Тред №130242

Цитата: _YUKLA_
Уважаемый перегрев!

А не прокомментируете ли сообщения anovikov на сайте ASTRONOMY.RU по поводу энерговооруженности Falcon-9 и перспективной водородной ступени для Falcon-9 Heavy?

Я еще раз перечитал, указанный Вами форум и пересмотрел доступную информацию по Фалкону-9.
1.По имеющейся информации сухая масса второй ступени составила 4640 кг (из поста anovikov), сухая масса первой-6781 кг ((по моей очень грубой прикидке). Для сравнения УРМ-1-33 тонны, УРМ-2-13 тонн (РН Ангара)). В принципе, такие значения масс вполне  достижимы, но только при применении сверхтонких баков (толщина стенки 0,1-0,4 мм). Технология производства таких баков известна, пионерами тут являются американцы, вот только участники астрофорума (тот же anovikov ) применение такой конструкции на Фалконе отрицают. Кроме того, такие баки дорогие, и в изготовлении и в эксплуатации. За счет чего тогда планируется получать низкую себестоимость? В столь революционные последствия применения алюминево-литиевых сплавов верится с трудом. Вряд ли их физико-механические свойства столь кардинально отличаются от привычныго АМГ. Кстати применение композитов в конструкции баков на форуме отрицается тоже.
2.Вообще доступная информация очень скудная и крайне противоречивая. Например, в Википедии, для ЖРД Мерлин, заявлена тяговооруженность 96, если тяговооруженность=тяга/массу двигателя, то масса Мерлина-1с составит 1,7 тонны (учитывая заявленый диаметр двигателя (диаметр среза сопла?)-1250 мм, и давление в КС-67 атмосфер похоже на правду). А раз так то связка из 9-ти ЖРД потянет на 15 с лишком тонн! В общем заявленый коэффициент энергомассового совершенства 0,031 представляется мне крайне завышенным, равно как и заявленая масса ПН. Для сравнения-водородная Дельта в "жидком" варианте выводит 8 тонн при стартовой массе 249 тонн http://ru.wikipedia.…а-носитель) (коэффициент энергомассового совершенства 0,032). И это при том, что для "верхних" ступеней одна единица удельной дает примерно 30 кг дополнительной ПН (RL-10B Iу=462 единиц, МерлинВакуум Iу=342 единицы, что означает прибавку к ПН в 3600 кг!). К тому же "Боинг" это не команда энтузиастов-любителей.
3.Основной мой скепсис связан с доступной информацией по двигателям. Я немного знаком с ситуацией в американском ракетном двигателестроении. Общая концепция такая-отказ от разработки новых ЖРД (слишком дорого), все новые американские проекты (Арес, Лунная программа-2) используют модернизированые существующие двигатели. ЖРД при всей своей кажущейся простоте требует большого объема дорогостоящих натурных экспериментов. Например, и американцы, и европейцы, многие исследования связаные со смесеобразованием, определением характеристик насосов, турбин и т.д. ЖРД заказывают в России, иногда потому что сами не умеют, чаще потому, что у нас значительно дешевле (пока). В этой ситуации, крайне сложно поверить, что команда энузиастов, даже используя существующий научно-технический задел, оказалась в состоянии спроектировать, изготовить и отработать кислородно-керосиновый ЖРД (даже такой отстойный как Мерлин), с возможностью повторного включения в полете, с возможностью переделки в качающийся вариант (мы НК-33 до сих пор в качающийся переделать не можем), многократного использования (после приводнения!), с достаточными запасами по форсированию (для отказа одного ЖРД остальные форсируются на 12%-это много) для парирования возможных отказов в полете (у нас Ангара такой возможности не имеет).
4.Я уже писал, что для того что бы проект оказался экономически выгодным, нужно минимизировать затраты на разработку и отработку ракеты. Сделать это можно, на мой взляд, только волевым решением о назначении объема отработки исходя из соображений экономической эффективности. Интересно сколько экземпляров ЖРД Мерлин было изготовлено, какова наземная наработка при огневых испытаниях, как имитировались натурные условия, на каких режимах испытывались двигатели, изготавливались ли макеты (для ангары таких сделали штук шесть) для статических и вибрационных испытаний, если изготавливались, то сколько? Например, применение на ЖРД второй ступени неохлаждаемого насадка радиционного охлаждения из УУКМ, предполагает проведение огневых испытаний с газодинамической трубой (для объектового давления на срезе сопла) в термобарокамере (для проверки влияния радиционного нагрева на элементы конструкции (НРО сильно "светится")). Можно пренебречь и обойтись расчетами. Американцы раз пренебрегли и уронили "Центавр". Корни наших проблем с Булавой-там же-в необоснованом уменьшении объема экспериментальной отработки. Поэтому при всем уважении к энтузиастам, допускаю, что какую-то ракету они сделают, может чего запустят и даже заработают денег. Но коммерческую конкуренцию "профессиональным" РН не составят по причине низкой надежности (по-моему мнению). А косяки могут вылезти самые разные. Например, в самом конце 90х упало два Союза, по причине разрушения головного обтекателя. В результате исследования причин дефекта, выснили, что оснастка для изготовления обтекателя обеспечивала толщину стенок с верхним допуском, установленом в КД. В течении двадцати лет оснастка износилась и толщина стенок стала тоньше, хотя КД соответствовала. Обтекатель, с такой толщиной (в рамках КД!) перестал выдерживать скоростной напор, хотя до этого летал много лет.
5.По проекту Фалкон-9 сделано много амбициозных заявлений. Одна многоразовость звучит куда круче, чем КВ ступень. Поэтому не удивляюсь. Вообще работающие кислородно-водородные двигатели можно посчитать по пальцам : SSMЕ, RS-68, RL-10, Вулкан, J-2X (пока не летает), РД-0146 (пока не летает), КВД-1 (уже не летает) может чего забыл. КВ ЖРД вообще штука очень сложная и дорогая, как в изготовлении так и в отработке. Там с одной взрывобезопасностью такой геморрой, что только дай дорогу. давайте дождемся запуска Фалкона-9, посмотрим, что он из себя представляет. Думаю, что осилить КВ ЖРД частному инвестору просто не по деньгам