Не только о лунной афере. ч. 18

[zzcw]

Что-то я "не догоняю"...
  < <  у метана на один атом углерода приходится 4 атома водорода,
Известно, что теплотворная способность химически чистого углерода составляет 7830 ккал/кг (окислитель - кислород, для полного окисления 1 кг водорода УГЛЕРОДА требуется 2,7 кг кислорода).
Итого, теплотворная способность оптимально подобранной углеродно-кислородной смеси 2116 ккал/кг.
Теплотворная способность водорода - 28 700 ккал/кг > >
 

Я оговорился; пост исправил.

    Для полного сгорания молекулы метана нужно столько атомов кислорода, сколько их в одной молекуле углекислого газа (то есть два) и в двух молекулах воды (то есть тоже два). Итого, в целом нужно четыре атома кислорода, то есть две молекулы О₂. Две молекулы кислорода на одну молекулу метана -- это и будет ОПТИМАЛЬНАЯ смесь. Вроде бы так?

Правильно. Получается, что теплотворная способность оптимально подобранной кислород-метановой смеси составляет 2610 ккал/кг.

[Lons]

Правильно. Получается, что теплотворная способность оптимально подобранной кислород-метановой смеси составляет 2610 ккал/кг.

Но тут в игру вступают плотности различных горючих. Для жидкого водорода нужен почти впятеро более вместительный бак, чем для соответствующего по теплотворности количества керосина. А это ведь не только раздвинутые габариты, но и дополнительный вес.

[Олег Владимирович Лавринович]

Я оговорился; пост исправил.

Правильно. Получается, что теплотворная способность оптимально подобранной кислород-метановой смеси составляет 2610 ккал/кг.

На самом деле, меньше(не все используют). Применяется недожог горючего по нескольким причинам. Первая, нужно охлаждать пристеночный слой чистым горючим. Вторая, избыток горючего снижает теплонапряженность камеры и сопла. И третья.  Добавка несгоревшего метана (как и водорода) понижает молекулярную массу продуктов сгорания и может быть выгодно с точки зрения импульса, даже при пониженной температуре в камере.

[zzcw]

Но тут в игру вступают плотности различных горючих. Для жидкого водорода нужен почти впятеро более вместительный бак, чем для соответствующего по теплотворности количества керосина. А это ведь не только раздвинутые габариты, но и дополнительный вес.

Естественно. Это одна из причин, почему с водородниками особо не заморачиваются. И с метаном, впрочем,  тоже.

[Lons]

С какого прибабаха, Lons?!   Я понимаю что здесь не форум конструкторов РД, поэтому давал некоторые элементы... которые необходимо учитывать при сравнении, РАКЕТ на различных  "жидких" видах топлив(языком домохозяек). Все КЛЮЧЕВЫЕ влияющие факторы затронул... Нельзя сравнивать или только УИ, или только теплотворную способность...
Может быть вы смотрите только ссылки или вам важны аффторитеты?  А посты от инж. вам до ...Дело конечно ваше. Но не более двух недель назад я эту "тему" разжевал ...
А вы опять несете.  В ракетах с ЖРД, основную массовую часть  составляет ОКИСЛИТЕЛЬ(ж.кислород, а не водород, керосин, и т.п.), причем в углеродосодержащих топливах это НУ ОЧЕНЬ ВИДНО из сравнения х.формул получающихся продуктов окисления. Если в водородниках, в итоге получаем ТОЛЬКО Н₂О, с соотношением элементов 2/1, и молекулярной массой 18, то в углеродосодержащих +, образуется ещё и С О₂, с молекулярной массой 44 ! И если молекулярная масса дает водородникам в 1,5 раза больший импульс, то необходимость расходовать на каждый моль углерода два моля кислорода, при обратном соотношении в водородниках, практически уравнивают их в ОБЪЁМАХ(ракеты имеются ввиду), по массе же водородник легче. 
Мне вообще до лампочки этот химический отстой, после того как я сделал оценку, приводящую  к выводу, что даже ядерный разогрев атомарного водорода, до 6000⁰С,(любой ракетчик понимает что это утопия), даст удельный импульс на уровне ускорения того атомарного водорода, при помощи разности потенциалов 4В(ВОЛЬТА!), я понял, что химические двигатели, да и ядерный нагрев не стоят того, чтобы ими вообще заниматься. 

