Kosmonautika (úvodní strana)
Kosmonautika@kosmo.cz
  Nepřihlášen (přihlásit)
  Hledat:   
Aktuality Základy Rakety Kosmodromy Tělesa Sondy Pilotované lety V Česku Zájmy Diskuse Odkazy

Obsah > Diskuse > XForum

Fórum
Nejste přihlášen

< Předchozí téma   Další téma ><<  6    7    8    9    10    11    12  >>
Téma: Raketové motory a efektivita raket
01.1.2013 - 10:57 - 
jop, vďaka...
sa mi to hneď nezdalo... metán, amoniak ap. majú okrem molekúl vodíku aj rôzne iné... to sa čistému vodíku len ťažko môže vyrovnať

 

____________________
Per aspera ad astra - 42
 
01.1.2013 - 16:14 - 
ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu? 
01.1.2013 - 16:41 - 
citace:
ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?


ak skombinujem tie rôzne informácie, tak:
vyššie Isp, lepšiu hustotu (teda zeberie menej objemu), lepšiu teplotu (tj. vyššiu, aby bol tekutý)

 

____________________
Per aspera ad astra - 42
 
01.1.2013 - 17:00 - 
citace:
ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

Asi bude mít i podstatnou nevýhodu: jedovaté a agresivní splodiny hoření obsahující čpavek.
 
01.1.2013 - 18:54 - 
citace:
citace:
ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

Asi bude mít i podstatnou nevýhodu: jedovaté a agresivní splodiny hoření obsahující čpavek.


no ved toto
 
02.1.2013 - 12:56 - 
citace:
citace:
ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?
Asi bude mít i podstatnou nevýhodu: jedovaté a agresivní splodiny hoření obsahující čpavek.

Splodiny hoření zase tak toxické nejsou. Při hoření čpavku vzniká oxid dusičitý a voda. Hořením Acetylenu saze, CO2 a voda.

V souvislosti s Metanem se zmiňuje hlavně bezpečnost při tankování, tam je na tom Acetam výrazně lépe než Metan právě kvůli té vyšší teplotě varu. Při tankování se Metan totiž opařuje zhruba stejně jako kyslík a navíc jeho výpary mohou zpočátku klesat dolů na rampu a snadno se tam mísit s výpary kyslíku, což může vést k vytváření výbušné směsi při zážehu. To např. u vodíku nehrozí, jelikož ten na rozdíl od kyslíku už od začátku stoupá nahoru.
U Acetamu se bude odpařování velmi malé a když, tak se bude odpařovat pouze acetylen.
 
06.1.2013 - 16:35 - 


http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic12447/message1013280/#message1013280

r=25 extension ratio = 25
K м опт components ratio optimum
Jу.п опт specific impulse optimum
Yу.п опт density kg/m^3
r=6 extension ratio = 6
Керосин - Kerosine
Водород - Hydrogen
Ац.-амм. - Acetylene/Ammonia

z http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=28807.msg998067#msg998067

 

____________________
Per aspera ad astra - 42
 
07.1.2013 - 12:05 - 
ΔJу.п - zisk špecifického impulzu oproti Kerosínu RG-1

Acetam (podľa tabuľky) teda umožňuje nárast špecifického impulzu o 3,75-6,5%. Napríklad u klasického Sojuzu by nárast špecifického impulzu motorov všetkých troch stupňov o 5% znamenal nárast hmotnosti užitočného zaťaženia na cca 9320kg - teda o viac ako 1800kg alebo bezmála o štvrtinu (podľa http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm )

Amoniak (čpavok) je v plynnom stave o čosi ľahší ako vzduch (0,86 kg/m3 pri teplote varu -33,34°C, 0,73 kg/m3 pri 15°C), takže by mal stúpať podobne ako vodík. Istým problémom bude jeho jedovatosť a leptavosť na slizníciach, ale jedovatosť čpavku je značne nižšia, než napríklad u hydrazínov alebo N2O4. Práce s palivom Acetam budú samozrejme náročnejšia na bezpečnostné opatrenia ako práca s kerosénmi RP-1/RG-1, ale zasa jednoduchšie ako práce s hydrazínmi a N2O4.
 
