Книгу в формате телефона удобно использовать в переполненном общественном транспорте. Её проще достать из кармана, да и в режиме "по ширине" текст крупнее выходит, так как экран длинный.
Ограничение 9 метров, габарит ракеты. Габарит ракеты определяет габарит двигателя.
Так я спрашивают - почему именно 9 выбрали? Начали-то с 12.
Вам непонятно от чего зависит тяга двигателя?
Мне не понятно, зачем гнаться за удельным импульсом на двигатели для первой ступени - сопло там можно спокойно сделать с меньшей степенью расширения. И получить те же самые габариты. Это первая ступень - там даже РДТТ спокойно применяют, которые удельными параметрами не блещут.
Это ближе к водороду, хоть метан это и углеводород. Плотность то выше, баки можно делать совмещенными.
Вы в справочник давно смотрели? Какое там массовое соотношение компонентов? Плотность того же жидкого метана и жидкого водорода почти на порядок отличаются. Он чуть менее плотный, чем керосин, но его требуется меньше - Км 3,5 вместо 2,5, так что даже вдвое меньшая плотность горючего (метана) дает всего на 20% больший объем баков. А не в три раза, если уж говорить о водороде и кислороде против керосина и кислорода. Удельный импульс там на уровне того же кислород-керосина, с небольшой прибавкой, которая почти съедается большим объемом баков. Если брать его для вакуумного двигателя, то 380 против 360 - тут меньше 10% разницы. Собственно, из этого видно, почему в раньше на метане вообще ракет не делали - при одноразовости тут вообще никакого выигрыша относительно керосина нет. Совмещенные днища даже сильно разная температура компонентов никогда делать не мешала. Достаточно посмотреть на тот же "Ф9". Предлагаю вспомнить первый "Атлас" и его сверхтонкие баки, не несущие даже сами себя без наддува - там кислород-керосин. Или старый добрый разгонный блок "Центавр" - там тоже довольно тонкие стенки, но там водород с кислородом.
Ограничение по общей массе системы, аэродинамике и оптимальном соотношении длина/диаметр.
Это очень большая ракета. Ей плевать на аэродинамику.
12 метровый монстр - фантастика на мой взгляд
А в чем разница-то? У меня единственная мысль на эту тему - он изначально рассчитывал на пусковую от "Сатурна-5", и потому решил вписываться по диаметру именно в нее. Если он собирался летать только со своего старта в Бока-Чике, то ему ничего не мешало сделать отверстие газоотводного лотка больше. Но это уже какая-то конспирология.
Скорее ближе к 200. Если брать классический МюПН, ракета массой на старте 4900 тонн должна забросить 150(худший) до 200 тонн (средний). Надо смотреть массовое совершенство. Для водородных ракет это 4-5%.
Так это для одноразовых ракет во-первых. А во-вторых - у нас тут не водород, а метан-кислород. Это ближе к кислород-керосину по характеристикам. Плюс у нас полное спасение ступеней, это прилично снижает массу на целевой орбите. Особенно, если у нас и первая ступень будет к месту старта возвращаться и садиться прямо в него.
У вас либо 30 двигателей по 230 тонн (давление ~300 атм), либо 46 двигателей по 150 тонн (~ 140-160 атм, как НК-33). Выбирайте.
А в чем проблема сделать двигатель на 230 тонн с давлением в 150 атм? Я просто вижу стремление вписаться в какой-то габарит, природа которого не ясна. Если брать первый вариант Старшипа/СуперХэви, то он как раз был больше. Но там и движки были по 400 тонн. Мне принцпиальна непонятна природа ограничений. Вот для того же "Ф-9" насчет габаритов ступеней все ясно - первая сделана под американские стандарты негабаритности при перевозке по автодорогам, длиннее ее просто уже не сделать. А почему именно 9 метров - неясно. Тем более, если уж ставить двигатели только по окружности, то можно центральное тело на днище организовать. Для Н-1 такие проработки были.
Вопрос в том, что его увеличение дальше определенного предела дается очень большим приростом давления в камере. У НК-33 всего на 6 секунд меньше удельный импульс в вакууме, чем у РД-191. Эти дополнительные 6 секунд куплены за счет увеличения давления в камере на 107 атмосфер. Поэтому 191-й и сделан из более дорогих материалов и по более сложным технологиям.
