Обсуждение космических программ
8,806,652
39,588
|
_taras_ ( Слушатель ) |
| 28 дек 2016 22:05:07 |
просьба
новая дискуссия Дискуссия 2.343
Можно поподробнее расписать в чем преимущества и недостатки двигателей работающих на метане?
ОТВЕТЫ (249)
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 28 дек 2016 22:37:28 |
Цитата: _taras_ от 28.12.2016 19:05:07
Плюсы:
- более высокий удельный импульс;
- при отработке нет проблем вымывания остатков компонентов, они газифицируются в отличие от керосина и НДМГ;
- относительно недорогой компонент.
Минусы:
- тоже криогенный компонент;
- низкая плотность.
И ещё. Минус, который может стать плюсом. Близкая к О2 температура в жидком состоянии позволяет реализовать схему единого топливного отсека с промежуточным днищем (как на боевых ракетах, работающих на АТ +НДМГ).
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 28 дек 2016 23:20:26 |
Цитата: _taras_ от 28.12.2016 19:05:07
Максимально подробно вряд ли получится. Вкратце примерно так
Преимущества перед парой "кислород-керосин"
- более высокий удельный импульс, но тут есть один нюанс, максимальный УИ ( Энергомаш заявлял 371 единицу против 331 на керосине) получается на чистом метане, который еще нужно получить. При наличии примесей от 2% и выше УИ стремительно падает. При работе на СПГ там разницы практически нет 356 единиц у РД0162 против 359 у РД0124;
- возможность реализации более надежной схемы с дожиганием восстановительного газа или безгенераторной схемы;
- возможность реализации схемы "газ-газ" без второго ГГ;
- более высокие охлаждающие свойства криогенного компонента, значит более надежное охлаждение или более высокие параметры рабочего процесса в камере;
- отсутствие необходимости сложных технологических процессов по очистке внутренних полостей двигателя от керосина после ОИ или применения по назначению, что здорово удешевляет задачу создания многоразовых двигателей.
Недостатки:
- взрывоопасность;
- меньшая плотность;
- теоретически, вроде бы, пара "кислород-метан" более склонна к возникновению ВЧ-неустойчивости;
- второй криогенный компонент здорово усложняет (и удорожает) наземное технологическое оборудование.
Как-то так...
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 28 дек 2016 23:54:44 |
Цитата: перегрев от 28.12.2016 20:20:26
Дык, там-же всё одно - криогенка. Разделить по фракциям. Ну да, лишняя операция. Зато у нас этого метана, как у дурака фантиков. А тот керосин из какого-то уникального месторождения нефти гонят. Или синтезируют из того-же метана. Т.е. тоже не всё просто.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 00:12:50 |
Цитата: mse от 28.12.2016 20:54:44
Стоимость всех компонентов топлива, заправляемых в ракету на уровне 1-го процента от стоимости пусковой услуги.
А вот исчо одна "линия" (в добавок к жидкому кислороду) в составе НК - это весьма серьезное удорожание стоимости КРК.
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 01:08:59 |
Цитата: НАлЕ от 28.12.2016 21:12:50
Ну, дык, 40 сек требуют жертв? Это-ж больше 10%. "У нас и за меньшее убивали"...
Понятно, что часть сожрёт объём-вес бочки. Но всё-же. Упоротые, вон, жыженый гидроген в первую ступень льют...
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 01:23:03 |
Цитата: mse от 28.12.2016 22:08:59
А всё остальное?
Сколько этих самых "единиц" импульса убъют озвученные недостатки?
Сколько бабок надо заложить на строительство если не новых Ск и НК, то их модернизацию?
Это я всё не к тому, что метановые ЖРД есть фигня на постном масле, а к тому, что надо
ИМХО, метановые ЖРД мне кажутся весьма симпатичным направлением
|
|
Alexxey ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 13:05:01 |
Цитата: НАлЕ от 28.12.2016 22:23:03
А были ли уже в истории метановые ЖРД? Имеется в виду не опытные/экспериментальные, а серийные?
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 00:13:00 |
Цитата: mse от 28.12.2016 20:54:44
Может и не просто, только согласовывая ТЗ на тот же РД-0162, для очень высокого показателя удельной в включили оговорку по чистоте метана. Из очень простого расчета - требуемой чистоты метана в требуемых количествах нет и не предвидится. А на нет и суда нет. Для метана худшего качества и СПГ установили куда более скромные (зато реально достижимые) значения УИ
|
|
caSmith ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 10:45:51 |
Цитата: перегрев от 28.12.2016 21:13:00
Т.е. один двигатель в зависимости от топлива может давать разный импульс? И система управления может это отрабатывать? И для легкой нагрузки можно брать дешевый спг, а для тяжелой (+ до 10 %) - чистый метан?