25.2.2013 - 19:10 - 
Pokračuji v diskusi o raketových motorech. To však už není pro p. Davida, nechci se znovu dostat k diskusi na úrovni žáka 6 třídy, který zná o spalovacích motorech to, že mají válec a píst a o raketových že mají spalovací komoru a trysku. Když tak mě někdo opravte nebo doplňte

Jak jsem již nedávno psal, Ciolkovského rovnice má dva možné tvary:
Vchar [m/s]=Isp [N.s/kg] . ln (Mp/Mk) (Mp a Mk jsou počáteční a konečná hmota stupně)
Vchar [m/s]= Ve [m/s] .ln (Mp/Mk) (Ve = výtoková rychlost plynů na konci trysky)

Je vidět, že Isp je číselně rovný výtokové rychlosti, i když rozměr Isp vyjadřuje kolik N tahu získáme spálením 1kg hmoty paliva za sec, tedy měrnou spotřebu.
Tato rovnost není jen číselná, ale je shodná i v rozměru obou veličin. Když v rozměru Isp [N.s/kg] dosadíme za tah N jeho rozměr N [kg.m/s^2] (tzn. 1N je síla, která hmotě 1kg udělí zrychlení 1m/ s^2 ) vykrátí se nám kg a sec a dostaneme také rozměr Isp [m/s].

Chci na to upozornit z důvodu, že výtoková rychlost plynů na konci trysky vlastně dává tah motoru (princip akce a reakce). Často se i u motorů prvních stupňů udává jen tah ve vakuu, např. u F1 =789 tun, u RD 170 = 803 tun. Přitom vysoký tah těchto motorů ve vakuu nemá žádný význam, v té době je spíše potřeba ho snižovat (pokud je motor regulovatelný). Pro tyto motory má hlavní význam tah při startu (sl – sea level), kdy zvedají plnou hmotu rakety. Tam však proti výtokové rychlosti plynů, které na konci trysky mají největší rychlost, ale malý tlak pracuje atmosférický tlak a snižuje tuto rychlost. V tahu (sl) se nejvíce projeví rozdíl mezi vysokotlakými motory a nízkotlakými. Nejen že nízkotlaké spotřebují více paliva ve všech režimech, ale také se u nich nejvíce snižuje tah (sl) oproti tahu (vac). Tak na př: F1 má tah při startu jen 690 tun, RD 170 má 769 tun. To platí samozřejmě ještě více pro LOX/LH2 motory, tam však hraje roli nízká objemová hustota plynů a bez vysokého tlaku v komoře by vůbec nebylo možno dosáhnout rozumného tahu.

Rozdíl motorů (hlavně jejich čerpadel) s otevřeným a uzavřeným cyklem velmi dobře ukazuje článek publikovaný v American Institute of Aeronautics and Astronautice (převzato od odborníků KBKhA):
http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2005-3946.pdf
„Turbopumps for Gas Generator and Staged Combustion Cycle Rocket Engines“
Ukazují to na dvou motorech RD-0110 a RD-0124 LOX o stejném tahu cca 30 tun. Na obou obrázcích je vidět, jak malá je velikost vlastní spalovací komory vzhledem k trysce. Kdyby byl motor jednokomorový, musel by mít trysku mnohem delší, což by prodloužilo celou raketu. Šířka však vůbec nevadí, nádrže mají dostatečný průměr. Navíc společný turbokompresor je elegantně schován mezi motory a nový RD-0124 nemá ani verniéry. Určitě je to lepší řešení než jednokomorový (který také zkoušeli – RD 0124 M)
Isp vzrostl o 33 s, což představuje nárůst nosnosti rakety o 950 kg. Když uvážíme, kolik stojí vynesení 1kg na LEO, tak tato pro laika možná nepostřehnutelná rozdílnost těchto dvou motorů vrchního stupně se zatraceně vyplatí. Zajímavé je, že ačkoliv turbokompresor RD 0124 má značně větší výkon než u RD 0110, má menší rozměry i hmotu. To bylo dosaženo špičkovými technologiemi a materiály, jako např. práškovou metalurgií niklu a titanu, více než dvojnásobnými otáčkami turbíny a samozřejmě náročným vývojem a testy.

