Комментарии 285
По поводу вот этого —
> Кроме этого, около стенок ставят форсунки, которые выбрасывают топливо, создавая завесу от пламени. Таких завес может быть много (например, на двигателе Фау-2 было четыре пояса завесы).
можете рассказать чуть подробнее? Немного не понятно, как это выглядит и как работает. Они создают доп. завесу из топлива внутри камеры сгорания?
Правда вроде как основной смысл этого был в увеличении тяги, а не в охлаждении.
Вторая версия: завеса после газогенератора содержит большое количество поверхностей «жидкость-газ» и непрозрачна по тем же причинам, как и туман.
И не забывайте об ограничениях камеры, которая снимает. Посмотрите видео, там хорошо видно, что, пока не появилось яркое плямя, через завесу проглядывает свет.
Топливо пускать по стеночке, чтобы стенка не нагревалась.
Абсолютно контр-интуитивно :).
Люди меня потрясают.
С лазерными все сложнее значительно. Вплоть до того, что в газовой среде при малой угловой скорости встречные потоки излучения лазера начинают самосинхронизироваться (даже боюсь начинать объяснение как это), в результате появляется зона нечувствительности вблизи ноля. И показания снимаются не сравнением во временной области а по изменению интерференционной картины на выходном экране. Грубо говоря, «в какую сторону и как быстро полосочки двигаются по экранчику».
1. Повышают теплообмен. Чем больше площадь, тем лучше отдача тепла, поэтому батареи/радиаторы делают ребристыми, гофрированными и т.п.
2. Направляют поток. Это вопрос технологии — как на стенке камеры сделать направляющие для потока охладителя. Фрезерование — операция недешевая и не особо эффективная с точки зрения производства, но американский способ ещё дороже и менее технологичен. В США, кстати, начали перенимать наш опыт — двигатель RS-68 сконструирован по нашей системе охлаждения.
Если вам охота ещё, почитайте вот этот сайт.
Самая температуронагруженная часть — это перешеек, где поток из дозвукового в камере сгорания переходит на сверхзвуковое течение в диффузоре. Там температура самая высокая (2000 и более градусов), какие материалы способны выдержать это?
Для защиты от прогара тоже реализовано охлаждение. Тоже топливом. Но есть одно но. Тепло надо быстро отводить от сопла к топливу (для этого собственно снаружи и фрезеруют рёбра), но тепло надо успеть отвести от внутренней поверхности стенки к внешней, пока стенка не начала оплавляться. Для этого перешеек делают из максимально теплопроводного материала (например, медь), а толщину стенки стараются минимизировать. Расчет толщины стенкок камеры сгорания и сопла — отдельная песня.
И кстати, расчет этот проводят исходя из требуемого времени работы сопла — обычно примерно 120 секунд. Что будет с соплом на 130 секунде инженеров-конструкторов уже не волнует. (Хорошо что ДВС для автомобилей делают иначе.)
Срез стенки, внутри которой течет керосин:
Но это опять компромиссы. Думаю, можно сделать двигатель и на 100 запусков, но он будет сложный, дорогой и тяжелый. А раз так, то полезной нагрузки полетит меньше.
А что, стенки ракеты так мало выгорают при входе в плотные слои атмосферы, что их нетрудно использовать повторно? У меня сложилось впечатление по открытым данным, что всем конструкторам ракет с управляемым реактивным снижением (типа Кузнечика) пока не удалось взлететь (и вернуться) на высоту, где необходимо с плотностью воздуха на высоких скоростях бороться.
Если говорить о «типичной» ракете-носителе, то это баллистическая ракета, которая работает как удлиненная пушка — снаряд разгоняется по длинному стволу, а потом летит по баллистической кривой.
Поэтому первая (да и вторая ступень) не поднимаются достаточно высоко.
Стенки же, если интересно, достаточно тонкие, если сравнить с физическими размерами ракеты.
Поэтому у жидкостных пускаются на всякие ухищрения для увеличения жёсткости, типа наддува баков (причём степени наддува тоже бывают разные).
Пишу из будущего: 10 раз слетала первая ступень Falcon 9 - и ведь прошло всего 5 лет! За сим вопрос - как же устроены сопла у ракет компании SpaceX?
и ведь прошло всего 5 лет!7 же?
Merlin 1D использует регенеративно-охлаждаемое сопло и камеру сгорания, то есть, проточное охлаждение с возвратом охлаждающего агента в камеру сгорания.
Они вон и на engine-out акцент делают, по крайней мере, в описании.
Только в разные стороны! :)
www.youtube.com/watch?v=dvTIh96otDw
Если уж проводить такие аналогии, тогда:
нет части лопасти — нестабильная тяга одного из двигателей;
нет части квадрокоптера — взрыв, и как следствие, отсутствие двигателя и части ракеты.
:)
Если с первым скорее всего ракета куда-то да долетит, а вот со вторым уже никакая теория динамических систем не совладает…
был квадрокоптер, а стал трикоптерИ так уже умеют:
www.engadget.com/2013/12/08/quadrocopter-drone-recovers-from-failures/
Хотя я согласен, управлять полувзорванной ракетой гораздо сложнее.
При достижении ракетой-носителем максимального аэродинамического сопротивления, на 79-й секунде полета был сорван конический обтекатель первого двигателя. Двигатель был аварийно остановлен из-за потери давления. Это привело к увеличенному времени работы остальных восьми двигателей для выхода на запланированную орбиту. Полет продемонстрировал заявленную возможность ракеты Falcon 9 завершить миссию при отключении одного из девяти двигателей. КК Dragon был успешно выведен на орбиту.
Если на ракете установлено несколько двигателей, то при отключении одного из них, вполне реально силами бортовой электроники пересчитать траекторию полета и ввести корректировки в режим полета.