Давление - это расход газа, а значит и тяга. Альтернативой увеличению давлению будет увеличение диаметра сечения двигателя, как у F1, что ведет за собой огромные проблемы и в технологии производства, и в устойчивости процессов горения внутри большой камеры
А кто-то говорит о тяге в 700 с лишним тонн при давлении ниже 50 атмосфер? Зачем приводить в качестве примера реликт, сделанный по конкретно устаревшей технологии? Вот эта вот вся пайка камеры из отдельных трубочек и т.п. Тут главное ресурс обеспечить, а чем менее нагруженный режим работы у конструкции, тем проще ей прожить долго. Из реальной жизни - двигатели, рассчитанные на десятки тысяч включений имеют крайне низкие удельные показатели, зато живут в космосе долго. Ну или какие-нибудь турбины, которые на крупных электростанциях стоят - там мощность чуть пониже, чем у ракетных двигателей, но сравнима. Только вот ракетный двигатель работает минуты, а эти турбины - годы.
Если нужно вывести 250 тонн, то либо надо увеличивать тягу, либо количество (куда уж больше , итак уже 32).
А там разве официально 250? На сайте у них 100+ стоит. С первой презентации осетра прилично урезали - там и двигатели по 400 тонн были, и баки из углепластика (один ведь даже сделали), и ПН за 200.
Либо делать как Н-1, делать широкое основание, метров 12, чтобы уместить все двигатели. Но тогда баки сваривать из колец разного диаметра будет накладно и не технологично.
А в чем проблема была сделать и на первой, и на второй ступени баки по 12 метров в диаметре? Почему 9? В чем смысл этого ограничения?
Для данного типа кислород-керосинового двигателя это именно что проблема, заложенная в его конструкции. Плюс давление вынудило использовать там довольно дорогие материалы и относительно того же НК-33 он сильно тяжелее и гораздо дороже.
Высокое давление не проблема, иначе всю затею с Раптор 2 и Старшип можно выкинуть на свалку.
Там все-таки несколько другая схема работы и другие компоненты, но вот факт применения еще большего давления, чем в РД-171 несколько напрягает. Если речь идет о двигателе на 1000 полетов, то разумнее сделать его несколько менее напряженной конструкции, так он и дешевле выйдет, и проще будет его отработать до нужной надежности. Тем более система двухступенчатая, для первой ступени там удельный импульс не настолько критичен. Нужен "дубовый" двигатель, а не шедевр с максимальным удельным импульсом. Просто странно, что тут логика отличается от той, что применили на том же "Ф-9" - там пусть и высокое по американским меркам давление для кислород-керосиновых двигателей, но довольно умеренное по нашим. Впрочем, другая моя претензия тут именно что к заимствованию идей из "Ф-9" - почему "СуперХэви" такой узкий? В 60-е-70-е для многоразовых сверхтяжей с вертикальной посадкой была характерна довольно пузатая форма, так как при таких размерах и массах влияние аэродинамики при старте становится менее значимым. При посадке же это наоборот удобнее - аэродинамика на финальном участке даст меньшую скорость снижения и получиться сэкономить немного топлива на конечном участке. Принятая технология сборки вполне позволяет подобное.
Да, видели, к сожалению проблема связана с технологией и культурой производства.
А кто-то собирается настолько поднимать культуру производства? Ракеты, на которых успешно летали двигатели 170-го семейства у американцев были не из дешевых.
На новом Союзе модернизированный двигатель с другой системой управления и возможно технологией.
Конструктивные проблемы двигателя это все равно не решает - там давление в камере сгорания настолько высокое, что парировать подобную аварийную ситуацию просто нет времени. Можно только успеть выключить его, пока он не взорвался - все равно основная миссия провалена. Тот же Ф-9 спокойно может долететь до орбиты при отказе одного-двух двигателей на первой ступени. Это очень большое достоинство в пилотируемом варианте.
«Зенит-2» летал с 1985 года и хорошо себя зарекомендовал.
Вы его пусковую статистику видели? Про тот старт на Байконуре, который он разнес и который решили не восстанавливать не забыли? Про аварии на "Морском старте"?
За счёт этого, выводимый вес ракеты увеличивался на 1,5 тонны, что привлекало дополнительных клиентов.
Выводимая полезная нагрузка, и, насколько я понимаю, имелась ввиду нагрузка, выводимая на геопереходную орбиту.
И очень интересный вопрос - что на этой ракете запускать? "Орел" оказался для него пока слишком тяжелым и переполз на "Ангару". Иностранный рынок пусков закрыт санкциями. Кстати, не стоит забывать - "Морской старт", обладая даже более привлекательной ценой, чем у "Протона" с Байконура, на безубыточность не вышел и дело в итоге кончилось банкротством. Без "Морского старта" ракета более, чем средняя. В России под него стартов нет - а это риск политический - отношения с Казахстаном могут испортиться и мы окажемся один на один с ракетой которую в принципе нельзя запустить с территории РФ.
