А средства выведения с использованием ВРД, например для первой ступени в виде планера с горизонтальным взлетом - я так понимаю не рентабельны? И для этого нужно много-разовый аппарат для выведения как минимум на 200 км орбиту..?

ну подумайте и представьте себе самолет способный разогнать до 3000м/с тонн эдак 100...150(вторая ступень), чтобы вывести на 200 км НОО тонн эдак 20...25 ПН

а если меньше скорость первой ступени, то увеличивай массу второй

Короче вертикальный взлет наше все)

С горизонтальным взлётом могут быть два варианта:
- дозвуковой воздушный старт,
- сверхзвуковой воздушный старт.

Первый используется, когда не хочется строить космодром, этим и хорош. Ибо разгон до 0,3 км/сек и 10-20 км высоты на энергетике сказываются слабо.

Сверхзвуковой воздушный старт - дорого. А гиперзвуковой - ещё и очень сложно, однако саудиты в подобное инвестируют потихоньку. Не в 20 тонн на НОО, а в 0,2 тонны, но... Путь в тысячу ли начинается с первого шага.
https://www.popularmechanics.com/space/ ... ace-plane/

А почему при вертикальном взлёте не использовать возвращаемые УРМы с ВРД?

Ну не знаю... просто если уже есть ракетный двигатель, который нужно использовать для торможения, то зачем ему еще вроде как ВРД..

Пока нет детонационных двигателей взлёт ракет по самолётному нам не светит.

У СПГ плотность другая, теплота сгорания другая, УИ другой и пошло, поехало... Короче говоря, ракета на СПГ, это ракета на СПГ, а не на метане.

Использование ВРД на первых ступенях РН не возможно по той же причине, по которой не возможно создать ракетный многоразовый мотор. Причина эта, потребная энерговооружённость мотора. Отношение тяги к массе для лучших ТРД 10:1, а чтоб в космос улететь нужно хотя бы 60-70:1 (моторы "многоразового" Флакона близки к 100:1). Что бы выход на низкую опорную был столь же дёшев как авиа перелёт, нужно иметь другое топливо. Не химическое.
С детонационными двигателями он нам тоже не светит, т.к. один фиг упрёмся в топливо.

Не гони пургу. Сам двигатель работает просто на СПГ, никакой разницы ему нет на каком газе работать.
Разница только в способе хранения и методике сжижения, там есть нюансы. Цена в любом случае на два порядка от водорода.

СПГ - это не метан, это комбинация нескольких газов. Попробуйте заправить свое авто (если когда нибудь оно у вас было, конечно) 80-м вместо 92-го и почувствуюте разницу. Может после этого гнать пургу, можете не гнать.

Метановые двигатели работают на 98% метане, т.е. СПГ первичной очистки, автоматически производимой при сжижении. Примеси других горючих газов имеют сходные параметры горения и ничему не мешают. Очистка при сжижении от серы и прочего мусора производится в любом случае.

Так что не надо тут рассказывать сказки про супердорогой метан по цене водорода - это сон разума. Это дешевое топливо, уж точно не дороже керосина/нафтила, который как раз таки, в отличие от газа, требует высокой степени очистки, т.к жидкие фракции горят очень по разному.


Двигателю вашего автомобиля, если он у вас когда-нибудь был, абсолютно пофиг, работать ему на чистом метане или на пропане-бутане, если он может работать на бензине. Метан дешевле пропана, но тяжелее в хранении (давление больше в баллоне).

Alexandr
Никто не предлагает только ВРД. Я предлагаю помогать ракетным двигателям, покуда есть воздух.

Такой двигатель есть,-это SSME.
Изначально по ТЗ предусматривалось выйти на ресурс каждого двигателя в 50 полетов.По результатам реальной эксплуатации его межполетный ресурс был ограничен 12 полетами.Но и другие двигатели можно считать условно-многоразовыми.
Два примера:
1. Средняя наработка 14Д23,по итогам стендовых испытаний,составила 8 ресурсов.Один из РД-170 выполнил 17 полетных ресурсов в 25 прожигах.
2.Подтвержденный технический ресурс НК-33 достиг 1200 с, что также соответствует десяти полетным циклам РН Н1.По техническому заданию двигатель должен был иметь ресурс 140 с,на самом деле в 1976 году двигатель (К-004),без съёма со стенда,проработал 16200 секунд(примерно 4,5 часа),а это свыше 100 полетных заданий.Гарантированный ресурс (с надежностью 0,996) - составил 600 секунд.

