Обсуждение космических программ

Цитата: Фёдор144 от 04.01.2017 18:34:29на тот момент ни у кого не было более эффективных керосиновых двигателей сравнимой с Ф-1 размерности.
 
НК-33 при все выдающихся параметрах ни разу не конкурент.
 
сравнивать его с Ф-1 все одно, что сравнивать камаз с девяткой.
 
результат мы знаем - сатурн полетел на ф-1, а н-1 на нк-33 не полетела.
 
для интереса почитайте так же историю LR-87 (на титанах летал). с 50-х годов и до 2000-х.
 
движок пашет на керосине/кислороде, на вонючке и на водороде/кислороде.
 
это к вопросу отставания/опережения.

Цитата: перегрев от 04.01.2017 16:50:55Меня вот всегда интересовал вопрос - откуда взялся этот разгон про "неэффективные" американские кислород-керосиновые ЖРД? Удельная РД-107/108 - 252 единицы у земли, удельная F-1 у земли - 263 единицы и это со "скоростной камерой"!  НК-33 замкнутой схемы, не летавший до 21 века, у земли 297 единиц, что больше F-1 всего на 11%, РД-171 - 313 единиц, здесь разница посущественнее - 16%, только когда появился F-1 и когда РД-171?

Понятно, мы не делаем водородный РБ потому, что такой блок не оптимален по критерию "стоимость-эффективность". Остается надеяться, что проекты легкого и среднего Протона по этому критерию оптимальны . Про Ангару я вообще молчу.

Цитата: krizis2003 от 08.01.2017 21:57:07...

---

Но вы здесь ветку создаёте, речь не о том, какой двигатель лучше, а о причинах, по которым американцам нужен был водород сильно- а СССР- нет.  И России тоже-  лишь как способ модификации носителей.

Цитата: caSmith от 09.01.2017 07:28:36Какое Ваше мнение по этому поводу? И как тогда с "Энергией", ведь костьми легли?

Цитата: перегрев от 30.12.2016 09:04:58Я не очень большой специалист в области получения криогенных компонентов требуемой чистоты. Поэтому может и проблем нет, а может есть Во всяком случае в Ваших рассуждениях есть небольшой изъян. Вот состав СПГ

Показатель	Норма, %
Объемная доля метана	92±6
Объемная доля этана	4±3
Объемная доля пропана и более тяжелых углеводородов	2,5±2,5
Объемная доля азота	1,5±1,5
Массовая доля сероводорода и меркаптановой серы	не более 0,005

У азота температура кипения сильно пониже чем у метана. Так что 99% просто за здорово живешь может и не получиться.

Цитата: caSmith от 08.01.2017 21:27:29Факты, кстати не Вами приведенные, заметил. Но Вы не виляйте, пожалуйста.

Цитата: ЦитатаИсходя из этого и 7 тоннах на ГПО (данные по вики для А5 + ДМ-3) весь диапазон весов перспективных спутников охвачен.

Цитата: ЦитатаДеньги на водород тратили, тратят, и будут тратить, пока с ничтожным "выхлопом".

Цитата: ЦитатаИтак, ждем от Вас сумму. Тем более, Вы с историей знакомы.

Цитата: ЦитатаПоинтересоваться авторитетными (не моими) мнениями можете. Но только после ответа на вопросы.

Цитата: ЦитатаХотя бесролезность программы Буран Энергия очевидна любому непредвзятому человеку. Оба полета я прекрасно помню, по тележку смотрел, радовался и гордился, как и все.

Цитата: ЦитатаВы попросили ФКП моего авторства, "чисто поржать". Очевидно, что документ такого уровня один человек не в состоянии сделать физически. Тогда к чему такие запросы? Берите то, что есть и "ржите". Но это без меня.

Цитата: ЦитатаЭскалация требований - это то, чем Вы занимаетесь, не я. Я же задал Вам всего 2 вопроса. 
1. Сколько стоит водород для моей Родины?

Цитата: Цитата2. Когда последний раз спутник выводился на ГСО непосредственно.
На первый Вы стали юлить, хотя до этого требовали ответа от меня в довольно игривой манере.
На второй ответили. 2015.12.13 
Проверяем:

Цитата: krizis2003 от 09.01.2017 10:47:43Мнение я описал выше.  Повышенный импульс на керосине  -  снижает потребность в водороде. По моему - очевидно.