Более того, такие нештатные ситуации заранее в огромных количествах моделируются еще на земле — в КБ.
Если на ракете установлено несколько двигателей, то при отключении одного из них, вполне реально силами бортовой электроники пересчитать траекторию полета и ввести корректировки в режим полета.
А еще 40 лет назад, во времена разработки Н-1, такая фраза вызвала бы тяжкий вздох…
a) Мощности оставшихся двигателей достаточно для успешного завершения миссии.
б) Диапазон системы управления позволяет скорректировать момент (можно себе даже представить ситуацию, что при определенной конструкции ракеты для обеспечения управляемости придется отключить двигатель с противоположной стороны и проблема (а) усугубится).
Второе, что здесь важно — это хорошая система мониторинга двигателей, чтобы их можно было остановить до того, как возникнет возможность разрушения.
Естественно никто не утверждает, что взорвавшаяся ракета может лететь дальше — это выглядело бы как-то глупо. Речь идет только о повышении вероятности успешного выполнения задачи. При этом, возможность полета с остановленным двигателем повышает эту вероятность значительно. Особенно в условиях повторного использования.
Рубашка поражает филигранностью работы, а ТНА размерами, если вспомнить какова его мощность.
Но тут немного перекос в сторону ЖРД наметился.
Есть ещё вариант защиты от прогара для РДТТ — так как там нечего лить ни в рубашку, ни в завесу, то сопло делается из материалов с высокой жаропрочностью и теплостойкостью.
Кроме того, отдельной темой у РДТТ существует гора проблем с сохранением пластичности топлива и управлением тягой (краник не прикрутишь).
Да, ракетостроение — это очень обширная тема с множеством потрясающих примеров гениальных инженерных решений.
Я бы сказал, что материалы с максимальной теплопроводностью и теплоемкостью.
Я работал одно время на обычном станкоинструментальном заводе и видел как слесари работали.
Особенно интересен был процесс шабрения, когда при помощи шабера (типа стамески) _вручную_ снимается слой металла толщиной несколько микрон.
Нет, именно жаропрочность и теплостойкость — они не охлаждаются, а работают «на износ».
Поэтому сопла делают из всяких угле- и органопластиков, чтобы не сгорели раньше времени.
Так, если не ошибаюсь, была сделана теплозащита Бурана.
И тут необходима не столько теплозащита (низкая теплопроводность), сколько устойчивость к высоким температурам на время работы ступени (жаропрочность и теплостойкость), то есть, неизменность физических свойств материалов при повышении температуры.
У РДТТ делается, за редким исключением, качающееся сопло.
Вот материалом как раз служат всякие жаропрочные материалы.
Чтобы не подпадать под законы о тайне, процитирую данные по ракете MX:
«Сопла изготавливались из специального кевлароэпоксидного материала, материалом горловин служил высокочистый пирографит.»
В горловинах самые сложные условия.
И абляция, конечно, там тоже идёт, продуктами сгорания.
Выглядит ракетное дело в самом деле как что-то само-собой-разумеющееся. Что может быть проще, ракеты ещё китайцы делали. Очень хорошо Вы это моё заблуждение разнесли.
В сущности элементарная мысль «за счёт усложнения конструкции можно улучшить характеристики ценой снижения надёжности, а снижение надёжности можно скомпенсировать технологией» мне в голову до вашей статьи как-то не приходила. Сейчас она кажется очевидной :). Знаю я цену такой очевидности.
Вот что особенно интересно — это НАСКОЛЬКО ракетостроители подошли к пределу. Если представить, что двигателя ВООБЩЕ нет, а топливо и окислитель волшебным образом трансформируют свою энергию в движение ракеты — то насколько такая магия будет эффективнее, чем существующие двигатели? Хотя бы порядок величины какой? Двигатель берёт 5% энергии топлива? 25%? 50%? 80%?
У меня тяжёлый разрыв шаблона.
Спасибо Вам.
«топливо и окислитель волшебным образом трансформируют свою энергию в движение ракеты»Можно предположить, что должно быть верно что-то в духе E=mc2, а тогда получается что энергии у нескольких тонн топлива сильно поболее будет, чем нужно чтоб одну ракету на орбиту закинуть.
Эффективность 95% подразумевает практический выход химической реакции горения в двигателе относительно теоретической возможности, то есть, насколько технологично реализована поддержка горения топлива (фактически какая часть исходных компонентов полностью прореагировала).
«исходя из фразы» о волшебном трансформированииВы без тегов иронию совсем не видите, ога?
Я, разумеется, не хотел уесть, а хотел уберечь других, менее опытных членов хабрасообщества от заблуждений.
Лично мне многие научные вещи до сих пор кажутся волшебством (например, квантовая механика).
По этой причине, преклоняюсь перед популяризаторами науки, такими как Ричард Фейнман.
Легко ищется на электробиблиотечных ресурсах.Зачем его там искать, если оно на оф. сайте лежит? Оригинал (всё ещё пишется), русский перевод (соответственно, всё ещё переводится).
Всё-таки правильнее дать ссылку на lesswrong.com.
HPMOR.com is an authorized mirror of Less Wrong‘s / Eliezer Yudkowsky‘s epic Harry Potter fanfic-in-progress, Harry Potter and the Methods of Rationality.
Про электробиблиотечные ресурсы я сказал, потому что там книги лежат в форматах, удобных для чтения.
Ну и lesswrong.ru тоже полезно почитать.
Прошу прощения за offtopic.
Ну, и всякие форматы для чтения есть и на hpmor.com, и на hpmor.ru, и там они гарантированно свежие, в отличие от библиотек.
Но только во имя истины.
Вот официальная страница.