CПГ содержит 85-95% метана, не надо сочинять. Параметры горения у этана и метана разные, соответственно меняются термодинамические характеристики двигателя, что имеет непосредственное отношение к устойчивости его работы (ВЧ, НЧ), точно так же как некорректное горючее в автомобильном двигателе вызывает детонацию при горении.

У SSME были большие проблемы восстановления после каждого полета, в частности осыпалось золотое покрытие турбокомпрессора. Оттого и космическая цена каждого полета.

Поначалу да.Первые годы эксплуатации действительно показали, что больше трех полетов конструкция не выдерживает. Это связано с тем, что при проектировании двигателя широко применялись методы математического моделирования которые оказались неадекватными относительно реальных условий функционирования узлов и агрегатов двигателя.К проблеме увеличения ресурса двигателя были привлечены специалисты P&W, по рекомендациям которых в конструкцию двигателя были внесены очень существенные изменения. По памяти - был полностью перепроектирован газовый тракт - из более чем 150 сварных швов осталось 6.Меняли конструкцию турбин, уплотнительных узлов на ТНА.При этом особых успехов не достигли, в итоге тупо увеличили на 10% диаметр критики.Это и позволило увеличить межполетный ресурс до 12 полетов.При этом все двигатели действительно снимались и проходили полный цикл диагностики и межполетного обслуживания.

В частности, проблему осыпания золотого покрытия решить не удалось до закрытия программы Шаттл. Таким образом, ТО включало в себя разборку (!) компрессоров и нанесение нового покрытия.

Там было несколько проблемных участков.
Как известно форсуночная головка двигателя SSME сварная. Поэтому,при появлении в форсунке микротрещин заменять ее по отдельности нельзя.Но не изготавливать же каждый раз новую головку.Поэтому форсунок было с запасом и несколько из них можно было заглушить.Их и заглушали стальной заглушкой,как только выявлялся дефект.Но вот проблемка - заглушки иногда выпадали. Просто так себе вылетали через сопло. Вылетали,пока одна не вылетела чуть в сторону.Пробив одну из трубок охлаждения сопла.В результате расход водорода увеличился и,Columbia в миссии STS-93 вышла на более низкую,чем целевая,орбиту.При этом реально стоял вопрос о переходе к использованию режимов ATO, RTLS или TAL.
Впрочем в этой теме все это ОФФ.

крокодил
Несите ГОСТ или ТУ на СПГ, а так же ссылку на его стоимость и продолжим наш разговор.

ЦАРь
Ок.
Возьмём за основу короткоресурсный "подъёмник" РД-41 и Союз-2.
РДшку оснастим ФК и экстраполируем до требуемых размеров, массы, тяги.
Получим мотор с тягой 46тс., массой 2,2т. и в габаритах НК-32. Союз тоже напильником обработаем, увеличив 2-ю ступень до 173т. и засунем РД-191.
В итоге получим ракету со взлётной массой 244т., с четырьмя боковушками напоминающими МИГ-21.


Союз ТМА успешно выведен на орбиту ИСЗ... в теории, т.к. в плане есть косяк - фантастическая "боковушка" с ТРДФ соотношением >20:1, не менее фантастическим диапазоном тяги и конечно планером из святого титания. Ну и как-то ему в зад нужно вернуться...
Если такой аппарат можно создать, то я не против.

Грегори
И в сотый раз о многоразовых моторах
Как мы знаем, проблема в очень большой потребной энерговооружённости. Для многоразовых моторов это отношение нужно снижать, но как тогда в космос лететь? Остаётся только увеличить УИ, который позволит уменьшить массу топлива на борту и компенсирует возросшую массу мотора. Именно таким путём пошли в СССР и создали РД-170, но упёрлись в потолок энергетики топлива.
Что же делать? ... Точно! Давайте теперь в потолок на метане упоримся! Ещё крапаль выиграем... а потом и на водороде "пятку"
А если серьёзно, то вся многоразовость, на практике, сводится к большей надёжности и доступному запасу для повышения хар-к РН в течении эксплуатации.
Это говорит о том, что потребовалось форсировать мотор, т.е. увеличить соотношение тяги к массе, придя к выводу, что ресурса всё равно больше не получить. Т.е. это оптимизация такая.