Цитата: ЦитатаСам водород Россией вполне освоен. не просто унаследован. Что подтверждают работы для Индии  уже после 2000х.  Так что вопрос не столько технологический(технологические тоже есть, нам не индийский а свой нужен.)  сколько экономический.

Цитата: ЦитатаС Энергией костьми легли на РД 170. Каменный цветок не выходил, и рассматривался вариант возврата к НК 33, если и  там не срастётся,  - ТТУ. С водородом таких проблем небыло.

Цитата: ЦитатаИ да, водород ещё для Н1 рассматривался как хороший вариант для дотягивания до ПН более поздней Энергии с сохранением близкой стартовой массы.

Цитата: перегрев от 09.01.2017 13:29:19Чиво?!! А как так случилось, что с повышенным импульсом на керосине Н-1 без водорода выводила на НОО (теоретически, потому как ни разу не долетела) 90 тонн, против 133 тонн у Сатурна. В 1,47 раза больше, при том, что сухая масса Н-1 была больше Сатурна всего на 10%? Как. Карл? Я уж молчу про то, что до самого конца проекта по Н-1 по водороду для Н-1 очень активно работали. Но не вышел каменный цветок...

Цитата: ЦитатаНу и где в ФКП 12КРБ? Раз он готовый есть, бери да пускай!

Цитата: ЦитатаЧто Вы там курите?  Порадуйте источником этого  бреда незамутненного потока сознания. Где можно почитать про НК-33 на Энергии, про ТТУ на ней же. Про то, что проблем с водородом не было. Так для справки, изначально все двигатели должен был делать Глушко, но он наотрез отказался от водорода.

Цитата: ЦитатаВообще пипец. Стартовая масса Н-1 2700 тонн, Н-1Ф - 2950 тонн, Энергия-2400. В каком месте искать "близкую стартовую массу"?

Цитата: перегрев от 09.01.2017 12:35:00Ах, заметили? И что тогда остается вот от этого пассажа тыц

Пшик?  Я уж скромно умолчу, про то откуда Вам известен "диапазон весов перспективных спутников"

Цитата: ЦитатаИ вот что мы имеем в итоге: Вы, базируясь на неверных данных из вики, высосали из пальца тезис, что ДМ-3 не уступает по энергетике КВТК, из этого, как впоследствии выяснилось, взятого с потолка утверждения, Вы, опять же из пальца, насосали тезис о ненужности работ по водороду вообще. 
 

Цитата: ЦитатаТеперь, когда вдруг выяснилось, что ДМ не то, что у КВТК, у Бриза по энергетике ни хрена не выигрывает, разгон за "передовой керосиновый опыт" был прочно забыт и из Вашей мощной груди исторгся полный боли и страдания стон за бездарно потраченные народные деньги. Причем в ретроспективе.

Цитата: ЦитатаЕще раз повторю для особо альтернативно одаренных - "ничтожный" выхлоп в виде РД-0120 неизменно присутствует во всех проектах наших тяжелых и сверхтяжелых РН. Ну не получается сделать тяжелую ракету без водорода. Ни хрена не помогает "передовой керосиновый опыт".

Цитата: ЦитатаА Вы там не приохренели ли в атаке, любезный? Вы выдвинули бездоказательный тезис о "колоссальных" потраченных деньгах, а мне теперь предлагаете это бездоказательное заявление опровергнуть цифрами? 

Цитата: krizis2003 от 09.01.2017 14:21:16Что сказать хотели? что повышение импульса на керосине не снижает потребность в водороде? каким образом это связано с примером?.

Цитата: ЦитатаДа, конструкция Н1  менее совершенна, что забирало часть преимуществ керосинок, стартовая масса меньше, сухая больше.

Цитата: ЦитатаПро водород до конца Н1 лучше действительно промолчать, с ним запоздали,   его и рассматривали только под модернизацию, для верхних ступеней, и не вкладывались в него, как в керосин.