V rozboru je věta: The turbopumps are critical components during development of the rocket engine, since the turbopumps require a long time during design, manufacturing and engine certification. (Turbočerpadla jsou kritickým komponentem při vývoji raketového motoru …). Každá větší spalovací komora raketového motoru od 50-tých let a to i nízkotlaká jako byly komory Atlasu, Titanu, Saturnu byla vyvíjena spolu s turbokompresorem jako nedílnou součástí motoru a s parametry šitými na spalovací komoru(y). Je tedy směšné tvrdit, že je možno vyvíjet spalovací komoru a trysku a pak k němu přidat nějaké turbočerpadlo , nebo dokonce přetlakový systém. Žádnou větší kosmickou raketu by motor s přetlakovým systémem nemohl zvednout ze země kvůli hmotě nádrží. Výjimkou jsou poslední stupně nebo experimentální rakety, ale dnes ani to ne, žádná moderní raketa nemá přetlakový systém. Vysokotlaké turbočerpadlo je neméně náročnou částí raketového motoru jako spalovací komora, možná náročnější. Nezáleží, zda jedno čerpadlo obsluhuje více komor nebo jednu komoru (teoreticky) obsluhuje více čerpadel, vždy jde o jeden motor
 
25.2.2013 - 19:50 - 
Děkuji za jasné vysvětlení lsp.  
25.2.2013 - 19:59 - 
vďaka za ten dokument, vyzerá zaujímavo...

+ doplním jedno objasnenie:
citace:
Isp vzrostl o 33 s, což představuje nárůst nosnosti rakety o 950 kg.

nárast nosnosti závisí od toho, akú nosnosť má nosič - neplatí, že 33 s stále zvýši nosnosť o 1 t (ako je vidieť z ciolkovského rovnice, tak okrem Isp ovplyvňuje nosnosť aj počiatočná váha nosiča a váha paliva)

v tomto prípade ide o nárast 1 t nosnosti u nosiča sojuz (verzie sojuz 2-1a a 2-1b - tieto nosiče sú rovnaké, až na rozdiel v motore horného stupňa - sojuz 2-1a používa rd-0110 a sojuz 2-1b používa rd-0124)

 

____________________
Per aspera ad astra - 42
 
25.2.2013 - 20:59 - 
Turbočerpadlový agregát je skutočne kľúčový prvok kvapalinového raketového motoru.
Už len z hľadiska výkonov, s ktorými pracuje - výkon turbínovej časti je bežne v jednotkách megawattov, prietok rádu stoviek kilogramov až jednotiek ton za sekundu a výstupný tlak v desiatkach MPa (až niečo cez 100 MPa).

Domnievam sa, že pokiaľ je k dispozícii turbočerpadlový agregát s určitým výkonom (tlak + hmotnostný prietok zložiek), je konštrukčne jednoduchšie k turboagregátu vytvoriť príslušné spaľovacie komory a trysky (jednu, dve alebo štyri), než naopak - teda pre spaľovaciu komoru/komory vytvárať turbočerpadlový agregát.

Pokiaľ ide o samotné spaľovacie komory, kľúčovým prvkom je vstrekovacia hlava komory - konštrukcia a rozloženie vstrekovacích trysiek musí zabezpečiť kvalitné zmiešanie zložiek paliva a zároveň vytvoriť podmienky (v podstate dané pomerom zložiek), aby v komore prebiehalo horenie zložiek určitým, presne definovaným spôsobom, s presne definovaným rozložením teploty v priereze spaľovacej komory i pozdĺž spaľovacej komory (počas horenia a prúdenia zmesy komorou). Pokiaľ sa to nepodarí urobiť správne (nielen spočítať, ale aj vyrobiť), pravdepodobne prvým následkom bude lokálne prehrievanie steny spaľovacej komory.

[Upraveno 25.2.2013 Alchymista]
 
25.2.2013 - 21:20 - 
Turbočerpadlo je na motorech opravdu to zdaleka nejsložitější. Vyžaduje nejen vysokou materiálovou čistotu a přesnost profilů. Ale vyžaduje i přísnou kontrolu kvality v celém procesu. Turbočerpadlo je na jedné straně mimořádně kompaktní a zároveň výkonná turbína a zároveň vysokotlaké čerpadlo tekutých pohonných hmot.