Methods Of Rationality (fanfiction)
А вот что на ней написано
External links
FanFiction.Net (primary source)
hpmor.com mirror (up-to-date)
…
Мне кажется, комментарии излишни.
Если на hpmor.com покажете ссылку на файл в формате fb2, сразу заберу все свои слова.
Но энергия, вбуханная в условия для ядерного синтеза, уже сама по себе будет достаточна для вывода ракеты на орбиту.
Кто поручится, что через некоторое время не будет создан двигатель, использующий энергию синтеза в более щадящих условиях, чем современные термоядерные установки?
А вбухивать энергию по современным технологиям — это всё равно что бить палкой по палке и использовать выделяющуюся тепловую энергию.
Тяжёлыми элементами тоже не стоит ограничиваться — большие ракеты летают и на водороде.
Кстати, он является и самым энергетически выгодным химическим топливом.
А для этого нужна или большая энергия, или большое терпение, когда они соизволят протунеллировать.
Будем повышать вероятность, увеличивая количество материала, не повышая температуру — доиграемся до гравитационного сжатия, последующего разогрева и обычного горячего термояда. Только в космическом масштабе. Проще уж по-старинке, разогревать током, лазером или делением урана.
Кстати, он является и самым энергетически выгодным химическим топливом.
Если не ошибаюсь, то он самый хороший восстановитель, а фтор — окислитель.
Что-то я не припомню ни одной летавшей на таких компонентах ракете.
Хотя именно такой набор компонентов даст наибольший выход энергии при образовании ковалентной связи.
При том, что удельный импульс не намного больше сочетания кислородо-водородных компонентов — таких двигателей разработано и применяется приличное количество (Энергия, например, имела такие).
А вот фтор-водородные химические боевые лазеры существуют.
Но, в пересчёте на массу, водород вне конкуренции.
А ядерная энергия топлива близка к нулю. Изотопы-то стабильные.
Я бы не был так категоричен. А что с ним будет, если облучать большим нейтронным потоком?
Сечение слияния далеко не нулевое, а там уже и изотопы нестабильные, и сами распадаться начнут…
А вот про ядерный синтез на тяжелых элементах вы, по-моему, махнули…
Почитайте статью, второй абзац про железо-56.
Так что энергии, достаточной для запуска такой реакции синтеза, должно хватить как минимум на изменение орбиты Земли… :)
Для ознакомления с темой крайне рекомендую почитать книгу легендарного инженера Бориса Чертока «Ракеты и люди». Вот для затравки:
Сам термин «штекер» перешел к нам от немцев уже после войны. В истории многое переходит победителям от побежденных.
Мы только после войны оценили, какую огромную техническую роль в авиационной и ракетной технике суждено играть такому, казалось бы, простому устройству, как штепсельный разъем — штекер!
…
Показательно, что когда мы после войны начали воспроизводить технику ФАУ-2 и разрабатывать свои новые ракеты, то убедились, что такое давно изобретенное человечеством устройство, как электрическое многоконтактное реле, умеет делать в нашей стране только один ленинградский завод «Красная заря». В Германии только у фирмы «Телефункен» было три подобных завода и по меньшей мере два у «Сименса». Это одна из причин, по которой, несмотря на непрерывные бомбардировки, которым союзная авиация подвергала немецкие города, выпуск вооружения не падал, а непрерывно возрастал вплоть до середины 1944 года.
— важно уметь делать «шашку», горящую со сравнительно небольшой, но очень стабильной скоростью. Иначе в лучшем случае — неэффективное выгорание горючего и «прыгающая тяга», в худшем — взрыв ускорителя. Для этого очень важна однородность всего топливного заряда.
— сложно дросселировать и в целом управлять тягой.
2) динамическое управление тягой — очень сложная задача, а вот «запрограммировать» тягу заранее весьма просто. (см. п.1)
И для твердотопливных ракет тоже важен момент с перегревом критического сечения сопла.
Важно сделать шашку, которую можно долго хранить без критического изменения параметров шашки и топлива.
Самый главный момент — уберечь от высыхания, чтобы в теле заряда не появились трещины, которые резко увеличивают площадь горения, что приводит к взрыву.
Поэтому практически все ракеты с РДТТ хранятся и перевозятся в ТПК (транспортно-пусковых контейнерах), где очень точно поддерживается температурно-влажностный режим и которые открываются непосредственно за несколько секунд до старта ракеты.
А некоторые даже и не открываются ;) Ракета прорывает мембрану при старте.
Гироскопы не установлены на гиростабилизированной платформе, а входят в её состав. Она же стабилизирована ими. И ставить на неё ещё гироскопы не нужно (смайл). А вот акселерометры ставят и прочее.
Пост отличный, кратко и доступно изложено.
P.S.> На автора не наезжаю, просто регулярно встречаю эту неточность в ответах, рефератах и даже курсовых. Может, почитав здесь, меньше будут ошибаться.
Да и Вики с ним согласна — The LEV-3 guidance system consisted of two free gyroscopes (a horizontal and a vertical) for lateral stabilization, and a PIGA accelerometer to control engine cutoff at a specified velocity.
Нехватка точности объяснялась несовершенством приборов. Те же принципы используются и сейчас.
Сейчас совсем другие принципы управления. Решение полноценной задачи навигации и наведения.
In the A-4 missile (the V-2), a pair of gyros was used in a guidance system known as the LEV-3; one free gyro controlled roll and yaw, one controlled pitch, and a tilt program put the missile into the proper angular attitude after its vertical launch. The LEV-3 employed a gyro-type accelerometer as a propulsion cutoff system, the device being preset [243] to cut off the engines when the missile reached a predetermined velocity.
history.nasa.gov/SP-4206/ch8.htm
При сдаче экзамена по теории полета ракеты лектор вытягивал однокурсника просто за уши, и когда уже почти отчаялся, то задал вопрос «где располагается ГСП?», подразумевая, что тот покажет на плакате с разрезом ракеты.