Всегда приветствую сообщения профессионалов.
А теперь скажите, что неверно в моём предыдущем постинге?

Но тут в игру вступают плотности различных горючих. Для жидкого водорода нужен почти впятеро более вместительный бак, чем для соответствующего по теплотворности количества керосина. А это ведь не только раздвинутые габариты, но и дополнительный вес.

Добавлю: для сжиженного метана бак будет примерно вдвое вместительнее, чем для керосина с той же энергоёмкостью.

[zzcw]

Если в водородниках, в итоге получаем ТОЛЬКО Н₂О, с соотношением элементов 2/1, и молекулярной массой 18, то в углеродосодержащих +, образуется ещё и С О₂, с молекулярной массой 44 ! И если молекулярная масса дает водородникам в 1,5 раза больший импульс...

Больший УИ получается вовсе не из-за того, что в водородниках не образуется тяжелых молекул. Тяжелая молекула сообщит ракете бОльшее приращение скорости, либо такое же, но при меньшей (!) скорости выброса молекулы. Что не есть плохо.

[zzcw]

Не путайте тягу и УИ! УИ это  температура и молекулярный вес истекающего из сопла р.т., не исходных компонент, а продуктов реакции.

Верно!
+

[zzcw]

+. Не подумайте что "кукушка хвалит петуха, за то, что хвалит он кукушку". Это первый случай у меня на форуме, чтобы человек молниеносно "въехал", и признал замечание. Я настолько уже привык к вошкевичам, что это для меня шок.

Признание своей неправоты - нормальное, много раз наблюдаемое действие  

Если низкий УИ есть результат избыточной потери массы, то Ваше замечание верное, а я поначалу тупанул

[Lons]

Подача инфы неверная. Топливо должно рассматриваться ТОЛЬКО В ПАРЕ С ОКИСЛИТЕЛЕМ! А это уже совсем другая цифирь выражающая соотношение баков.

Простите, но я нигде не утверждал, что соотношение весов баков горючего исчерпывающе характеризует соотношение весов снаряжённых ракет. Так что уж признавайте замечание, чтоб вогнать и меня в шок.

[EREMA]

Вариантов немного. Самый очевидный-изменение расхода компонентов в газогенераторе ТНА

Это вовсе не самы́й очевидный вариант. Самый простой, да, но он позволяет осуществлять регулировку в доволно узких ппределах, вряд ли достаточных для управляемого торможения. Здесь подошло бы изменяемое критическое сечение. Но.  Но даже и в Со́юзе только экспериментировали с этим методом. Для маршевых двига́телей точно не использовали. А  Маск с ходу взял и сделал? Я не нашел в инете как этот клоун якобы изменял тягу.

[Олег Владимирович Лавринович]

Это вовсе не самы́й очевидный вариант. Самый простой, да, но он позволяет осуществлять регулировку в доволно узких ппределах, вряд ли достаточных для управляемого торможения. Здесь подошло бы изменяемое критическое сечение. Но.  Но даже и в Со́юзе только экспериментировали с этим методом. Для маршевых двига́телей точно не использовали. А  Маск с ходу взял и сделал? Я не нашел в инете как этот клоун якобы изменял тягу.

Это действительно загадка, поскольку кислород керосиновые жрд крайне негативно работают при пониженном расходе. Да, перед отсечкой его тягу снижают примерно в 2-3 раза. Но чтоб работать и плавно менять от 0 до некоторой небольшой тяги(двигатели рассчитаны на взлет и большую тягу , а на посадке, дай бог, 10 процентов надо, сомнительно. То есть, не просто дросселировать, а тонко регулировать на уровне 10процентов. Я бы поставил отдельные движки на гептиле с вытеснительной подачей , чем уродоваться на низкой тяге маршевыми.