Так "Старшип" вроде бы часто летающим предполагается - там явно больше 100 пусков в год должно быть.
Если вспомнить всякие древности, типа проекта НАСА 80-го года по строительству солнечных электростанций на Луне из местных ресурсов, то и 100 пусков в год не потребовал.
Странно, что тут до сих пор никто не упомянул такой термин, как "мазер" - тоже, что и лазер, только в интересном для всепогодной передачи энергии СВЧ-диапазоне. КПД передачи энергии там около 50 процентов выходит.
Предлагаю ещё вспомнить, что страховые взносы, которые платит работодатель, носят регрессивный характер - чем меньше получает человек, тем дороже на рубль зарплаты он обходится работодателю. Выше опреденного уровня они вообще не начисляются, если всё осталось по прежнему.
Обтекатель полезной нагрузки ракеты не сбрасывается во время запуска, а раскрывается на четыре части.
Это наложит дополнительные ограничения на конструкцию первой ступени. Чтобы уже уложиться в принятые ограничения по тепловым потокам и скоростному напору, придется отделять вторую ступень выше, а это увеличит тепловые нагрузки на первую ступень при возвращении и затраты топлива на торможение при возврате к месту старта. Если, конечно, они будут ее подтормаживать, а не вложатся в дополнительную массу теплозащиты.
Аккуратно прицепить специальный аппарат с двигателем для свода с орбиты, после чего затопить в заранее рассчитанном районе. Это не создаст облака обломков на орбите, хоть и существенно дороже, чем просто попасть по спутнику ракетой с Земли. Тут и на орбиту выйти надо, и к спутнику подлететь, после чего прикрепить к нему как-то тормозной двигатель.
Для охлаждения предлагали даже "зонтик" в точке Лагранжа между Землей и Солнцем подвесить. Впрочем, весить он будет порядочно, да и сама точка неустойчива, что требует затрат топлива на удержание конструкции.
Отдельные советские инженеры мыслили куда более широко - https://omega-hyperon.livejournal.com/28073.html - миллион тонн пыли ради улучшения климата. Строго в духе мечтаний 60-х - выровнять погоды, нагреть северные широты. Это доведение проекта подсветки зеркалами до его логического завершения, в духе ТРИЗа - уменьшить отельное зеркало, но увеличить их количества, создав непрерывный пояс из зеркал.
Для ЯРД 2000 секунд импульса - это уже газофазный типа реактора. В сети есть книга на русском, обобщающая отечественные результаты в этой области. Но с наскоку эту проблему решить не получилось, там еще долго с экспериментами возиться осталось.
Можно ещё вспомнить рассказ Э. Фостера "Машина останавливается". Там почти матрица: все сидят по своим квартирам в подземных городах и общаются только через соцсети. И все это регулируется автоматами, к которым давно уже нет доступа. Написано до Первой мировой.
Книгу в формате телефона удобно использовать в переполненном общественном транспорте. Её проще достать из кармана, да и в режиме "по ширине" текст крупнее выходит, так как экран длинный.
Так там же большая часть электричества с АЭС.
Так я спрашивают - почему именно 9 выбрали? Начали-то с 12.
Мне не понятно, зачем гнаться за удельным импульсом на двигатели для первой ступени - сопло там можно спокойно сделать с меньшей степенью расширения. И получить те же самые габариты. Это первая ступень - там даже РДТТ спокойно применяют, которые удельными параметрами не блещут.
Вы в справочник давно смотрели? Какое там массовое соотношение компонентов? Плотность того же жидкого метана и жидкого водорода почти на порядок отличаются. Он чуть менее плотный, чем керосин, но его требуется меньше - Км 3,5 вместо 2,5, так что даже вдвое меньшая плотность горючего (метана) дает всего на 20% больший объем баков. А не в три раза, если уж говорить о водороде и кислороде против керосина и кислорода. Удельный импульс там на уровне того же кислород-керосина, с небольшой прибавкой, которая почти съедается большим объемом баков. Если брать его для вакуумного двигателя, то 380 против 360 - тут меньше 10% разницы. Собственно, из этого видно, почему в раньше на метане вообще ракет не делали - при одноразовости тут вообще никакого выигрыша относительно керосина нет. Совмещенные днища даже сильно разная температура компонентов никогда делать не мешала. Достаточно посмотреть на тот же "Ф9". Предлагаю вспомнить первый "Атлас" и его сверхтонкие баки, не несущие даже сами себя без наддува - там кислород-керосин. Или старый добрый разгонный блок "Центавр" - там тоже довольно тонкие стенки, но там водород с кислородом.