Курсант подумал пять секунд и ответил «На ракете».
Лектор тоже на пять секунд впал в ступор, а потом сказал почти себе под нос, но было слышно «Да, было бы странно, если бы она летела рядом...»
С очень хорошим юмором был полковник.
P.S. Если кто узнал историю, привет! ;)
Так все-таки, реально снижение стоимости запуска в 10-100 раз или это выдумки заокеанских мечтателей?
Но не наоборот!
Давайте так:
1) разрабатываются критерии «мягкой посадки»
2) разрабатывается конструкция, обеспечивающая «мягкую посадку»
3) разрабатывается методика определения (контроля), была ли по факту посадка мягкой или нет
Причем, если бы я был руководителем данных работ, то задачи бы решались почти параллельно. Но старт работам я бы давал именно в таком порядке, возможно, с небольшим временным интервалом между ними…
На такую последовательность согласны?
В этом абзаце, наверное, имело смысл упомянуть, что эффективность надо рассматривать в привязке к ступени для которой предназначен двигатель, т.к. условия работы сильно разные. К примеру, кислород-водородные двигатели не ставят на первые ступени не случайно (а ионные не используют для вывода на орбиту вообще).
К примеру, кислород-водородные двигатели не ставят на первые ступени не случайно
Ариан-5, Дельта-4, H-IIB, проектируемый «Великий поход-5» — практически все имеют криогенные первые ступени (иногда в связке с твердотопливными бустерами).
Например, топливо в районе стартовой площадки стоит в 10 раз ниже рыночной.
Утрирую, конечно, но этого вполне достаточно, чтобы принять решение об экономической целесообразности именно такой компоновки.
Стоит сказать отдельно про пилотируемые ракеты. Ограничения на перегрузку и вибрацию, САС
Спасибо.
Улучшение возможно всегда. Появятся новые материалы, можно будет, скажем, сделать двигатель той же мощности, но легче килограмм на 150.
И это прекрасно, ибо 150 кг превратятся в полезную нагрузку!
На счет современной электроники не подскажу. На тех двигателях, что мы изучали, было сделано почти всё через механику.
Для разработки одного двигателя с нуля требуются сотни людей при условии наличия компьютеров. Без компов в СССР в 50-70-х считалось всё в ручную. Сидели целые отделы расчетчиков. Там счет шел на тысячи человек.
Особенно порадовали РД-107/108/180.
Жаль что так мало упомянули про РД-170.
Самый мощный двигатель на планете. Согласно вики: мощность РД-170 — около 20 млн лошадиных сил.
Помню, когда в институте нам про него рассказывали, то прозвучала шикарная фраза:
«Но когда проводили первые запуски ракетоносителей с РД-170, то столкнулись с одной очень неожиданной проблемой. Он был настолько мощный, что не поднимал ракету в воздух, а сминал её!»
Поэтому достаточно быстро разработали РД-180 — половинку от РД-170 (2 камеры сгорания вместо 4).
И ещё думаю, хабражителям было бы интересно узнать какие вида топлива есть, в чем преимущества и недостатки каждого из них…
P.S. И ведь Saturn V как-то взлетал ажно с пятью F1! Тут проблема скорее не в абсолютной мощности, а в относительной: он гораздо меньше F1 при слегка большей мощности, так что та же самая сила оказывается приложена к куда меньшей площади, вот и получился конфуз.
— The F-1 remained the most powerful liquid-fuel rocket engine at 6.7 MN of thrust at sea level until overshadowed by the RD-170 from the Soviet Union. The RD-170 uses a cluster of four separate combustion chambers and nozzles driven by a single turbopump. It visually appears to be a cluster of four engines, not a single engine. Viewed as a single engine it is the most powerful liquid-fuel rocket engine ever flown. The F-1 still holds the crown of largest single-chamber, single-nozzle liquid fuel engine flown. However among solid-fuel engines, more powerful engines exist, such as the Space Shuttle Solid Rocket Booster, with a sea-level liftoff thrust of 12.45 MN.
Кроме того, был ещё F-1A:
[...] While outwardly very similar to the F-1, the F-1A was more powerful, producing a thrust of about 8 MN in tests [...]
И тот и другой двигатель делали не для того, чтобы победить на конкурсе тяги. Решали разные задачи и разными способами.
Что значит «конструкционно один»? Что там один турбонасос?
Нельзя «отпилить» пару камер от него — это один агрегат
Как это нельзя? РД-180 ведь как раз и получился «отпиливанием» 2 камер. А вот из F1 не сделаешь двигатель половинной мощности.
Это почти как из четырехядерных процессоров делают двухядерные, отключить 2 ядра или убрать две камеры, значительно проще, чем делать отдельный двухядерный процессор или новый двигатель в 2 раза меньшей тяги.
Я не говоря, что тут нужно просто тупо физически отпилить, да нужно просчитывать и некоторые новые детали сделать, но на это нужно значительно меньше затрат ресурсов, чем на базе движка F1 сделать движок в 2 раза меньший.
Однако же сложно поспорить с тем фактом, что разработка РД-180 на базе РД-170 потребовала несравнимо меньше ресурсов, чем разработка самого РД-170 практически с нуля (на самом деле — с заимствованием некоторых наработок с недоделанного РД-270, но это не в счет). И с тем, что именно задел по РД-170, на основе которого был в рекордные сроки сделан РД-180, помог Энергомашу выжить в 90-е.
По истории разработки РД-170 можно почитать хотя бы В. Ф. Трофимова, «Осуществление мечты».
Минусы — не мои :)
Я не пытаюсь оспаривать то, что Вы утверждаете. Более того, я с Вашими тремя тезисами полностью согласен.
