Я поэтому в скобках дописал «очень грубо». Все-таки формат здесь научно-популярный, а не сугубо научный, да и без точных исходных данных и по видео материалам съемки подобные рассуждения носят вообще умозрительный характер)
По струе, это получается свободная затопленная струя, без учета скорости ракеты. Границы струи определяются вообще говоря по разным критериям, например по скоростному напору определенной величины, это вопрос субъективный и зависит от граничных условий.
Не очень то и ближе. Длина РКН метров 70, выхлоп по ракурсу на этой же длине и далее, то есть на конце струи, в метрах 80-100 от сопел.
Температура газа на выходе из сопел в районе 2000 К, но это в ядре струи. На границах струй поток уже слабенький и температура ниже раза в 2-3 (очень грубо) раза и охлаждается это все быстрее.
Вот наглядный пример, Протон-М. Видно, что пар «близко» к соплам, на конце струй и как бы слетает с их границ, там где газ холоднее, образуя «конус»:
Графика нет. Можете сами прикинуть, зная, что начальная масса РКН 733 тонны, тяга 960 тонн. Расход топлива где-то 0,82 т/с через каждый двигатель. Грубо, но можно оценить. 30 километров никак не получается.
Это в камере сгорания и в струе такая температура. На стенках за счет охлаждения намного ниже. А захолаживаются прежде всего элементы внутри ЖРД, магистрали, клапана и т.п.
По видео след появился на 80 секунде, а это должно быть 5-10 км подъема(с учетом низкой тяговооруженности РКН, неплохо б посчитать), вполне нормальная высота и температура окружающей среды для конденсации.
Проблемы на самом деле нет. Отрыв начинается тогда, когда перегрузка переваливает за единицу, то есть тяга начинает превышать стартовый вес, при отсутствии системы удержания. Такой тяги, чтобы РКН разрушило на старте у космических ракет не бывает, точнее не тяги, а перегрузки. А максимальные перегрузки, на которые рассчитана РКН достигаются на некоторой высоте, например при переходе через трансзвук, или по окончании топлива в баках. Для уменьшения перегрузок регулируют тягу ступеней.
У данной ракеты например тяговооруженость(стартовая перегрузка) в районе 1,15. У ракеты Зенит чуть ли не 1.4.
А ваш пример — это стартовая схема ракеты Союз. Ракеты висит на фермах, в момент старта она сходит с направляющих, фермы освобождаются и за счёт противовесов отводятся вбок дабы исключить соударение с ракетой. Здесь основная проблема соударение. Её решили чисто за счёт кинематики и противовесов. У Протона например есть гидротолкатели опор, для ускорения отвода.
Да, обратная сторона медали, причём с шаттлом такие промахи пошли уже с первого его пуска. У Маска и Спейс иск тоже есть нечто похожее, но они пока «молодые» и к пилотируемым пускам наверняка будут более «дисциплинированы» в этом плане, по крайней мере хочется надеяться.
С одной стороны курьезно, а с другой — это показывает насколько инженеры уверены в своих расчетах и железе, что позволяют летать ей горящей) Я бы даже сказал, что американцы имеют такую черту в инженерной ментальности, «ходить на грани», тогда как у нас скорее всего сочтут это грубой ошибкой, которую срочно необходимо ликвидировать. Даже нештатные ситуации они умеют как-то по-иному обыгрывать. У нас в этом плане более осторожные.
Там двигатель RS-25. Я не спец по двигателям, но из найденой в сети брошюре нашел циклограмму работы. Главный клапан горючего открывается на полную за 0,6 секунд от команды на пуск, а главный клапан окислителя открывается на 60% еще через 0,5 секунд, видимо здесь двигатель уже работает(прошло зажигание), на полную клапан открывается еще через 3 секунды. То есть выход на режим идет быстрее, плюс возможна другая схема захолаживания. Зажигалки у Шаттла начинают работать за 4 секунды до появления струи, у Дэльты аж за 14.
Я все-таки наверно ошибся. За 5 секунд открывается основной клапан подачи водорода. А зажигалки начинают работать за 14.5 секунд до пуска, то есть скорее всего с этого времени начинается захолаживание, если конечно там нет какого-нибудь байпаса.
А у Ф9 дренаж наружу идет? Интересно как было на RS-25 и на РД-0120.
По факту да, третье. Тоже думал сделать по порядку, но решил добавить драматизма, как героическое преодоление назревшей проблемы )
Вообще немного поспешно получилось, не думал, что вообще буду писать на эту тему. Про это читал давно, в уме держалось. Но тут после пуска возник вопрос у людей по поводу обгорелости и прочего, пришлось втягиваться в тему и пришла идея сделать пост )
Инверсионный след от продуктов сгорания (водяной пар), которые конденсируется в холодной атмосфере. Так то работа водородных двигателей самая чистая: струи прозрачные, выхлоп — водяной пар)
1. Я думаю сложность реализации и огромный объем пространства вокруг, летучесть водорода.