[Lons]

Скорее вы ступили на путь вошкевичей.  Я ведь на ваших полторы строчки, написал целое полотно. Но вы не пытались понять его смысл. Вы же не обмолвились далее, что из-за того, что для керосина, требуется кислорода в ЭН раз больше, поэтому для него бак будет в ЭН раз больше. Что теплотворная способность керосина меньше(а это источник получения кинетической энергии струи(при саморазгоне р.т.), значит его надо больше, а следовательно бак больше. Из множества факторов, вы выбрали самый самый против водородника...Как говорит ВВП, это двойные стандарты и введение в заблуждение участников.

Увы, остаюсь без шока!

[Lons]

Это действительно загадка, поскольку кислород керосиновые жрд крайне негативно работают при пониженном расходе. Да, перед отсечкой его тягу снижают примерно в 2-3 раза. Но чтоб работать и плавно менять от 0 до некоторой небольшой тяги(двигатели рассчитаны на взлет и большую тягу , а на посадке, дай бог, 10 процентов надо, сомнительно. То есть, не просто дросселировать, а тонко регулировать на уровне 10процентов. Я бы поставил отдельные движки на гептиле с вытеснительной подачей, чем уродоваться на низкой тяге маршевыми.

А нельзя ли применить какие-то подвижные заслонки, отклоняющие часть струи симметрично во все стороны?

[МатрёшкинКот]

Это вовсе не самы́й очевидный вариант. Самый простой, да, но он позволяет осуществлять регулировку в доволно узких ппределах, вряд ли достаточных для управляемого торможения. Здесь подошло бы изменяемое критическое сечение. Но.  Но даже и в Со́юзе только экспериментировали с этим методом. Для маршевых двига́телей точно не использовали. А  Маск с ходу взял и сделал? Я не нашел в инете как этот клоун якобы изменял тягу.

Изменяемая критика на ЖРД пока из области фантастики. А самый жир в том, что двигатели "фалькона" не имели механизма изменения вектора тяги и управление производилось перекосом тяги противоположных двигателей, коих на посадке 1ступени было задействовано всего три. Понятно теперь, почему ступени кувыркались при приземлении: ко времени реакции датчиков и исполнительных механизмов (дросселей в топливных магистралях ГГ) добавлялось огромное запаздывание на раскрутку или торможение ротора ТНА и инерцию топливных потоков в магистралях. В итоге при сильных внешних возмущениях критическое отклонение ракеты развивалось быстрее, чем двигатели успевали его парировать, не спасали положение даже азотные рулевые двигатели малой тяги

[Олег Владимирович Лавринович]

А нельзя ли применить какие-то подвижные заслонки, отклоняющие часть струи симметрично во все стороны?

Теоретически, можно. Но практически? ЖРД на полной или слегка дросселированной тяге жрет сотни  и даже тысячи килограммов  в секунду компонентов. А тоб получить из этой Ниагары 10 процентов , крайне расточительно. Это самолетные ВРД можно так припахать на посадке , там всеж не столько керосина улетает.Кислород бесплатный да и рабочее тело, воздух, и за бортом без ограничений . Ну и для маневровых двигателей на твердом топливе так делают. РДТТ изначально не регулируемый.Там поток делят на два противоположных сопла , а регулируют заслонкой туда или сюда. Но двигатели те малые . Для стартовых двигателей ХЭВИ ракет, это, нонсенс.

[Lons]

Теоретически, можно. Но практически? ЖРД на полной или слегка дросселированной тяге жрет сотни  и даже тысячи килограммов  в секунду компонентов. А тоб получить из этой Ниагары 10 процентов , крайне расточительно. Это самолетные ВРД можно так припахать на посадке , там всеж не столько керосина улетает.Кислород бесплатный да и рабочее тело, воздух, и за бортом без ограничений . Ну и для маневровых двигателей на твердом топливе так делают. РДТТ изначально не регулируемый.Там поток делят на два противоположных сопла , а регулируют заслонкой туда или сюда. Но двигатели те малые . Для стартовых двигателей ХЭВИ ракет, это, нонсенс.

Для полной тяги ваше рассуждение верно. Но ведь Маск сажает почти пустую первую ступень, так что тяга составляет небольшую долю от полной. То есть маршевый двигатель должен иметь как бы два рабочих режима: стартовый и посадочный.

[Lbktnfyn-2]

"Изменяемая критика на ЖРД пока из области фантастики."

