SpaceX) до 9%. У одноразового ITS'a это значение равно 5.2%. Но это только на НОО. На траекторию к Марсу водородный РБ отправит на 21% больше полезной нагрузки, чем метановый РБ.
Преимущество водорода = 9*1.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности. По габаритам: плотность ЖК/ЖВ = 330 кг/м^3, ЖК/ЖМ = 820 кг/м^3.
Разница = 820/(330*2.1) = 18,3%. Всего лишь 18%! Зато это позволило бы значительно упростить стартовый комплекс (за счет меньшей массы РН) и уменьшить стоимость ДУ РН (т.к. требуется намного меньше тяги)
Про дозаправки: по планам SpaceX требуется 5 танкеров. Соотношение О/Г для пары ЖК/ЖВ = 6. Т.е. На пяти танкерах привозим жидкий кислород (с его хранением проблем не будет), на шестом танкере привозим жидкий водород, заправляемся и тут же стартуем к Марсу. Посадку на Марс можно осуществлять хоть на метане, хоть на НДМГ/АТ.

Пара CH4/LOX характеризуется достаточно высокой плотностью, составляющей 0.82 г/см^3 (напомню, у LH2/LOX это 0.23 г/см^3, у RP-1/LOX это 1.03 г/см^3).


Плотность LH2/LOX равна 0.33 г/см^3.

Наконец, метан — доступное и дешёвое топливо.


Доля стоимости топлива в стоимости запуска РН — менее 1%.

Преимущество водорода = 9*1.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности.

Это точно? А если сЖК ии НДМГ сравнивать?

Зато это позволило бы значительно упростить стартовый комплекс (за счет меньшей массы РН)

Для такой монструозной ракеты упрощать уже нечего. Да и простота комплекса на водородных технологиях сомнительна. Вес в данном случае особой роли не играет, какой зададут, такой старт и сделают.
Это точно? А если сЖК ии НДМГ сравнивать?


Можете посчитать по формуле Циолковского, если сомневаетесь. Массовое совершенство водородных ступеней принято равным 10, метановых — 20. УИ водородных двигателей принят равным 470 сек, метановых — 382 сек.

Для такой монструозной ракеты упрощать уже нечего. Да и простота комплекса на водородных технологиях сомнительна. Вес в данном случае особой роли не играет, какой зададут, такой старт и сделают.


Сравним стартовый комплекс Сатурна-1Б
image

И Шаттла:image

image

Башню обслуживания в сравнение не берём, т.к. Шаттл пилотируемый, а Сатурн (со стартового комплекса LC-37B) нет. Смотрим на газоотводный канал. Думаю, разница очевидна.

Кстати, стоимость стартового стола для Ангары оценили в $1 млрд. И это для РН средне-тяжёлого класса, а у нас тут обсуждается супер-гипертяж.

Сравним стартовый комплекс Сатурна-1Б И Шаттла:
Вы уверены, что Сатурн-1В выводит на НОО сто с лишним тонн? Сравнивать хорошо ракеты одного класса.
В данному случае я лишь показал простоту стартового стола ракеты с меньшей массой по сравнению с ракетой большей массы.

Сравнение Сатурн-1Б и Шаттл некорректное. Габариты газохода и старта в основе определяются тягой ракеты, ее поперечными габаритами, двигателями, геологической обстановкой местности(глубина копания) и способом транспортировки. Старт на котором стоит Шаттл, пришел от Сатурна 5(не сравнима с шаттлом по габаритам), и будет ещё использоваться для СЛС(кстати ее башня один в один как у С-5, хотя тут водород, а там керосин). Для шаттла могли сделать аналогичную "табуретку", но тогда встаёт проблема его установки на старт с помощью транспортера. Плюс к шаттлу, как к водородному носителю идет куча коммуникаций с учетом посадки экипажа. Поэтому вес ракеты здесь не имеет прямого влияния. В конце концов упрочняют стартовые конструкции. На Ангаре как раз решали эту проблему, но там не ракета, а башня создавала проблемы и сооружение в целом. Кстати, старт у Ангары на Плесецке — это бывший Зенит, хотя ракеты разного класса.
1млрд сам стол никогда не стоил. Уменьшите эту цифру раз в 50-100 минимум(даже по старому курсу)

Преимущество водорода = 91.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности. По габаритам: плотность ЖК/ЖВ = 330 кг/м^3, ЖК/ЖМ = 820 кг/м^3.
Разница = 820/(330
2.1) = 18,3%. Всего лишь 18%!