2. Не специалист по ЖРД, но как смогу объясню. Жидкий водород имеет температуру ниже -252 градусов Цельсия. Магистрали и элементы РКН, вне баков имеют условно температуру окружающей среды(25 градусов например). Если резко начать заливать эти элементы жидким водородом возникают «большие» температурные напряжения, которые могут привести к разрушениям каких-то элементов. Другой момент, это интенсивное испарение жидкого водорода на «теплых» элементах насоса, что приведет к кавитации и нестабильному расходу компонента и тяги ЖРД если начинать это процесс без предварительной «подготовки».
Вентилятор — интересное решение. Но тут нужно иметь ввиду нюансы. Какова потребная производительность вентилятора? Струя из сопла вытекает со скоростями 2900-3500 м/с и создает мощный спутный поток и разрежение вокруг себя, а в узком канале работает как пылесос (и даже этого недостаточно). Открытый вентилятор, на мой взгляд, не сможет «обработать» такую площадь (ширина ракеты около 12 метров). То есть уже вырисовывается система вентиляторов, а еще лучше для создания существенного пониженного давления — труба(ы) (наподобие аэродинамической или воздухозаборника ВРД). Далее, а вентилятор ли нам нужен? Если избыток водорода просто прогонять вентилятором, то эти газы начнут распространятся вокруг, то есть нужен вообще говоря отдельный дренаж, чтобы это не полыхало на еще большей площади. Скорее нужно эти газы заталкивать в канал газохода, пусть там горят. А прокачать такой канал непростая задача.
Получается от идеи простого одноразового вентилятора мы плавно переходим к целой системе с обслуживанием и неслабым энергопотреблением. Но это уже отдельная инженерная система и делать ее одноразовой смысла нет.
Вентиляторы эффективнее было бы поставить внутри газохода для создания пониженного давления и отсоса газов перед пуском, но это строительные работы, переделка старта. Второе решение — как на «Союзе» (но места под трубы вокруг стола, судя по фото, нет).
p.s. Если повнимательнее посмотреть фото, то ракета стоит на довольно высоком постаменте. Внизу есть проемы. Туда в принципе можно было смонтировать что-то вроде эжекторов.
По струе, это получается свободная затопленная струя, без учета скорости ракеты. Границы струи определяются вообще говоря по разным критериям, например по скоростному напору определенной величины, это вопрос субъективный и зависит от граничных условий.
Температура газа на выходе из сопел в районе 2000 К, но это в ядре струи. На границах струй поток уже слабенький и температура ниже раза в 2-3 (очень грубо) раза и охлаждается это все быстрее.
Вот наглядный пример, Протон-М. Видно, что пар «близко» к соплам, на конце струй и как бы слетает с их границ, там где газ холоднее, образуя «конус»:
У данной ракеты например тяговооруженость(стартовая перегрузка) в районе 1,15. У ракеты Зенит чуть ли не 1.4.
А ваш пример — это стартовая схема ракеты Союз. Ракеты висит на фермах, в момент старта она сходит с направляющих, фермы освобождаются и за счёт противовесов отводятся вбок дабы исключить соударение с ракетой. Здесь основная проблема соударение. Её решили чисто за счёт кинематики и противовесов. У Протона например есть гидротолкатели опор, для ускорения отвода.
А у Ф9 дренаж наружу идет? Интересно как было на RS-25 и на РД-0120.
Вообще немного поспешно получилось, не думал, что вообще буду писать на эту тему. Про это читал давно, в уме держалось. Но тут после пуска возник вопрос у людей по поводу обгорелости и прочего, пришлось втягиваться в тему и пришла идея сделать пост )
2. Не специалист по ЖРД, но как смогу объясню. Жидкий водород имеет температуру ниже -252 градусов Цельсия. Магистрали и элементы РКН, вне баков имеют условно температуру окружающей среды(25 градусов например). Если резко начать заливать эти элементы жидким водородом возникают «большие» температурные напряжения, которые могут привести к разрушениям каких-то элементов. Другой момент, это интенсивное испарение жидкого водорода на «теплых» элементах насоса, что приведет к кавитации и нестабильному расходу компонента и тяги ЖРД если начинать это процесс без предварительной «подготовки».
Получается от идеи простого одноразового вентилятора мы плавно переходим к целой системе с обслуживанием и неслабым энергопотреблением. Но это уже отдельная инженерная система и делать ее одноразовой смысла нет.
Вентиляторы эффективнее было бы поставить внутри газохода для создания пониженного давления и отсоса газов перед пуском, но это строительные работы, переделка старта. Второе решение — как на «Союзе» (но места под трубы вокруг стола, судя по фото, нет).
p.s. Если повнимательнее посмотреть фото, то ракета стоит на довольно высоком постаменте. Внизу есть проемы. Туда в принципе можно было смонтировать что-то вроде эжекторов.