Это очень большая ракета. Ей плевать на аэродинамику.
А в чем разница-то? У меня единственная мысль на эту тему - он изначально рассчитывал на пусковую от "Сатурна-5", и потому решил вписываться по диаметру именно в нее. Если он собирался летать только со своего старта в Бока-Чике, то ему ничего не мешало сделать отверстие газоотводного лотка больше. Но это уже какая-то конспирология.
Так это для одноразовых ракет во-первых. А во-вторых - у нас тут не водород, а метан-кислород. Это ближе к кислород-керосину по характеристикам. Плюс у нас полное спасение ступеней, это прилично снижает массу на целевой орбите. Особенно, если у нас и первая ступень будет к месту старта возвращаться и садиться прямо в него.
А в чем проблема сделать двигатель на 230 тонн с давлением в 150 атм? Я просто вижу стремление вписаться в какой-то габарит, природа которого не ясна. Если брать первый вариант Старшипа/СуперХэви, то он как раз был больше. Но там и движки были по 400 тонн. Мне принцпиальна непонятна природа ограничений. Вот для того же "Ф-9" насчет габаритов ступеней все ясно - первая сделана под американские стандарты негабаритности при перевозке по автодорогам, длиннее ее просто уже не сделать. А почему именно 9 метров - неясно. Тем более, если уж ставить двигатели только по окружности, то можно центральное тело на днище организовать. Для Н-1 такие проработки были.
Вопрос в том, что его увеличение дальше определенного предела дается очень большим приростом давления в камере. У НК-33 всего на 6 секунд меньше удельный импульс в вакууме, чем у РД-191. Эти дополнительные 6 секунд куплены за счет увеличения давления в камере на 107 атмосфер. Поэтому 191-й и сделан из более дорогих материалов и по более сложным технологиям.
А кто-то говорит о тяге в 700 с лишним тонн при давлении ниже 50 атмосфер? Зачем приводить в качестве примера реликт, сделанный по конкретно устаревшей технологии? Вот эта вот вся пайка камеры из отдельных трубочек и т.п. Тут главное ресурс обеспечить, а чем менее нагруженный режим работы у конструкции, тем проще ей прожить долго. Из реальной жизни - двигатели, рассчитанные на десятки тысяч включений имеют крайне низкие удельные показатели, зато живут в космосе долго. Ну или какие-нибудь турбины, которые на крупных электростанциях стоят - там мощность чуть пониже, чем у ракетных двигателей, но сравнима. Только вот ракетный двигатель работает минуты, а эти турбины - годы.
А там разве официально 250? На сайте у них 100+ стоит. С первой презентации осетра прилично урезали - там и двигатели по 400 тонн были, и баки из углепластика (один ведь даже сделали), и ПН за 200.
А в чем проблема была сделать и на первой, и на второй ступени баки по 12 метров в диаметре? Почему 9? В чем смысл этого ограничения?
Для данного типа кислород-керосинового двигателя это именно что проблема, заложенная в его конструкции. Плюс давление вынудило использовать там довольно дорогие материалы и относительно того же НК-33 он сильно тяжелее и гораздо дороже.
Там все-таки несколько другая схема работы и другие компоненты, но вот факт применения еще большего давления, чем в РД-171 несколько напрягает. Если речь идет о двигателе на 1000 полетов, то разумнее сделать его несколько менее напряженной конструкции, так он и дешевле выйдет, и проще будет его отработать до нужной надежности. Тем более система двухступенчатая, для первой ступени там удельный импульс не настолько критичен. Нужен "дубовый" двигатель, а не шедевр с максимальным удельным импульсом. Просто странно, что тут логика отличается от той, что применили на том же "Ф-9" - там пусть и высокое по американским меркам давление для кислород-керосиновых двигателей, но довольно умеренное по нашим. Впрочем, другая моя претензия тут именно что к заимствованию идей из "Ф-9" - почему "СуперХэви" такой узкий? В 60-е-70-е для многоразовых сверхтяжей с вертикальной посадкой была характерна довольно пузатая форма, так как при таких размерах и массах влияние аэродинамики при старте становится менее значимым. При посадке же это наоборот удобнее - аэродинамика на финальном участке даст меньшую скорость снижения и получиться сэкономить немного топлива на конечном участке. Принятая технология сборки вполне позволяет подобное.
А кто-то собирается настолько поднимать культуру производства? Ракеты, на которых успешно летали двигатели 170-го семейства у американцев были не из дешевых.