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:38:29 |
Цитата: caSmith от 29.12.2016 07:45:51
Ну строго говоря, каждый экземпляр ЖРД каждый раз дает разный удельный импульс. Есть такое понятие - приведение параметров к номинальным условиям. Без приведения, кстати сугубо расчетной операции, для конкретных условий работы (реальной температуре КРТ) удельный импульс каждый раз будет разный.
Цитата: ЦитатаИ система управления может это отрабатывать?
Система управления может практически все
Ей-то какая разница? Если предельно упрощенно, СУ считает параметры орбиты при условии выключения двигателя на текущем такте работы. Как только они совпадают с заданными при нормированном рассогласовании выдается команда на выключение ДУ. Если б было по другому, у нас бы, до кучи, был бы еще один завал Протона в этом году.Цитата: ЦитатаИ для легкой нагрузки можно брать дешевый спг, а для тяжелой (+ до 10 %) - чистый метан?
Там разница будет копейки. Вы не совсем правильно поняли пример. Согласовывается ТЗ, заказчик устанавливает величину параметра, устанавливает с запасом, под себя. Исполнитель, зная, что заказчик "перезаложился на четвертого валета" стоит перед выбором
а) согласиться;
б) отказаться;
в) согласиться, но с оговорками.
При этом параметр задан на верхнем пределе, еще большой вопрос, получится или нет. Можно конечно годами бодаться, но нет ТЗ, значит нет договора, значит нет финансирования.
В этой ситуации по критичным параметрам, бывает и соглашаются. Исходя из простого расчета, скорректируем позже, куды ему болезному деваться спустя шесть лет.
В данном случае, оговорку вводили из следующего резона - производства метана требуемой чистоты нет, отработку начинаем на том, что есть, подтверждаем на том, что есть. Вот столько то на СПГ гарантируем. Плюс еще второй смысл, мы готовы производство метана требуемой чистоты организовать у себя - только дайте денег.Примерно так.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 18:07:26 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 09:38:29
Надо смотреть, какое наведение осуществляет СУ. Терминальное, или функциональное.
И, тем более, надо знать какя это ступень? Последняя или за ней исчо будет ...
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 01:41:05 |
Цитата: НАлЕ от 30.12.2016 15:07:26
Да без разницы. Никакая СУ удельный импульс не считает. Да вот кстати вопрос, как ракетчики использует значение удельной, указанное в формуляре двигателя?
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 01:53:54 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 22:41:05
Параметры двигателя со всеми его разбросами, как и все остальные разбросы (отклонения "сухой" массы, точность заправки,
Индивидуальные данные конкретного движка вводятся как ИД в СУ и с их учетом разрабатывается РБД в целом и Данные на Пуск (и ПЗ соответственно тоже).
СУ, имея информацию от СУРТ и от ДУ считает реальный расход (ей удельный импульс сам по себе не нужен) на единицу тяги и прогнозирует.
Это, если идет терминальное управление. Если функциональное, то "просто" жмет до набора этого самого функционала (все разбросы заложены в ГЗ).
Как-то так.
Примечание: расчет ГЗ (Гарантийных Запасов топлива) - это одна из принципиальных и важнейших задач
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 02:20:42 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 23:08:01
Исчо заправочная и объемная сводки. И увязать их - это как увязать план завода по
Короче, корпускулярно-волновой дуализм - это детский лепет на фоне увязки этих сводок. Тем более, что тут не дуализм, а триолизм.
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 11:41:01 |
Цитата: перегрев от 28.12.2016 21:13:00
Ну то такэ... Если до сих пор такой чистоты метан не был нужен ,то, ессно, никто его массово не готовил. Партия скажет, "
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:09:22 |
Цитата: mse от 29.12.2016 08:41:01
Угу, возможно. Правда вот с водородом до сих пор пока не раздуплились...
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:17:58 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 09:09:22
Дык, кому тот водород нужен? В товарных количествах. Где наши водородные ступени?
"У нас в магазинах чорную икру спрашивают? Нет? Вот видите, нет спроса!!(С)
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:43:28 |
Цитата: mse от 30.12.2016 09:17:58
У нас нет водородных ступеней, потому что нет производства водорода в потребных количествах и нет транспорта для транспортировки водорода от мест его возможного производства до мест его потребления. РД-0146 по крупном - готов. Нам не нужен РБ класса "Центавр"?
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:50:09 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 09:43:28
Да ну... Это лошадь впедери телеги.
А что нам "нужно-не нужно", то я и раньше не понимал, а щас, вообще утерял нить. Какие-то Федераццыи, супертяжи, базы на Луне... Какой Центаур нужен? Для чего?