Но Вы, как я понял, оспариваете тот факт, что разработка РД-180 на основе РД-170 оказалась значительно проще, чем разработка самого РД-170. Или я неправильно понимаю?
А стремление рассматривать многокамерные двигатели как связки однокамерных я тоже не понимаю. В конце концов, одной из самых сложных в разработке частей РД-170 был как раз не имеющий аналогов ТНА, обеспечивающий работу 4-х таких камер.
Даже студентам, которые по специальности там практику проходят и изучают эти двигатели, почти не дают доступа к бумажным материалам (чертежам, технологическим картам...).
что основная идея данного поста (о том, что rocket science это не сложно, а ОЧЕНЬ сложно) прошла мимо некоторых читателей
Вас заклинило походу, напишите где я говорил, о том что это любой может сделать? И причем тут Фон Браун и Королев, никто не приуменьшает их заслуг и их гениальность.
Речь о конкретных двух двигателях РД-170 и РД-180, и что второй получился упрощением первого.
Это почти как из четырехядерных процессоров делают двухядерные» — достойно занесению в «аналы
Вы, что домохозяйка которая не в курсе, как двухядерники частенько делают отключением ядер (как бракованных так и вполне рабочих)? Оверклокеры еще охотились за некоторыми процами, так как если повезет вполне можно было включить отключенное ядро.
дык, разогнать нафик весь Энергомаш, эти тысячи человек
Еще для особо умных домохозяек, создание РД-180 сделано «отпиливанием» разработчиками 2 камер. Никто при этом не говорит, что это плохо или что это может любой таджик с болгаркой сделать. Но для разработчика это на порядки проще и дешевле, чем создавать новый двигатель меньшей мощности, практически у нуля.
создание РД-180 сделано «отпиливанием» разработчиками 2 камер.
Нет. Возмите и распилите у своей машины ДВС напополам, а потом попробуйте поехать на двух цилиндрах.
Не выйдет. Нужна доработка, верно?
Другое фазораспределение, например. Ну и те дырки во впускном коллекторе, что образовались в виду отсутствия цилиндов, надо заткнуть, чтобы топливо во все стороны не хлестало… А, стоп! Ещё же двигатель теперь разбалансирован и дико прыгает! Надо, чтобы поршни в противофазе ходили -> переделываем чертежи коленвала и точим новую деталь. И так далее…
Аналогия ясна?
для разработчика это на порядки проще и дешевле, чем создавать новый двигатель меньшей мощности, практически у нуля.
Проще — не сказал бы.
Дешевле, скорее да, чем нет.
Нет. Возмите и распилите у своей машины ДВС напополам, а потом попробуйте поехать на двух цилиндрах.
Я фигею, народ, для кого я слово отпиливание специально в кавычки выделяю? Не нужно его буквально воспринимать…
Проще — не сказал бы.
Да неужели, т.е. проектирование камеры сгорания, сопла, системы охлаждения сопла — это так фигня? Потому и проще, потому что это всё не нужно было рассчитывать и тестировать заново, их параметры и так известны…
Да неужели, т.е. проектирование камеры сгорания, сопла, системы охлаждения сопла — это так фигня?
Проектирование — это наука. Есть «методички» по расчету. А существование ныне мощных компов и специализированного ПО позволяет быстро по типовой схеме разработать «новый» двигатель с заданными характеристиками, чем пытаться доработать до нужных характеристик часть старого двигателя.
Более того, не удивлюсь, если уже существует какое-то ПО, в которое заносишь нужные тебе макроскопические параметры, а ПО генерирует чертежи для типовых деталей, но с какими-то изменениями в геометрии.
Вот в советские времена без компов было проще доработать, ибо полный обсчет двигателя занимал недели, если не месяцы. При доработке постоянно вылезают странные косяки, которые сразу не предусмотришь. Например, появляется какая-то асимметрия в системе, и надо разработать с нуля систему компенсации этой асимметрии. И далеко не факт, что эта задача проще в конструкторском плане, чем разработать новую аналогичную камеру сгорания, сопло или что-то ещё. Дорожка-то уже проторена.
Тогда у конструкторов вместо компов были чутьё и интуиция.
А сейчас это всё как-то более механично и менее романтично что ли…
Если вернуться к РД-170 и его «половинке» РД-180.
То там из 4-х камер остались две с небольшими доработками. А вот ТНА и весь прочий обвес были разработаны практически с нуля. (ну в рамках типовых схем)
In retrospect, these Russian launch vehicles of the A series appear to be somewhat less sophisticated than their American counterparts, but no less effective in getting heavy payloads into orbit. As ex-Soviet engineer and editor Leonid Vladimirov pointed out, the RD-I07 system took up more space than a comparable single-chamber engine of the same power. This meant that the diameter of the first stage of the launch vehicle was also larger, resulting in a considerably greater launch weight. For this reason, the jettison of the four outboard engine systems, leaving the sustainer to carry the vehicle into orbit, was an important design feature of the Russian launch vehicles. «It was, of course, a very complicated, costly and clumsy solution of the problem,» Vladimirov admitted. «But it was a solution nonetheless; all launchings of Soviet manned spacecraft and all the space-shots to Venus and Mars have been carried out with the aid of this monstrous twenty-engined cluster.»
Но! Удельный импульс на уровне моря у F-1 — 263 секунды, а у РД-170 — 309 секунд. А ведь это — показатель эффективности двигателя — чем больше, тем лучше.
Для этого пришлось поднять давление в камере РД-170 до 250 атмосфер. А у F-1 — всего 70 атмосфер.
Так что у кого части нагруженнее — вопрос спорный :)
Но! Удельный импульс на уровне моря у F-1 — 263 секунды, а у РД-170 — 309 секунд. А ведь это — показатель эффективности двигателя — чем больше, тем лучше.