А почему тогда этой разницы в массе или хотя бы близкой ей нет в случае с "Delta IV Heavy" и "Протон М"? А ведь НДМГ/АТ по сравнению с парой метан/кислород имеет УИ ещё меньший. Или я что-то не понял в Ваших рассуждениях?

А, я понял, речь идёт о грузоподъёмности не на НОО, а хотя бы на ГСО, а лучше к Марсу. Ну на то водород/кислородную пару и любят использовать на ваккумных частях траектории. Рассуждения в статье по поводу размеров были в основном касательно первой ступени, а по второй было сказано, что это может быть опасно для многоразового использования + был бы сложный стартовый стол, если первая ступень была бы не на водороде. Возможно, Вы правы в том, что сложность стола не так уж важна, но к слову и многоразовый ITS не так уж и дорог в расчёте на один запуск.

я тут написал ниже — у дельты хэви и есть двух кратное преимущество перед протоном-м на гпо. а ее низкие результаты на НОО связаны с очень слабым двигателем второй ступени
Проблема в том, что после посадки водородной ITS на Марс ей потребуется полугодовое обслуживание с помощью оборудования, которое осталось на Земле. И тысячи человек в придачу. Метан позволяет значительно повысить надёжность и облегчить межполётное обслуживание, так как нет наводораживания и экстремальной криогеники.

Нет чрезмерной сложности в повышении стартовой массы. Не стоит на снове стоимости создания стартового комплекса Ангары говорить о стоимости СК для ITS. Создание космодрома в Бока Чико оценивается в 60-80 миллионов долларов, плюс пятнадцать потратят местные власти на дорогу.

На траекторию к Марсу водородный РБ отправит на 21% больше полезной нагрузки, чем метановый РБ.
Это с парковочной орбиты на НОО или прямо с поверхности Земли?

Посадку на Марс можно осуществлять хоть на метане, хоть на НДМГ/АТ.
А вы случайно не забыли добавить в ваш расчёт баланса массы массу посадочной ДУ с топливом для неё?

Про дозаправки: по планам SpaceX требуется 5 танкеров.
Да, но это при заправке метаном. Прикиньте размеры танкера, который доставит водород, и его массовое совершенство. Не забудьте про посадочную ДУ и топливо для неё в отправляемом к Марсу ITS. Вы по прежнему уверены, что вам хватит одного танкера для заправки водородом?

ITS на метане обладает ещё одним интересным свойством — универсальностью. При желании на базе танкера можно создать своего рода «буксир-толкач», предварительную многоразовую ступень, которая будет разгонять ITS почти до второй космической скорости, а потом возвращаться на Землю. Это позволит, например, использовать ITS и для освоения Луны, где нечем заправляться, и топливо надо везти с собой и потом хранить на орбите возле Луны. А заправлять «буксир-толкач» можно до взлёта ITS, пусть подождёт на орбите.

А вот для лунных многоразовых лендеров лучше всего именно водород. Его можно привезти с собой, а на поверхности заправиться лунным кислородом.

Для Луны, возможно, и есть смысл заморачиваться с водородом, выгрузив водородный посадочный модуль из грузового отсека метановой ITS, которая останется на орбите. Потому что на поверхности Луны добывать метан не получится, а кислород с водородом — вполне возможно. Для Марса — нет, это излишнее усложнение и удорожание конструкции, не оправдывающее увеличение циферок УИ.

Это с парковочной орбиты на НОО или прямо с поверхности Земли?


С НОО. Потребная dV перехода принята равной 3800 м/с. При большей dV выигрыш водорода будет выше.

А вы случайно не забыли добавить в ваш расчёт баланса массы массу посадочной ДУ с топливом для неё?


Масса посадочной ДУ составит около 3 тонн (тяговооруженность принята равной 150). Фигня по сравнению с 450 тоннами ТМК. Масса топлива для посадки уже учтена в массе ITS.

Прикиньте размеры танкера, который доставит водород


Таких-же размеры, как и у водородного ITS. Массовое совершенство водородного топливного отсека — около 8.


Таких-же размеры, как и у водородного ITS.

А как будет выглядеть аэродинамика водородного пепелаца требуемых размеров и количество необходимой теплозащиты и силовых переборок для того, чтобы он не развалился при входе в атмосферу?

Масса теплозащиты зависит от массы КА, а не от его размеров. Поэтому массовая доля теплозащиты Шаттла примерно соответствует массовой доле теплозащиты СА Союза.