- Тут всё можно просто сделать! Обмотать сопло в этом месте натянутой резиной. Сопло разогреется и металл станет пластичным, "потечёт"  и просвет уменьшится! То таки да!
 Шутки-шутками, но Я такие вещи видел сам! И на ракетах! То таки да!
 А кроме шуток - надо просто делать первую ступень на воздушно-реактивных (турбореактивных) двигателей от тех же "МИ". Срок службы у них будет офигенный, если диверсантов вражеских Секирой Необоснованных репрессий обработать, то пусков тысячу выдержат... Да и регулировать будет проще. Можно часть двигателей просто выключать... То таки да... Но в любом случае СНР - таки обязательна... То таки да...

[Олег Владимирович Лавринович]

Для полной тяги ваше рассуждение верно. Но ведь Маск сажает почти пустую первую ступень, так что тяга составляет небольшую долю от полной. То есть маршевый двигатель должен иметь как бы два рабочих режима: стартовый и посадочный.

В том -то и дело, что большая камера сгорания расчитана на определенный поток рабочего тела и критическое сечение, в котором достигается скорость звука и сопло после, при малых расходах нормально  работать не будут. Конечно, любая бочка дыркой с подаванием  в нее любого количества горящих компонентов создаст какую-то тягу, но вот режимы горения..  Далее, форсунки распыляют топливо при определенном давлении от турбонасоса, если сильно  уменьшать , топливо будет просто вытекать без рапыления. Как оно будет сгорать в таком виде? Нет,конечно, газообразное и самовоспламеняемое, теоретически может, но жидкое...криогенное? Впрочем,  это задача техническая ,я полагаю ,  решаемая. Но, сложная. Можно осекать часть форсунок  клапаном . Не надо забывать, что Маск и американцы получили доступ к рабочим и экспериментальным конструкциям советских ракет  и двигателей.Не даром их Антаресы и Таурусы имеют узнаваемое  обличье 8к36. ЖрД там, по ходу, тоже советские. А наши были бооольшими затейниками, многое  довели до действующих образцов.Есть даже трехкомпонентные ЖРД.Кислород -керосин-водород.

[Олег Владимирович Лавринович]

Можно так сказать...это правильно, но сформулировано как-то по неземному.
УИ по сути скорость истечения р.т., т.е. находится в прямо пропорциональной зависимости от НЕЁ. Казалось бы, очевидный и понятный путь для уменьшения расхода р.т. Но есть одно и очень существенное НО.  Энергия затрачиваемая на разгон р.т., увеличивается ТОЖЕ, при этом В КВАДРАТИЧНОЙ ЗАВИСИМОСТИ.  Поэтому использование высокоимпульсных РД на старте, для создания огромной тяги - смерти подобно.

Ну уж и смерти? Энергия же из этого топлива а не от постороннего источника. Да, калорий больше улетает у высокоимпульсного топлива при той же тяге, но килограммов меньше , а нам важна формула Циолковского. И там высокоимпульсное топливо желательно. При одинаковой взлетной массе ракета с высокоимпульсным двигателем поднимет на орбиту больший вес полезной нагрузки. Можно даже сделать и одноступенчатую ракету и выходить на ней на орбиту.

[stary]

"Изменяемая критика на ЖРД пока из области фантастики."

- Тут всё можно просто сделать! Обмотать сопло в этом месте натянутой резиной. Сопло разогреется и металл станет пластичным, "потечёт"  и просвет уменьшится! То таки да!
 Шутки-шутками, но Я такие вещи видел сам! И на ракетах! То таки да!
 А кроме шуток - надо просто делать первую ступень на воздушно-реактивных (турбореактивных) двигателей от тех же "МИ". Срок службы у них будет офигенный, если диверсантов вражеских Секирой Необоснованных репрессий обработать, то пусков тысячу выдержат... Да и регулировать будет проще. Можно часть двигателей просто выключать... То таки да... Но в любом случае СНР - таки обязательна... То таки да...

Все эти разговоры о самолетных пусках  и стартах из этой же оперы . Вы просто выдали сердцевину идеи : самолет - ракета  ( первая ступень самолет ...далее уже элементы космического аппарата ....