Так эти двигатели разделяет 20 лет. Так что F-1 и так опередил свое время, если у одного движка мощность больше, чем у всей ракеты Союз (первой и второй ступени вместе взятой). Да и к тому времени как сделали РД-170, америкосы уже перешли на Шаттлы с их боковыми ускорителями, которые вообще не имеют равных по тяге.
Тяга — это, в сущности, вопрос размера.
Я бы не заявлял так однозначно. На то это и rocket science.
При увеличении размера в целом двигателя увеличивается масса.
При увеличении размера камеры сгорания усложняются условия факелообразования и горения.
Для повышения тяги надо увеличивать расход. Для этого требуется увеличить ТНА, а это снова масса.
Итого, имеем двигатель с в два раза большей тягой, но и тяжелее в два раза, да и топлива надо в три раза больше, чтобы его «прокормить». В результате может выйти так, что вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту, снизится.
А зачем нам более дорогой, более прожорливый и более мощный двигатель, если почти вся его тяга уйдет на подъем себя и топлива, а на полезную нагрузку уже ничего не останется?
Вся сложность «rocket science» именно в поиске баланса между стоимостью, технологичностью (включая инфраструктуру — космодромы, заправку топлива, что является проблемой для сжиженного водорода/кислорода, доставкой ракеты до стартового стола и т.д.), надежностью, безопасностью, весом полезной нагрузки, простотой конструкции.
Что касается ускорителей Шаттла, то их собираются использовать в сверхмощных ракетах. Вы конечно сравнили, Зенит и Атлас-5 обходятся в 4 раза менее мощными движками, чем ускоритель Шаттла. Просто вывод такой нагрузки пока не особо нужен. Это как Мрией, да самый большой и грузоподъемный самолет, но нужен он настолько редко, что не хотят даже второй достроить. Так же и тут, пока что в космосе не нужны грузы, для которых может понадобиться такая мощь как была в ускорителях Шаттла.
Ну хорошо, F-1 был создан в срок, «Сатурн-5» полетел, лунная программа успешно завершена… И что дальше? Где сейчас тот F-1? В музее. А двигатели, созданные для Н-1, летают сейчас. И до сих пор вполне конкурентоспособны.
Вот именно, что в сверхмощных ракетах. Которые то ли будут, то ли нет. Сначала планировались «Арес-1» и «Арес-5». Теперь вот на повестке дня SLS — посмотрим, чем это закончится. А двигатели, созданные для «Энергии», летают до сих пор и дают потомство. Может быть, Глушко просто оказался более дальновиден?
А двигатели, созданные для Н-1, летают сейчас.
Двигатели Н-1 летает сейчас потому, что их наделали очень много, что неудивительно ведь их нужно было сотни. Поэтому и летают двигатели еще сделанные в 60-е годы (не спроектированные, а именно сделанные в 60-е).
А какой-нибудь пруф-линк можно?
Не в обиду вам, а просто для саморазвития…
www.uk-odk.ru/rus/presscenter/odk_news/?ELEMENT_ID=1986
www.uk-odk.ru/rus/presscenter/odk_news/?ELEMENT_ID=2251
www.uk-odk.ru/rus/presscenter/odk_news/?ELEMENT_ID=2243
Еще — в «Новостях космонавтики» №6 за 2013 г. неплохая статья про первый полет «Антареса».
Если вкратце — после закрытия Н-1 осталось около сотни двигателей НК-33/43, которые Кузнецов должен был уничтожить, но сохранил на дальнем складе. В 90-х их откопали и половину продали американцам. Двигатели перебрали, подварили, заменили рассыпавшиеся от времени резинки, обвесили современной электроникой. На данный момент уже слетало 7 штук — 6 на «Антаресе» и 1 на «Союзе-2.1в», еще несколько штук сожгли на стендах. Размышляют о возобновлении производства.
www.orbital.com/NewsInfo/MissionUpdates/Orb-1/files/Antares_overview.pdf
Страница 3.
200 секунд двигатель отработал!
А ведь тогда всё вручную считали. Станков с ЧПУ не было!
P.S. баловался ракетостроением.
ведь ведутся же разработки ядерных двигателей, еще какие-то, бывшие ранее ффантастическими?
Сверхзвук — это все, что больше скорости звука (больше 1 Маха) или «единицы Маха».
А гиперзвук — это «подмножество» сверхзвука со скоростью более 5 Маха (выше 10 есть еще виды, но там уже не так критична разница).
Поэтому истребители, что сейчас летают — сверхзвуковые, а не гиперзвуковые.
Максимальной высотой считается 75 километров, правда неясно что там с эффективностью на такой высоте, скорее всего будет ниже. Так что это очень даже существенное подспорье, учитывая, что на гиперзвуке в качестве окислителя — атмосферный воздух.
Или вы уже клоните в сторону ЭРД?
Вы хотите ЭРД в условиях атмосферы и при наличии гравитации? Ну, если у Вас получится, то это будет несомненно круто.
Напомню, что тяга ЭРД исчисляется сотнями граммов в лучших образцах! Поэтому его сфера применения только космос, где нет гравитации.
ЭРД хорош своим удельным импульсом — тысячи секунд против сотен у ЖРД.
Да, я хочу такой, правда кроме задачи его построения еще стоит задача оснащения ЛА источником энергии достаточно мощным для ЭРД, но фишка в том что у такой конструкции есть потенциал неограниченный энергией сгорания.
Объясните мне сначала конструкцию ЭРД, которая сможет работать в атмосфере и давать тягу, способную удержать хотя бы вес самого двигателя.