Конструктивные проблемы двигателя это все равно не решает - там давление в камере сгорания настолько высокое, что парировать подобную аварийную ситуацию просто нет времени. Можно только успеть выключить его, пока он не взорвался - все равно основная миссия провалена. Тот же Ф-9 спокойно может долететь до орбиты при отказе одного-двух двигателей на первой ступени. Это очень большое достоинство в пилотируемом варианте.
Вы его пусковую статистику видели? Про тот старт на Байконуре, который он разнес и который решили не восстанавливать не забыли? Про аварии на "Морском старте"?
Выводимая полезная нагрузка, и, насколько я понимаю, имелась ввиду нагрузка, выводимая на геопереходную орбиту.
И очень интересный вопрос - что на этой ракете запускать? "Орел" оказался для него пока слишком тяжелым и переполз на "Ангару". Иностранный рынок пусков закрыт санкциями. Кстати, не стоит забывать - "Морской старт", обладая даже более привлекательной ценой, чем у "Протона" с Байконура, на безубыточность не вышел и дело в итоге кончилось банкротством. Без "Морского старта" ракета более, чем средняя. В России под него стартов нет - а это риск политический - отношения с Казахстаном могут испортиться и мы окажемся один на один с ракетой которую в принципе нельзя запустить с территории РФ.
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=3&nid=2520 - если уж ссылаться на официальный пресс-релизы по схожему поводу. Макет, а не копия.
Так "Старшип" вроде бы часто летающим предполагается - там явно больше 100 пусков в год должно быть.
Если вспомнить всякие древности, типа проекта НАСА 80-го года по строительству солнечных электростанций на Луне из местных ресурсов, то и 100 пусков в год не потребовал.
Странно, что тут до сих пор никто не упомянул такой термин, как "мазер" - тоже, что и лазер, только в интересном для всепогодной передачи энергии СВЧ-диапазоне. КПД передачи энергии там около 50 процентов выходит.
Разве он отказался? На Восточном "Союз-2" с РБ "Фрегат" летает - там самый обычные токсичные компонеты - НДМГ и АТ.
А с кислородом проблема в том, чтобы он в космосе не выкипел раньше времени.
Предлагаю ещё вспомнить, что страховые взносы, которые платит работодатель, носят регрессивный характер - чем меньше получает человек, тем дороже на рубль зарплаты он обходится работодателю. Выше опреденного уровня они вообще не начисляются, если всё осталось по прежнему.
Это наложит дополнительные ограничения на конструкцию первой ступени. Чтобы уже уложиться в принятые ограничения по тепловым потокам и скоростному напору, придется отделять вторую ступень выше, а это увеличит тепловые нагрузки на первую ступень при возвращении и затраты топлива на торможение при возврате к месту старта. Если, конечно, они будут ее подтормаживать, а не вложатся в дополнительную массу теплозащиты.
Аккуратно прицепить специальный аппарат с двигателем для свода с орбиты, после чего затопить в заранее рассчитанном районе. Это не создаст облака обломков на орбите, хоть и существенно дороже, чем просто попасть по спутнику ракетой с Земли. Тут и на орбиту выйти надо, и к спутнику подлететь, после чего прикрепить к нему как-то тормозной двигатель.
Вафля уже больше 50 лет применяетсяв конструкции баков и у нас, и тем более у них. Достаточно вспомнить тот же "Протон", или " Титан".
Для охлаждения предлагали даже "зонтик" в точке Лагранжа между Землей и Солнцем подвесить. Впрочем, весить он будет порядочно, да и сама точка неустойчива, что требует затрат топлива на удержание конструкции.
Отдельные советские инженеры мыслили куда более широко - https://omega-hyperon.livejournal.com/28073.html - миллион тонн пыли ради улучшения климата. Строго в духе мечтаний 60-х - выровнять погоды, нагреть северные широты. Это доведение проекта подсветки зеркалами до его логического завершения, в духе ТРИЗа - уменьшить отельное зеркало, но увеличить их количества, создав непрерывный пояс из зеркал.
Для ЯРД 2000 секунд импульса - это уже газофазный типа реактора. В сети есть книга на русском, обобщающая отечественные результаты в этой области. Но с наскоку эту проблему решить не получилось, там еще долго с экспериментами возиться осталось.
Можно ещё вспомнить рассказ Э. Фостера "Машина останавливается". Там почти матрица: все сидят по своим квартирам в подземных городах и общаются только через соцсети. И все это регулируется автоматами, к которым давно уже нет доступа. Написано до Первой мировой.