Цитата: ЦитатаЧто сказать хотели? или это просто начало чтения поста, на который пытаетесь отвечать?

Цитата: ЦитатаКарим воспоминания участников, почитайте Губанова, Гудилина

Цитата: ЦитатаИ да, Глушко водорода не хотел, потому особенно им и не занимались толком до супертяжей, где его недостатки нивелируются.

Цитата: ЦитатаГубанов упоминает рассмотрение вариантов с НК - 33 и ТТУ после бодания с проблемами РД 170

Цитата: ЦитатаПо результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект.

Цитата: ЦитатаДействительно пипец. Н-1 2700 тонн,  - здесь. Энергия при чём?

Цитата: ЦитатаИ да, водород ещё для Н1 рассматривался как хороший вариант для дотягивания до ПН более поздней Энергии с сохранением близкой стартовой массы.

Цитата: Foxhound от 31.12.2016 20:09:54На данный момент заказан СК "А" для РН "А5" и "А5п" с ПТК НП, РБ ДМ и КВТК. "А5в" в ТЗ не указана. Будет ли у СК возможность модернизации до "А5в", станет ясно к середине наступающего года.

Цитата: Аладдин от 09.01.2017 17:40:50Камрады, не все в форуме профессионалы, я например любитель. 
И хотя стараюсь вникнуть в терминологию и сокращения, иногда ваши предложения кажутся мне герметической белибердой. 
Ну, пожалуйста, пишите немного внятнее. Очень прошу. 

Цитата: ЦитатаНа данный момент заказан стартовый комплекс (СК) "Ангары" ("А") для ракеты-носителя (РН) вариантов "грузовоз" "А5" и "пилотируемый" "А5п" с перспективным транспортным кораблем "Федерация" (ПТК НП), разгонный блок (РБ) типа  "ДМ" и "кислородно-водородный тяжолого класса (КВТК). "Ангара с водородной 3-й ступенью" ("А5в") в ТЗ не указана.

Цитата: Senya от 09.01.2017 17:46:32Чуть дальше по треду https://glav.su/foru…age4207962

Цитата: перегрев от 09.01.2017 17:19:13Никоим образом не снижает. Вы невнимательны, единица удельной внизу дает максимум 300 кг к массе второй субракеты. Остальное сжирают гравитационные потери. Гнаться за удельной надо на верхних ступенях.

Цитата: ЦитатаЕще раз, сухая масса Н-1 всего на 10% больше чем сухая масса Сатурна. Почему, высокоэффективные НК на всех ступенях не смогли обеспечить такую же разницу в массе ПН? За счет чего Сатурн выводил в полтора раза больше?

Цитата: ЦитатаОхренеть как удачно вложились. В итоге получили мертворождённый керогаз, которого за народные деньги, наделали овер_до_хрена, и который нигде так и не пригодился. По Вашей же ссылке - 90 готовых двигателей. Куда столько, и главное за чей счёт банкет? И где они сейчас? Почему это чудо моторостроения до сих пор не узурпировало весь рынок двигла для нижних ступеней? Может потому, что как оказалось впоследствии, у него запасов по прочности нет? Или амеры чисто ради прикола меняли на НК-33 некоторые магистрали на свои собственные? Еще раз - 7 полетов, по результатам которым американцы от НК-33 уже отказались, Самара, считай тоже отказалась. Не будет возобновления производства НК-33.  Вот у меня к Вам прямой вопрос - почему? Охренеть же какой двигатель! Бери да делай!

Цитата: ЦитатаМинуточку, Вы заявили, что у нас нет никаких проблем с водородом и сослались на 12КРБ. Типо, технологически мы готовы. Вопрос - зачем тогда планировать 12 млрд на КВТК, если у нас есть готовый РБ на водороде? Не, я конечно понимаю, что с точки зрения интернет-анонимов ФКП делают конченные дебилы для развода "лошков" из Политбюро правительства.  Но не настолько же у нас тупое правительство, что бы финансировать создание нового РБ при наличии "готового"? Или таки нет?