— электро-ракетные двигатели
— ионные двигатели
— плазменные двигатели
— стационарные плазменные двигатели
Ваша конструкция скорее относится к плазменным. Но любые ЭРД не могут работать не в вакууме! Давление внутри плазменного двигателя очень невысокое и атмосфера будет «затекать» внутрь двигателя, не давая истекать плазме. И я не представляю как вы с этим будете бороться.
забираем внешний воздух, сжимаем, греем и выбрасываем
Ну если смотреть как на фантастический движитель, то 1, 2 и 4 — реально уже сейчас. А вот самая проблема у вас тогда с 3 пунктом будет.
Как вы греть собираетесь? После сжатия воздух будет иметь температуру от 250 Цельсия (в зависимости от степени сжатия). Дальше что?
Конвекцией греть? Не пойдет — слишком долго надо держать в камере.
Излучением нагревать? Тоже вряд ли — атмосфера весьма прозрачна.
Теплопередачей? Нужны большие реберные радиаторы, а их чем нагреете? И из чего их сделаете, чтобы воздух нагреть хотя бы до 1500 Цельсия?
На мой взгляд, можно посмотреть в сторону определения тех частот электромагнитного излучения, которое больше всего подвергается поглощению атмосферой. Сделать лазер с соответствующей частотой для подогрева воздуха. Но, думаю, КПД будет крайне невысокое.
Источник энергии только ядерный реактор.
Где написано что это должны быть только такие «нетяговитые» конструкции выбрасывающие несколько десятков килограммов вещества за пару лет, почему все должно быть имеено так? Какие законы физики мешают захватить изза борта за один рабочий цикл несколько килограммов атмосферного воздуха превратить его в плазму и выбросить с ускорением наружу? А воздух не будет затекать так как давление в ситемах нагрева и ускорения будет выше атмосферного — внешне полет такого аппарата будет напоминать полет реактивного самолета с включенным форсажем.
Во время войны в Лос-Аламосе был один замечательный парень, ответственный за правительственное патентное бюро. Его звали капитан Смит. Он разослал всем циркуляр, в котором говорилось что-то вроде: «Мы в патентном бюро будем рады запатентовать любую вашу идею для правительства Соединенных Штатов, на которое вы сейчас работаете. Любую идею по ядерной энергии или ее применению, которую, как вам кажется, знает каждый. Это не так. Каждый не знает о ней. Просто зайдите ко мне в кабинет и расскажите о своей идее».
Я вижу Смита во время ланча и по дороге назад в техническую зону говорю ему: «Этот циркуляр, который Вы разослали всем — это же просто безумие — прийти и рассказывать о каждой идее».
Мы обсудили это вдоль и поперек — к этому времени мы уже были у него в
кабинете, и я говорю:
— У меня столько идей по ядерной энергии совершенно очевидных, что мне придется провести весь день здесь, выдавая их одну за другой.
— НУ, НАПРИМЕР?
— А, чепуха, — говорю я. — Пример первый: ядерный реактор… под водой… вода поступает внутрь… пар идет с другой стороны… Пшшш — это подводная лодка. Или: ядерный реактор… воздух врывается спереди… нагревается ядерной реакцией… выходит сзади… Бум! По воздуху — это самолет. Или: ядерный реактор… через него проходит водород… Зум! — это ракета. Или: ядерный реактор… только вместо того, чтобы использовать
обычный уран, используется обогащенный уран с окисью берилия при высоких температурах, чтобы было эффективней… это — атомная электростанция. Миллион идей! — сказал я, выходя за двери.
Ничего не произошло.
Через три месяца Смит звонит мне в кабинет и говорит: «Фейнман, подводную лодку уже взяли. Но остальные три — Ваши».
Skylon в теории дико симпатичен, практики пока не видно, охлаждение воздуха в полёте до жидкого кислорода — это очень нетривиальная задача.
Reusable Falcon тоже интересен, но вот скучные расчеты смущают.
В Ангаре тоже потенциально классная идея «мы ракеты клепаем как сосиски», а потом соединяем сколько надо в пакет.
А как такое вообще возможно? Вот где взять топливо на то чтоб обратно (оттормозить приземлить) вернуть ракету, за счет чего? Полезной нагрузки.
Для тех, кто не знает: несимметричный диметил гидразин.
Крайне ядовитая штука, но как компонент топлива — восхитителен.
Помню препод говорил: «очень милая штука, отлично пятна с брюк отмывает! Правда вместе с кожей рук… „
Он хорош для боевых ракет — потому что можно хранить ракету заправленной, что сокращает время подготовки к пуску. Но у твердотопливных время подготовки и того меньше.
Он самовоспламеняется с АТ — это упрощает конструкцию двигателя. Но и для несамовоспламеняющихся компонентов отработаны надежные системы химического зажигания, и создаются — лазерного.
Где без него пока не обойтись — это двигательные установки космических аппаратов. Вот там важны и простота, и долгохранимость. Но и там уже появляются ионные двигатели… Так что, может быть, гептил с амилом уйдут со сцены уже при нашей жизни :)
Лет 20 назад была тема собирать в степи обломки запусков рядом с Кап.Яром, отец крутил у виска пальцем и говорил, что тот цветмет не стоит жизни, папа знал, папа служил в ракетных войсках и прикуривал от сухой травы политой окислителем.
Но из теории всплывают в памяти всякие ПИД-регуляторы.
А вот на практике всё это используется для численных расчетов времени выхода на режим, к примеру.
Немножко не понял про расчет времени. У вас есть в каком-то виде просчитанный заранее режим полета ракеты.
Я говорил именно про сам расчет режима полета. У вас же не сразу после нажатия кнопки «Пуск» тяга двигателя имеет номинальное значение. Она на него выходит какое-то время. В это время возможны и «забросы» в критические режимы работы из-за перерегулирования.