Představte si tu turbínu. Tohle
http://www.dlr.de/DesktopDefault.aspx/tabid-837/1344_read-9738/1344_page-7/gallery-1/gallery_read-Image.1.3627/

Má RD-170 vměstnáno do velikosti automatické pračky. Samozřejmě je to na úkor životnosti, ale Turbočerpadlo RD-170 prokázalo na standech střední dobu života skoro hodinu (to umožňovalo plánovat znovupoužití RD-170 až celkem 10×, tedy polovinu střední doby životnosti, tedy 1800 sekund). Hustota výkonu té turbíny je obrovská.
Pro srovnání, proudové motory věhlasného Boeingu 747 jsou v podstatě jedna velká turbína, dva motory CF6-80C2 jsou stejně velké a stejně těžké jako jeden celý RD-170. Tedy turbína toho proudového motru je značně větší (objemem cca 20×) než turbína RD-170. Vyvíjí přitom pouze 44MW, RD-170 vyvíjí 192MW, tedy 4* tolik. Tedy hustota výkonu je cca 160* větší než u proudového motoru dopravního letadla.

Tím se dostáváme k tomu, jak toho taková turbína vůbec může dosáhnout. Celkový výkon turbíny můžeme zvedat buď rozměry a nebo úhlovou rychlostí. Každý z parametrů má svá úskalí. Nicméně pro raketový motor má největší úskalí obvodová rychlost lopatek turbíny. Ta je totiž prostě nadzvuková (jinak by ta turbína musela být mnohem větší) a to je problém. Problém, který lépe vysvětlí jiní, ale ve zkratce, proudění při nadzvukových rychlostech je chaotické a způsobuje nevyváženost toku tekutiny (spalin) a tedy ničivé vibrace.

To však není všechno, je tu ještě odstředivá síla. Lopatky turbíny se točí rychlostí kolem 130kRPM, tedy cca 2200 otáček za sekundu. Odstředivá síla tak atakuje materiálovou soudržnost nejpevnějších materiálů, které známe (vynechámeli grafeny a podobný srandy). K tomu si uvědomme, že turbína musí odolávat mimořádně vysokým teplotám kvůli vysoké hustotě výkonu. Tedy, je nutno ji dělat z materiálů, které mají vysokou teplotu tání a případně i chladit. Jenže materiály vs vysokou teplotou tání jsou vesměs těžké a titan, který by se svými parametry vybízel ztrácí pevnost při pouhých 800K, je tedy nutno užívat titanové kompozity a slity s přídavky wolframu, niobu a dalších těžkých prvků.

A teď si vemte, že se zatím bavíme jen o turbíně. Ještě tu je čerpadlo na ní navázané. Které čerpá kapaliny rychlostí blízkou rychlosti zvuku. Opět, stejně jako v případě odstředivé síly nám zde začne fyzika klást překážky. Bernouliho rovnice a její důsledek, tedy kavitace. Tedy snížený tlak kapalliny an rozhraní kapalina/materiál vrtule způsobí snížení hodnoty kritického bodu na teplotu, kteoru kapalina má a dojde ke zplynění. Plyn setrvačností vytvoří bublinu, ve které vznikne lokální vakuum, které následně imploduje, čímž produkuje vibrace a poškozuje lopatky čerpadla.

Podtrženo sečteno, pokud zde David mlel něco o tom, že raketový motor tvoří tryska a spalovací komora, tak to bylo špatně. To co dělá raketový motor motorem a co je jeho alfa omega, je hlavně a jedině právě to turbočerpadlo. To je "State of the art", to je to co určuje tah, Isp, dobu hoření...
Samozřejmě spalovací komora zejména tvar trysky pak mohou turbočerpadlem předpřipravené parametry ještě vylepšit (či zhoršit), ale ve srovnání s turbočerpadlem to není tak složitá věda (u motoru F-1 spalovací komoru Američani ani nespočítali, prostě ji odhadli a pak pomocí praktických simulací doladili).

Agamemnon:

Myslím, že nejlepší by bylo uvádět o kolik procent nosnosti zvedne procento Isp navíc. U vzorové čtyřstupňové koncepce to je 1%->5,3% (při Isp 3000Ns/kg to je 30Ns/kg, neboli při Isp 300 sec to je 3sec), 2%->10%, 3%->15%, 10%->55% (běžný náskok nekryogenických ruských motorů nad americkými).