Цитата: ЦитатаА Вы точно курили именно их и ничего больше? Тогда учитесь читать. Тяга одного четырех камерного РД-171 - 740 тонн у земли. Значит одна камера - 740/4=185 тонн. Тяга одного НК-33 у земли - 171 тонна. Как 16 НК-33 могли с суммарной тягой 171*16=2 736 тонн могли заменить 4 РД-171 с суммарной тягой 740*4=2 960 тонн? Как, Карл? Зафорсировать каждый НК-33 минимум на 8%? Так он и без форсирования работал через раз.

Цитата: ЦитатаКонечно не хотел. Глушко был очень умный и прекрасно понимал, что такое водородный 200-тонник. Одна деталь, в ходе отработки РД-171 было проведено более 900 испытаний. В ходе отработки РД-0120 было проведено 1 483 огневых испытания. Вот эта разница и характеризует, насколько сложнее было сделать РД-0120. Никоим образом, впрочем, не умаляя сложностей с 171м, хочу отметить, что заявлять, дескать, мол, с РД-0120 проблем не было, значит просто расписаться в своей некомпетентности.

Цитата: Цитата

Упоминает. Вот большая цитата из Губанова

Скрытый текст

Скрытый текст

Оценку возможности создания маршевого твердотопливного двигателя первой ступени вело КБ ПО "Искра", главный конструктор Лев Николаевич Лавров. Его мы хорошо знали по совместным разработкам боевых твердотопливных ракет. КБ отличалось смелостью решений, новизной, прогрессивностью. Выданное нами техническое задание на проработку двигателя первой ступени было необычным для этого КБ по многим параметрам. Однако Лев Николаевич воспринял эту работу как лично необходимую, с желанием действительно помочь делу. По результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект.
     Облик этого уникального твердотопливного двигателя составляли следующие характеристики:
- максимальный габаритный диаметр - 3,6 м;
- длина-44,92 м;
- степень расширения сопла - 2,8;
- масса конструкции - 60 т;
- масса топлива - 460 т;
- масса снаряженного двигателя - 520 т;
- коэффициент весового совершенства - 0,3;
- время работы на установившемся режиме активного участка полета - 124 с;
- полное время работы - 138 с;
- максимальное давление в камере сгорания - 68 атмосфер;
- удельный импульс тяга - 263 с;
- средняя тяга -1050 т.
 На основе предварительного анализа была принята следующая конструктивная схема двигателя: семисекционный, односопловый, управляемый, с двумя несоосно расположенными узлами силовой связи, с центральным блоком и с верхним и нижним шпангоутами для стыковки носового обтекателя и хвостового отсека ступени.
     В качестве конструкционные материалов для корпуса двигателя рассматривались высокопрочные стали и конструкционные пластики. По состоянию отечественной производственной базы, перспективы ее развития, с учетом обеспечения минимальной массы конструкции был принят стеклопластиковый вариант: в основе жгут РВМН и связующее ЭДТ-10.
     Для обеспечения энерго-массовых характеристик двигателя планировалось применить смесевое твердое топливо с высоким удельным весом, которое способно сохранять высокий уровень эластичности при низких температурах. Рассматривались составы КД 11/18 и Т9-БК-8/Э. Топливо КД 11/18 ранее проходило лишь опытную отработку и до этого времени не применялось.
     В проектных материалах была показана принципиальная возможность создания маршевого твердотопливного двигателя одноразового использования для первой ступени ракеты-носителя "Энергия". Двигатель по своим основным характеристикам не уступал двигателям "Спейс Шаттла". С учетом состояния сырьевой, производственной и технологической базы в стране корпуса двигателей стали изготавливать из стеклопластика в секционном исполнении. При этом концевые секции предполагалось выполнять методом спирально-кольцевой намотки по схеме "полукокон", остальные секции - методом продольно-поперечной намотки.
     Проведена была оценка разнотяговости пакета двигателей на всех режимах работы. Было установлено, что при параллельном изготовлении одноименных секций зарядов двигателей, входящих в пакет, разнотяговость и разновременность окончания работы двигателей значительно уменьшается. Однако реализация параллельного заполнения секций требует значительных капиталовложений.
     Для дальнейшей разработки твердотопливного двигателя предстояло решить следующие вопросы:
     - принятие обоснованных требований к величинам управляющих усилий;
     - уточнение характеристик двигателя с учетом аэродинамического и термосилового нагружения;
     - определение возможности и целесообразности введения системы термостатирования двигателей в диапазоне температур от нуля до +50 °С.
     Двигатель мог быть создан при успешном решении следующих технологических вопросов:
     - создание высокопроизводительного специального оборудования для изготовления секций корпусов диаметром 3,6 м методом намотки;
     - создание технологии и оборудования для изготовления неметаллических деталей диаметром до 3,5 м соплового блока;
     - разработка легких конструкций оправок для намотки секций корпуса;
     - разработка рациональной технологии сборки и испытаний снаряженного двигателя;
     - разработка углерод-углеродного композиционного материала для критического вкладыша соплового блока;
     - организация на предприятиях нефтехимпрома изготовления вакуумных мешков диаметром до 4 и длиной до 8 м.
     Для реализации принятых технических решений и обеспечения основных характеристик двигателя необходимо было проведение большого объема научно-исследовательских и экспериментальных работ и организационных мероприятий, направленных на производство зарядов из топлива КД 11/18 с массой секций до 80 т, создание производства по изготовлению корпусов диаметром до 3,6 м из пластика, создание крупногабаритного поворотного управляющего сопла, создание специального подъемно-транспортного оборудования и обеспечение проведения огневых испытаний мощных двигателей с тягой до 1350 т.
     Могли быть реализованы следующие сроки разработки:
     - изготовление первого модельного двигателя - через 2 года;
     - изготовление первого макетного двигателя - через 4,5 года;
     - проведение первого огневого испытания - через 6 лет;
     - поставка первого комплекта двигателей на летные испытания - через 8 лет.
     Основную сложность в освоении такого твердотопливного двигателя вносили его габариты и масса, которые промышленностью страны по всей технологической цепочке не были освоены. Необходимо было оснащаться вновь. К этому же - специфика нашего космодрома - широкий диапазон сезонных температур в Казахстане (от 40° мороза до 50° жары), которые, если не умалять цель получения высокого конструктивного совершенства, требовали применения наземных стартовых средств термостатирования заряда двигателя. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе "Энергия".