Переход на водород позволит снизить нагрузку на крыло, и как следствие — понизить перегрузку при входе в атмосферу.

Ну у спускаемого аппарата в случае с ITS вроде как особо крыльев нет. А про то, что удастся снизить нагрузку, тут, возможно, ещё нужно посчитать. Не исключено, что гипотетические "водородные" крылья будут иметь бОльшую площадь и нагрузка таки вырастет.

Не возрастёт. Плотность топливной пары уменьшилась с 820 кг/м3 до 330 кг/м3. Нагрузка упадёт.
Простой пример: у вас есть бутылка с водой и такая-же пустая бутылка. Какая из них будет лучше замедляться в атмосфере?

Про именно нагрузки на крыло не уверен, так как крылья могут стать больше из-за низкой плотности. Ну да у него нет крыльев, так что ладно.
А по поводу примера с бутылкой — тут тоже есть две стороны медали. По идее при торможении есть два типа опасного воздействия на элементы конструкции: перегрев и перегрузка. Для двух объектов с одинаковой геометрией и при одинаковых скоростях вхождения в атмосферу температура будет зависеть от продолжительности торможения и тут выигрывает спускаемый аппарат класса "пустая бутылка", зато перегрузка при уменьшении массы спускаемого аппарата растёт. И вот тут "пустая бутылка" (как предельный случай) не имеет шансов выжить, так как её торможение будет очень и очень быстрым. Плюс добавляем сюда вполне вероятное увеличение эффективной площади сечения спускаемого аппарата, что также увеличивает скорость торможения, а также увеличение объёма, а больший по объёму объект сложнее сделать прочным. В общем тут тоже есть свои подводные камни. Хотя в Ваших словах, безусловно, есть понятная и верная логика.

Илья, в рамках своих представлений Saturn_V прав. Он не учел, прежде всего, при расчёте массового совершенства наличия внешней, высокотемпературной, теплозащиты на наружной поверхности ITS и массового совершенства бака для жидкого водорода, способного служить столько времени в условиях регулярных межпланетных рейсов. Плюс необходимость сложного предполётного обслуживания водородной ITS «на том конце».

Этого вполне достаточно — эти причины и заставили Маска с Мюллером отказаться от водородной концепции раптора.

Ну это я изначально написал в статье, поэтому в эту тему не стал ещё раз углубляться. Спасибо за пояснение!

Масса теплозащиты зависит, прежде всего, от качества теплозащиты. Вы уверены, что теплозащита Союза обладает таким же качеством (например, плотностью, удельным весом, или теплопроводностью) как теплозащитные плитки Шаттла? Я очень мягко говоря, очень сомневаюь.
В любом случае масса теплозащиты зависит от массы КА, а не от его размеров.
Ну, это наружная теплозащита. А вот масса теплозащиты топливных баков будет очень сильно зависеть от температуры топлива, и здесь у водорода всё очень плохо. Не забудьте, что, в отличии, например, от топливного бака Шаттлов. А у тех постоянно возникали проблемы с трещинами не только теплозашиты но и оболочки и набора. Но там было проще, одноразовый бак имел с наружи теплоизоляцию из пены, её можно было «подлечить» прямо перед запуском, даже не снимая Шаттл со стартового комплекса. Топливный бак ITS должен быть многоразовым, иметь снаружи слой теплозащиты от высокой температуры при входе в атмосферу (поэтому все ваши расчёты массового совершенства пошли коту под хвост), выдерживать несколько полётов и при этом не нуждаться в сложном и длительном контроле…

На сегодня нет необходимости ходить по всем этим граблям.
Только надо учесть, что каждый силовой элемент водородного бака — это ещё один потенциальный тепловой мостик, и элемент, дефектоскопию которого на Марсе вам надо будет провести, не разрушая теплозащиты и её вакуумного контура. Достаточно одной микротрещины во «внутреннем сосуде» водородного толивного бака — и вакуума у вас уже нет. Ещё одна микротрещина во внешнем контуре — и вы не соберёте и не сохраните водород. А при температуре жидкого водорода и в постоянном многолетнем контакте с ним микротрещины у вас будут появляться постоянно.
Как-бы у нас тут разговор начинался с габаритов РН для отправки определённой ПН к Марсу, а вы мне тут про дефектоскопию втираете.
Чем больше габариты — тем большую площадь вам придётся проверять перед каждым запуском (в том числе и обратным запуском с Марса на Землю) дефектоскопом, тем больше места для микротрещин. И рентгеноскопия вам здесь не поможет найти микротрещины, придётся опползать всю полость баков, и всё равно не поможет — ещё и трубопроводы в добавок…
Масса посадочной ДУ составит около 3 тонн (тяговооруженность принята равной 150). Фигня по сравнению с 450 тоннами ТМК. Масса топлива для посадки уже учтена в массе ITS.
Простите, в данном случае вы предлагаете водородный вариант ITS спосадочной ДУ на метане или НДМГ/АТ. В то, что можно сделать ДУ необходмой тяги массой три тонны я могу поверить, о том, что ДУ это не только двигатель — пока замнём. Но где учтена необходимая масса топлива для такой ДУ на водородной ITS? И что стало с массовым совершенством вашей ITS, когда вы включили в её массу эту ДУ и её топливо? Или вы массу посадочного топлива учли в качестве полезного груза?