EDIT:
Mimochodem zastávám názor, že důvodem, proč Američané zaostávají ve výkonných a zároveň efektivních motorech je prostý. Neumí takové turbočerpadlo udělat. Pokud vezmeme premisu, že turbo musí překonávat nějakou sílu, (bezrozměrné) tah(v MN)*tlak(MPa), pak ty čísla jsou následující:

F-1.......54,2 (Satrun-V)
RS-25.....46,7 (STS)
RS-68.....31,8 (Delta)
RD-190....53,5 (Angara)
RD-180...106,8 (Atlas V)
RD-171...193,6 (Zenit)
RD-0120...42,8 (Eněrgija)
RD-270...175,2 (jen pro zajímavost).


Tady lze pozorovat, že Sověti měli ve výkonných turbínách dlouhodobou tradici a měli na čem stavět (RD-270). Zatímco Američané sice zkonstruovali první velmi výkonnou turbínu pro F-1, ale pak na to hodily bobek, protože jimi dosažené parametry byl pro vodíkové motory více než štědré (vodíkový motor má omezení z hustoty vodíku, trubky paliva nemohou mít neomezený průměr). A dnes jim to chybí.

To taky ukazuje, proč Američané pro Atlas zvolili RD-180. Nic v historii se nepřiblížilo výkonu turbočerpadla RD-180 a tudíž by vývoj něčeho ekvivalentního byl drahý a bez jistého výsledku. [Upraveno 25.2.2013 cernakus]
 
26.2.2013 - 01:06 - 
Máš dohromady pomiešané LOX+RP a LOX+LH motory - parametre sú podstatne odlišné a výsledok je samozrejme v neprospech LOX+LH motorov. Všimni si, že pre SSME RS-25 je výsledok lepší ako pre RD-0120 - takže tvoj záver nesúhlasí s tvojím výpočtom.

Druhá vec - správnejšie by asi skôr bolo počítať tlak dodávaný čerpadlom, nie tlak v spalovacej komore (čerpadlo dáva najmenej dvojnásobný tlak, aby sa zložky dobre rozprášili v tryskách vstrekovacej hlavy), a prietočné množstvo zložiek paliva v kilogramoch, samozrejme zvlášť pre kerosénové a zvlášť pre vodíkové motory.

Navyše, výsledok je podstatne závislý od ťahu motora.
[Upraveno 26.2.2013 Alchymista]
 
26.2.2013 - 02:03 - 
Alchymista:

Pomíchané je to schválně. Ono totiž to turbočerpadlo roli hraje stejnou jak u LOX/RP-1 tak u LOX/LH2. Samozřejmě, protože LOX/LH2 má cca třetinovou hustotu než LOX/RP-1, postačí třetinový výkon. Srovnat se to nedá, protože průměry potrubí (zejména vodíkové části) by byly příliš velké.

Já jsem jen chtěl ukázat, proč USA v těch turbočerpadlech zaostali. Udělali solidní čerpadlo u F-1 a zkušenosti z něj pak mohli zužitkovat při vývoji čerpadla pro RS-25. Tedy tím, že čerpadlo LOX/LH2 motoru nepřekročilo limity čerpadla F-1, nesnažili se jej vylepšit. To, že je čerpadlo 4× méně výkonné, než je čerpadlo u RD-170 také znamená, že bylo je a bude podstatně méně na hraně technických možností.
RD-0120 jsem jen přidal, že na to, že Sověti střelili tento motor od boku jako první svůj LOX/LH2, tak ho střelili docela slušně. Výsledek je jen o něco horrší než u vymazleného RS-25, který zužitkoval americké zkušenosti s vodíkem.

K druhé věci:
Pokud tam koeficient potřebného tlaku figuruje jako lineární závislost, tak ho můžu vypustit. Jinak ono to číslo tah×tlak v podstatě počítá s průtočným množstvím. Lze to porovnat i napříč palivy, s tím, že LH2 je omezen prostorově. Prostě ty trubky by byly velké a musely by být i tlusté aby udržely ten tlak.

Není to prostě srovnání jak Isp a tahu. Ten potřebný výkon se totiž tutově popčítá jinak a já nevím jak. Takže to klidně může být zatíženo nějakou nelinární chybou.