Расчет времени выхода на режим заключается в определении времени, затрачиваемого на открытие дроселей, старт ТНА, протекание топлива и т.д. Открыв дроссели топлива и окислителя у вас будет какой-то расход топлива и какой-то окислителя. Нужно конкретное их соотношения для обеспечения стехиометрии. Соответственно, нужно замерить расходы, откорректировать их. Существуют системы автоматического регулирования (САР), которые и решают эти задачи, изучаются в курсе ТАУ в технических университетах.
В простейшем варианте для описанного здесь случая нам потребуется САР из двух расходомеров, блока анализа и управления, и двух управляемых им моторов, регулирующих соответствующие дроссели.
Более подробно — уже на статью потянет… :(
Нет, я имел в виду, что объем объяснений потянет на целую статью для Хабра.
ТАУ — несекретный курс.
А вот описание конкретной реализации для какого-либо двигателя… Тут уже и до 283 недалеко… :(
Пока все комментарии к этой статье, это просто трёп без конкретики. Так, общие слова…
довольно простые что с теоретической, что с вычислительной точки зрения
Really?
Расскажите это студентам, которые пару лет изучают как же приблизительно проводить расчет нейтронных потоков при проектировании ядерного реактора. А уж про вычислительную часть я вообще молчу. Вы про уравнения математической физики слышали?
Большинство из этих задач аналитически решается только в каких-то конкретных условиях и приближениях. Как правило расчеты ведутся численно с использованием численных методов.
Мне рассказывали, что в системах управления, используемых на АЭС… задачи довольно простые
За что купил, за то и продаю. При этом, возможно, я неясно выразился и уж конечно нисколько не хотел обидеть несчастных студентов-ядерщиков. Имелось в виду, что в системах автоматического управления АЭС повсеместно используется PID controller, который с точки зрения теории управления является совершенно простым механизмом. А про сложность физических задач охотно вам верю.
Что значит эта фраза? Единицы измерения разные.
«плотность теплового потока» — это мой перевод «The heat flow through the chamber wall». Если перевод неверный, поправьте меня.
тепловой поток vs тепловой поток * 1 год.
1 КВт * ч потребляет электроприбор мощностью 0.5 КВт, работающий в течение двух часов.
За время полёта через стенку будет передано 1-20 МВт/м^2 * S_стенки * t_полёта.
Я повторяю вопрос: откуда вы взяли сравнение с солнечным излучением в районе экватора?
а плотность теплового потока — 1-20 МВт/м^2, т.е. за секунду единица площади проводит примерно столько же энергии, сколько получает единица площади поверхности земли в районе экватора от солнца.
Ну то есть стоит, наверно, переформулировать политературнее, но так есть физический смысл.
Вот сходу нашел — www.elektropribor.spb.ru/prod/rmiins_vog
Откуда сила в 7 раз больше тяги, и почему сила, действующая на дно камеры сгорания, больше общей тяги.
Как это может быть в соответствии с третьим законом Ньютона?
И хотел бы уточнить: ТНА не пропускает мощность через себя, он только расходует топливо и окислитель, которое мог бы сжечь основной РД.
Насколько я понимаю, ТРД от РД принципиально отличается тем, что забирает кислород как окислитель из атмосферы и сжимает его в компрессоре.
Силой всасывания компрессора, мне кажется, можно пренебречь.
Кроме того, турбиной происходит отбор мощности для компрессора.
В ПВРД вообще сжатие происходит набегающим потоком, так что есть даже некоторое торможение за счет сопротивления воздуха в воздухозаборнике, но за счет того, что нет движущихся(вращающихся) частей турбины, они эффективнее для полетов на гиперзвуке.
ТРД от РД принципиально отличается тем, что забирает кислород как окислитель из атмосферы и сжимает его в компрессоре.
Если ТРД — это твердотопливный ракетный двигатель, то отличие в топливе:
— в ЖРД подаются жидкие компоненты либо сразу в камеру, либо в газогенераторы, а потом в камеру уже в виде газа.
— в ТРД горение идет за счет химической реакции в твердом топливе после инициации его горения. Твердое топливо горит без доступа воздуха!
ТРД хорош простотой конструкции. Но там нельзя «на ходу» регулировать тягу двигателя. А в ЖРД — можно, кран подачи подкрутил и вуаля.
Турбонасосный агрегат вообще пропускает через себя лишь небольшую долю общей мощности двигателя.
По-моему, агрегат размером чуть больше двигателя автомобиля и мощностью в несколько мегаватт — нечто из фантастики.
Еще хотелось бы узнать в каком состоянии кислород попадает в форсунки? в жидком? или же предварительно его необходимо перевести в газообразное состояние?
Бывает по-разному. В РД-107/108 в жидком, в РД-180 в газообразном.
Вот у этого блогера есть серия очень подробных видео уроков про устройство реактивных двигателей. Как по мне вполне понятно излагает.
Почему СССР не долетел до Луны.Часть1/Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=kacTmrmzoy8
Лунная катастрофа.Часть 2/Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=qLkKMO-8tNE&t=9s
Двигатели
Укрощение огня. Как СССР проиграл Лунную гонку/Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=M9AUyr1pJSs&t=10s
Впереди планеты всей. История "лунной гонки".Часть4/Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=82bqm-Q62xc&t=144s
Роковой выбор Сергея Королева.Лунная гонка.Часть5/Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=sO42syEV4sY
Триумф. История "лунной гонки".Часть 6 /Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=-ocE3jd4yu4&t=3s
Катастрофа. Неизбежный финал советской лунной программы /Техникум Марка Солонина
https://www.youtube.com/watch?v=kF8P6fIaPmQ&t=25s
Вдруг интересно. Вероятно узнаете что-то из конкретных моделей.
Незаметные сложности ракетной техники