На самом деле одно повышение надёжности метановой системы и относительная простота её межполётного обслуживания полностью перечёркивают все шансы водородного варианта, для межполётного обслуживания которого необходима развитая аэрокосмическая индустрия в месте назначения. Вы просто не соберёте и не сохраните необходимое количество водорода в течении двух лет, он уйдёт у вас через микротрещины, которые вы не найдёте и не сможете заделать. Риск, возможно, приемлемый для разовой экспедиции посещения (когда корабль с запасом водорода летит раньше пилотируемого корабля и его надёжность можно проверить по отсутствию утечки), но абсолютно неприемлемый для многоразового транспортного средства, предназначенного для основания колонии и нескольких коммерческих рейсов в течении срока службы. Стоимость межполётного обслуживания, даже на Земле, где будут все необходимые условия для проверки убивает всякий смысл.
Метановой ITS для посадки требуется около 100 тонн топлива, водородной — около 70, на НДМГ/АТ — около 120. Разница невелика. Против метана ничего не имею.
Вот видите, таким образом при использовании метана в посадочной ДУ на водородном варианте ITS добавилось около тридцати трёх тонн к конечной массе в формуле Циолковского. Сколько ещё надо дбавить водорода и кислорода, чтобы отправить эти тонны к Марсу? Что там у нас с массовым совершенством конструции в связи с этими добавками?

Но и после этого всё равно водородный вариант ITS бесперспективен. На нынешнем уровне технологий не возможно обеспечить длительный срок эксплуатации такой системы без длительного, сложного и дорогого, невозможного на Марсе, межполётного обслуживания.
Вроде вдумчивая, подробная статья, но автор какие-то странные ляпы пишет.
«Керосин может потерять свойства при полете». Серьезно? Это какие? И он их потеряет быстрее чем испарится жидкий водород и кислород? Речь о параллельной вселенной?
«Двигатель с полной газификацией проще..» Будь я полным нулем в ракетной технике, я и то бы на схемах заметил, что два газогенератора+ две турбины это в два раза сложнее чем один газогенератор и одна турбина.
«и меньше кавитация» Это каким боком, когда турбонасосы точно такие же — точно так же забирают холодные компоненты и так же давят их в газогенератор и/или в камеру сгорания?!
И это жонглирование словечками «самый эффективный»! Если оценивать «эффект» как шумиху в прессе, то да, несомненно он самый эффектный из всех! В остальном — ничего выдающегося. А раптор вообще только в обещаниях и картинках существует. Что там реально выйдет не известно еще. Красивые циферки в таблицах и я умею рисовать. Думаю что как всё у этого торговца бэушными аккумуляторами когда-то закончится. Уж скорее я стану свидетелем Иеговы чем он запустит пилотируемую миссию на Марс. Думаю этой цели у него и нет. Это ж как всегда- красивые презенташки чтобы выбить деньги с доверчивых инвесторов. Всё ограничится коммерческим выведением в ближний космос, а там или падишах сдохнет или Маск… Но инвесторы они такие — одна неожиданно неприятная новость и все инвесторы и их денежки тю-тю…
Всё ограничится коммерческим выведением в ближний космос

Ракеты Маска уже выводили полезную нагрузку за пределы коммерческого ближнего космоса, и будут выводить ещё, потому что это дешевле, чем на Атласе, даже несмотря на все преимущества водородного Центавра.

И это жонглирование словечками «самый эффективный»! Если оценивать «эффект» как шумиху в прессе, то да, несомненно он самый эффектный из всех!