Так понимаю, что целостной федеральной программы нет, а есть ккое-то рефлексивное дёрганье на внешние раздражители.
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 13:14:12 |
Цитата: mse от 30.12.2016 09:50:09
В двух словах. Нам нужен современный разгонный блок, которого нет. КВТК (КВРБ), это шанс получить такой РБ. И ФКП здесь абсолютно ни причем. Начало работ по КВТК это далекий 2006 год. Еще до Федераций, супертяжей и всего остального. Он реально нужен. Надеюсь, что всё-таки будет...
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 13:56:15 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 10:14:12
Ну, вот, я смотрю, снаружи, на это б*ядство уже скока лет и целостной программы не осчучаю. Мож вам, изнутри, понятнее, но я всех этих подводных течений не чувствую. РН , РБ нужен для конкретных задач, а таких озвученых программ нет(на моё ИМХО).Вот норот и шарахается, попутно осваивая средства.
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 02:25:05 |
Цитата: mse от 30.12.2016 09:50:09
Целостной программы нет. Но КВТК это не "рефлексивное дёрганье на внешние раздражители", а вполне объективная необходимость. К сожалению сроки реализации по КВТК постоянно переносятся.
|
|
caSmith ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 10:20:17 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 23:25:05
А этот пресловутый КВТК, он ведь для Ангарей. Вся его жутконеобходимость декларируется (для обывателей) полетом на Луну. А на сайте мутно про: "существенно расширить возможности ракеты космического назначения (РКН) тяжелого класса «Ангара-А5» по одиночному и групповому выведению космических аппаратов на высокоэнергетические орбиты".
"В чем сила, брат?" Если не бредить на тему луны.
Да, ещё один момент, стоить только создание такого чуда будет нам больше 12 ярдов, помимо уже потраченного. Как я понял, это без затрат на инфраструктуру использования.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 12:26:29 |
Цитата: caSmith от 31.12.2016 07:20:17
И где это декларировали необходимость КВТК именно для полета на Луну? Полет на ГСО, например, - вполне себе достойная цель без всякой Луны.
|
|
krizis2003 ( Слушатель ) |
| 10 янв 2017 00:14:43 |
Цитата: перегрев от 09.01.2017 17:19:13
Надо- не надо... Никаким фиксированным килограммам единица УИ не соответствует. Выигрыш в массе пропорционален массе носителя.. И выигрыш есть, что важно. Потому все новые носители имели повышенный уи и на первых и на последующих 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?
Так они на 10 процентов выигрыш и давали
. А стартовая масса меньше. Да, менее совершенный носитель, и меньшей стартовой массы но не так страшно, как если бы использовать подобие F1 на всех ступенях. А носитель собирались широко тиражировать, запускать множество модификаций с огромной разницей по размерности. На дешёвых массовых керосинках. В результате потенциально дешевле Сатурна. О чём и речь. 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!
Опять смена темы . Говорили о чём - помните?
К чему уход в неоднозначную историю с древними экземплярами нк - 33? отказывались американцы от них уже до аварий. Виновник которых однозначно не установлен. и делать смысла нет, потому что есть более новые и не требующие восстановления производства потомки РД-170.
напоминаю ещё раз речь о том, что изначально в проекте Н1 речь шла прежде всего о керосине, небыло соревнования водорда с керосином, в котором якобы водород не сдюжили. Изначально Н1- супертяжем назвать можно было с большой натяжкой. В исходной размерности при тех технологиях выгоды тем более не просматривалось. А вот дл ядальнейшего наращивания ПН при той же стартовой массе водород предусматривали стразу.
Ещё речь о том. что УИ всячески старались повысить на всех ступенях Где то выхлоп от повышения больше, где то меньше, но от всегда есть.
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" изПолитбюроправительства.
А читайте внимательнее, мы ж не просто водород хотим, мы ж совсем другой разгонник хотим.
Ну и встречный вопрс, как можно будучи технологически неготовыми успешно выполнять заказ по разработке, развитию и поставке водородных разгонников?
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.
Ушли в лес, как всегда. Вот читайте, там открытым текстом без фантазий о работающем через раз. НК- 33.
Проблема исключения возгорания турбины решалась крайне трудно и долго, вызывала серьезные сомнения вообще в реальности создания двигателя такого рода. Эта проблема потребовала привлечения всех научных и конструкторских сил страны.