И оттуда еще одна цитата

Оставим на совести уважаемого человека термин - предэкскизный проект. По сути это означает следующее - Глушко, как очень грамотный аппаратчик, озаботился перед лицами принимающими решениями (только это не "лошки из Политбюро, а весьма грамотные ребята из ВПК и Оборонного отдела ЦК) наглядной демонстрацией, что альтернативы тяжело идущему РД-171 нет, и не предвидится.

Вот это 

кто писал? Папа Римский?

Цитата: TydymBydym от 08.01.2017 20:32:59А можно чуть подробнее про эту историю?
Спасибо

Цитата: михайло потапыч от 08.01.2017 22:14:08Уважаемый Перегрев!
Всегда с интересом читаю ваши сообщения на космическую тему, уверен, что не я один.

Цитата: ЦитатаОгромная просьба к вам, как специалисту по ракетным двигателям, ответить на несколько вопросов касательно F-1:

Цитата: Цитата- насколько эффективна была система охлаждения из инконелевых трубочек?

Цитата: Цитата- действительно ли такой двигатель может выдавать такую невообразимую тягу в 690 тc с одной камеры?
- действительно ли возможно победить высокочастотные колебания в столь большой по размерам камере?

Цитата: Цитата- почему, если он был такой эффективный, его больше никто и никогда не использовал, да хотя бы при запуске тех же Шаттлов?

Цитата: Цитата- для чего были в дальнейшем созданы и испытывались F-1A (без инконелевых трубочек) и F-1B (с упрощённой конструкцией, удешевляющей производство), если они так никуда и не полетели?

Цитата: Цитата- какая схема разгона сверхтяжёлой ракеты эффективней - как у Шаттла (на пороховиках) или как у Энергии (на керосине)?

Цитата: ЦитатаСпасибо!

Цитата: перегрев от 10.01.2017 00:27:30Под это дело предложили деньги и настояли, как именно оптимизировать и что высвобождать.

Цитата: TydymBydym от 10.01.2017 08:39:38Ага, примерно так я и предполагал. Интересное было время...