Эффективность двигателя это его удельный импульс. В статье чётко пишут что Merlin — самый эффективный кислородно-керосиновый двигатель в США, а РД-0124 — в мире. Что не так?
Но инвесторы они такие — одна неожиданно неприятная новость и все инвесторы и их денежки тю-тю…

У SpaceX не было неприятных новостей? И сколько у них сбежало инвесторов?
Эффективность двигателя это его удельный импульс. В статье чётко пишут что Merlin — самый эффективный кислородно-керосиновый двигатель в США, а РД-0124 — в мире. Что не так?
Не совсем так. Так считают у нас, в России, где работает советская школа проектирования.

Маск не считает килограммы топлива, Маск считает непосредственно деньги. Мерлин обладает двумя рекордами. Во первых, он рекордсмен по тяговооружённости, а во вторых, он рекордсмен по экономике, включая создание двигателя.

Совсем так. Что-либо другое уже требует уточнений.

Вот и уточнение. Маск считает не тонны и килограммы топлива (а, косвенно, и конструкции ракеты), Маск считает непосредственно деньги. Причем сейчас уже при многоразовом использовании первой ступени.
Размеры ракеты Р-7 на картинке из «Энцилопедия Британника» заставляют вспомнить сакраментальную фразу «Я плакалъ».
Длина боковых «морковок» в реальности — 19,8 м, а на картинке — дай бог, чтоб 15 было. Блок А в реале — за 26 метров будет, у британники — похоже, и за 22 не вылазит. Соответственно, и диаметры похудели.
В показанной конфигурации длина всей ракеты должна приближаться к 40 метрам, а такая длина, как на картинке, была у носителя, выведшего спутник ПС-1 (а та ракета была, как известно, без 3-ей ступени).
Позор британнике!
А что мешало использовать метан раньше? Притом, что тогда перепробовали массу куда более экзотичных вариантов топлив и окислителей? Не могли не рассмотреть и вариант с метаном.
Метан давно рассматривали как очень перспективное, прежде всего, для многоразовых систем, топливо. Это было подтверждено проводившимися в начале нулевых в КБХА сравнительными исследованиями разных топливных пар, как раз в отношении использования их в многоразовых системах. Так как исследование было проведено за деньги ЕКА, то его результаты были опубликованы. Есть очень серьёзные основания предполагать, что как раз ознакомившись с этими исследованиями Мюллер убедил Маска отказаться от первоначальной, водородной версии Раптора.

Почему его не использовали раньше? Во первых, для военных метан — совершенно новое, неудобное и криогенное топливо. При этом у военных есть привычный им керосин. Для их задач им нужно долгохранимое или твёрдое топливо.
Во вторых, при мобилизационном развитии об экономической эффективности забывают. Гонятся за топливной эффективностью, секундами УИ.
В третьих, одноразовая религия, поразившая, прежде всего, наших ракетчиков. Они просто не верят, что, при снижении стоимости доступа на орбиту увеличится трафик и возникнут новые рынки. В прочем, это не удивительно, их всю жизнь учили исполнять приказы.

Трудно после этого проявлять инициативу. И невозможно поверить, что кому-то это может быть интересно.
Перепробовали-то всё, но ничего так в дело и не пошло.
Скорей, не было серьёзной мотивации менять уже освоенный керосин на метан — для одноразовых особой разницы нет.
Очепятка в тексте статьи:
В подписи у фото сравнения габаритов ракет
705 тонн у «Протон М» и 723 тонны у «Delta IV Heavy»
В тексте ниже
ее стартовая масса составляет 732 тонны
К вопросу о низкочастотных пулсациях в двигателях схемы газ-газ.
Кажется очевидной идея перекрестного привода турбин насосов от газогенераторов противополодного компонента.
Этого тоже оказалось недостаточно для синхронизации?
«Простой пример: полностью водородная «Delta IV Heavy» и работающая на НДМГ/АТ лучшая подруга казахского эколога РН «Протон М» способны выводить на НОО примерно одинаковые грузы (чуть меньше 26 тонн у «Дельты» и около 23 тонн у «Протона»).»
простой пример совершенно неверен. дельта-4 оптимизирована для ГПО и там у нее 14,220 kg против 7.1 протона (причем у протона еще и разгонный блок, без него все совсем плохо). т.е. при близком весе водород дает двухкратное преимущество.

а близкие результаты на НОО по одной простой причине — верхняя ступень дельты под них не оптимизирована и имеет очень низкую тяговооруженность. если туда поставить BE-3 или хотя бы двухмоторный вариант — все будет куда веселее
Only those users with full accounts are able to leave comments. Log in, please.