Наиболее напряженными и драматичными были 1982 и 1983 гг. Неоднократно обсуждался вопрос о целесообразности использования четырех насосов малой мощности вместо одного мощного турбонасосного агрегата. Это означало по сути - установить на ракете связку из четырех двигателей по 185 т вместо одного двигателя суммарной тяги и, таким образом, возвратить пакетную схему с двадцатью двигателями, то есть вернуть разработку в исходное состояние. Был выпущен эскизный проект такого двигателя под индексом МД-185, однако не был принят, в частности, потому что и в этом двигателе параметры генераторного газа были близки к аналогичным значениям на двигателе РД-170, следовательно, проблема возгорания турбины не снималась. Были предприняты попытки использовать двигатели, разработанные для Н-1. Дело в том, что к этому времени, к 1983 г., проводя огневые испытания двигателей для Н-1, получили, наконец, утешительные прогнозы в продолжавшейся по инициативе ОКБ Н.Д.Кузнецова работе по повышению надежности этих двигателей.
Можете ещё учесть гораздо более высокую тяговооружённость НК 33, и да, возможность форсирования, сути это не изменит. возможность перехода к НК рассматривалась всерьёз, хотя для Глушко это было смерти подобно.
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.
Где на самом деле были проблемы, говорит реакция разработчиков. Что значит систематически искажать посты оппонентов - оставляю подумать вам
Цитата: Цитата
Упоминает. Вот большая цитата из Губанова
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?
Да, действительно, как теперь быть "папе римскому" после утверждений, что ТТУ к Энергии никаким боком не примеряли? или вы просто очередной раз не дочитали пост, на который отвечаете?
|
|
Foxhound ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 18:12:16 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 23:25:05
По моему там по всему постоянно сроки переносятся. То ли с планированием беда, то ли с реализацией.
|
|
Alexxey ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 13:45:00 |
Цитата: Icevit от 29.12.2016 10:20:43
Однако в разных местах можно встретить и "liquid oxygen / liquid methane". Потому и спросил.
|
Icevit ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 13:51:50 |
Цитата: Alexxey от 29.12.2016 10:45:00
Я так понимаю, есть "разные места", а есть даташит с официального сайта фирмы-разработчика, где прописан тип топлива "Сжиженный природный газ".
Там у них многое под экономию денежных знаков заточено и СПГ в этом плане совершенно логичен.
|
|
Icevit ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 14:06:29 |
Цитата: Alexxey от 29.12.2016 11:01:20
Многоразовость и прочие метановые ништяки. Выше в ветке обсуждали. Да и пока это лишь прожект.
|
|
Superwad ( Слушатель ) |
| 29 дек 2016 15:36:21 |
Цитата: перегрев от 28.12.2016 21:13:00
Не вижу сильно больших технических (и экономических) проблем с очисткой метана до требуемых величин (думаю, чистота в 99 % будет более чем достаточно). Причем не сильно удорожая холодильное оборудование.
Температура кипения метана -163 градуса, а этана - 104 градуса, т.е. разделить их не представляется большого труда, да и экономика будет неплохая - очень большая разница в кипении.
Сама технология ожижения подразумевает под собой трех ступенчатую систему охлаждения - на каждой ступени будут отделяться свои высоко кипящие фракции. Просто будет чуточку более сложными тарельчатые колонны для разделения смесей. Единственное, что может остаться не разделенным - это гелий. Хотя если правильно отбирать жидкую фракцию из колонны, то можно получить почти 100 % чистоту метана.
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:04:58 |
Цитата: Superwad от 29.12.2016 12:36:21
Я 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.
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 12:15:54 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 09:04:58
Дык и прекрасно. Азот-гелий уйдёт в газовой фазе недожыженого. Это-ж как самогонный аппарат на ректификационной колонне. Тока температуры не 50-70 градусов, а мала-мала ниже. Причём, кислород холодить надо сильнее, а его в воздухе не 92%, а 18. Но справляются.
|
|
перегрев ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 13:06:52 |
Цитата: mse от 30.12.2016 09:15:54
Уважаемый mse, азот и
|
|
mse ( Слушатель ) |
| 30 дек 2016 13:52:12 |
Цитата: перегрев от 30.12.2016 10:06:52
Ну, обычно, делается наоборот. Ожижается метан, а всё остальное, неожыженое, в сад. А что ожыжилось, делится самогонным аппаратом.
Кстате, природный газ, это главное месторождение гелия. Имана отсюда он проистекает, в промышленных масштабах. Теперь и у нас.
http://orenburg-dobycha.gazprom.ru/press/news/2014/07/222/
|
Salo ( Слушатель ) |
| 31 дек 2016 19:08:50 |
Цитата: перегрев от 28.12.2016 21:13:00
Амурский ГХК должен отгружать в Китай метан 98% чистоты. И он строится как раз между Свободным и Углегорском.