Alexandr
О, спасибо! Я правильно понимаю, что отделение первой ступени предполагается при скорости 1127,9 м/сек? Компоновка ступеней тандемная?

не, на той картинке на 85секунде полета достигнута абсолютная скорость в 1127м/с, относительная (поверхности земли) 841м/с на высоте в 20км с тангажом в 40град

Крокодил конечно не прав, про СПГ в ЖРД.
Но, таки вы ответите на мой пост ? Там ценник метан/водород прикинут на коленке.


ЗЫ ТУ на газы

В чем же?
Я говорю все таки не про сырой природный газ из трубы в РД, а про первичную очистку до 98% метана, на этапе сжижения, чисто за счет разницы температур. Это и есть топливо для метанового РД, а никакое там не 99,99.
А с горением все в порядке, высокой очистки и перегонки не нужно, я прав.

В принципе он и на топливной смеси с пропан-бутаном гореть будет прекрасно (читай простой СПГ с 90%+ содержанием метана), только там много серы, азота и прочего гуана - более-менее чистый метан предпочтительнее по той причине что гуано остается с более тяжелыми газами при сжижении. И все, только поэтому.

Для тех кто сам не умеет, не поленюсь:
https://cyberleninka.ru/article/v/razra ... oy-raketno


http://docs.cntd.ru/document/gost-5542-87

Но вот боюсь что продолжать нечего)

Заводы уже выпускают газы с заданной чистотой, таковы требования химической промышленности.
Амурский ГПЗ строят для сепарации экспортных газов , в частности гелия. Зачем изобретать велосипед?

крокодил
ЖРД в принципе можно сделать на всём, что льётся и горит вплоть до мазута.
Причём здесь экспериментальный стендовый образец?

ГОСТ на СПГ
http://docs.cntd.ru/document/1200110779
Как видно из ГОСТа, СПГ имеет жёсткое нормирование только по мин. кол-ву метана в смеси. Отсюда следует, что требованиям для РН из существующих марок соответствует только Марка А.
Другой вариант, можно создать стандарт для ракетного метана с нормированием по нижнему и верхнему пределу, а так же по примесям и т.д. А вот сколько он будет стоить - я х.з.

Kosh
Я привёл стоимость балонного водорода. По нынешнему курсу она в два раза больше вашего расчёта.

ЦАРь
Компоновка - пакет. Вторая ступень запускается на старте, а 4 боковых ускорителя работают до 85 секунды.

Скорость сгорания, а так же физические свойства газа зависит от его состава. Поэтому вероятно от этого зависят конструкционные элементы двигателя, сопла и т.д. которые нужно рассчитывать на определенный состав, а не так, что просто взял что горит и засунул

BOND
А какие побочные газы могут быть в СПГ? Аргументация крокодил'а про очистку сжижением выглядит убедительно, температура кипения метана очень сильно отличается от остальных углеводородов, кислорода и азота.

В случае с СПГ так, от примеси пропана-бутана ничего не меняется. Их сепарируют скорее чтобы серу удалить. У КБХА даже есть концепт-проект универсального двигателя, работающего и на на СПГ и на водороде - там по большому счету только скорость прокачки компонентов меняется.

С жидкими фракциями все сложно, а газ тем и хорош что все просто, топливо уже газифицировано и газогенератор не нужен.

крокодил
Рука-лицо...
Все компоненты топлива подаются в двигатель в жидком состоянии и уже там переходят в газовую фазу. В зависимости от используемой схемы, это может происходить в "рубашке", в ГГ или уже в КС.

У КБХА есть проект двухрежимного трёхкомпонентного ЖРД РД0750 использовавшего керосин и водород с кислородом. Ещё у них есть модификация водородного РД0146Д под метан.
Про метан-водородный мотор я не слышал.

Вот это поворот событий! ТНА все в жидком виде качают топливо/окислитель, и неоднородность кипения топлива в рубашке сопла может выйти боком.
Вы бы хоть матчасть изучили...