Budemeli kalkulovat s tím, že tam není nelineární chyba, pak je závěr tedy správný, USA nikdy nezkonstruovala čerpadlo s výkonem alespoň se blížící výkonu RD-180 a to je jejich bolístko u výkonných motorů. Museli by tu nejnáročnější část motoru vyvinout od píky se 40ti letým skluzem (což se možná i snaží, četl jsem, že zkoumají a pokouší se zprovoznit turbopumpu z F-1)
 
26.2.2013 - 08:26 - 
Úporná snaha " povýšit" systém čerpadel na základní část raketového motoru je mimo to co jsem napsal.
Motor na KPH používající čerpadel k dopravě pohonných hmot do spalovací komory je jen specielním případem raketového motoru, protože přítomnost čerpadel není obecně pro práci raketového motoru nezbytně nutné, neboť pohonné hmoty lze do spalovací komory dopravovat i přetlakem v nádržích KPH a jak jsem uvedl takové nosiče byly skutečně postaveny a přetlakovou dopravu KPH měly v prvém stupni.
Všechny "výhody" spoejní malých motorů do čtveřice zásobované jedním čerpadlem stejně popřeli sami sověti když Gluško údajně vyvíjel " jednokomorový" motor o tahu srovnatelném s F-1 a ostatně i Proton osadil jednokomotovými motory. Kdyby skutečněˇ" čtyřkomorové motory" byly takovým zázrakem, tak by Gluško RD-270 stavěl též jako čtyřkomotový.
Faktem je skutečnost že při konstrukci velkých raketových motorů nelze jen otrocky zvětšovat rozměry, ale je třeba řešit vstřikování, hoření, vibrace a pod.. Pokud sověti v době stavby nosiče R-7 zvládli motor o tahu 20 tun a potřebovali 8O tun,který neměli a v dohledné době by nepostavili, tak prostě postavili čtyři motory vedle sebe podobně jako to uděli britové s osmi motory u nosiče Black Arrow, na tom není nic divného ani špatného.
Já jsem jen poukázal na počátku tého minidiskuze na skutečnost že oba státy popisovaly své konstrukce odlišně - britové jako osm motorů s jedním čerpadlem a sověti jako " čtyřkomorový" motor s jedním čerpadlem. Britové přiznali, že toto spojení provedli proto aby ušetřily čas nutný k vývoji silnějšího motoru a sověti mlžili a jejich současní příznivci dále mlží " výhodami" této sestavy, ale zejména sčítají výkony jednotlivých motorů a sestavu účelově vydávají za jeden motor. Možná proto, aby mužici byli tenkrát hrdí na to, že americký H1 měl " jen" 80 tun a jejich RD 108 měl 100 tun.
 
26.2.2013 - 08:54 - 
@ Alchymista, Cernakus:
V rozboru o RD0110/0124 je uvedeno, že pro zvýšení tlaku v komoře 2,3x bylo nutno zvýšit výstupní tlak čerpadla 3,4x. Takže skutečné údaje o výkonu čerpadel které uváděl Cerkansus (pokud je počítal z tlaku komory) by byly ještě větší a jsou to opravdu zázraky techniky. Ztráty tlaku jsou jak píše Alchymista v tryskách vstřikovacích hlav, které jsou u ruských motorů konstruované tak, aby již v nich došlo k rozprášení a smíšení obou složek paliva.

Jinak bych souhlasil s Cerkansusem že u takových motorů je rozhodující a nejsložitější turbočerpadlo a teprve podle dosažených parametrů lze k němu navrhnout spalovací komoru. U F1, který měl turbočerpadlo s téměř 4x menším výkonem než RD 170 si možná vyhráli více se spalovací komorou, kde dlouho řešili vysokofrekvenční oscilace. Výkonové hodnot LOX/RP a LOX/LH2 jsou porovnatelné, ale s tím, že u LOX/LH2 nikdy nebude možné dosáhnout hodnot LOX/RP, neboť čerpadla by vycházela rozměrově velké a to by omezilo i použitelné otáčky.
 
26.2.2013 - 08:58 - 
tie cerpadla (konkretne turbina) budu state-of-the-art uz len preto, ze pre kerolox staged combustion cyklus bezia ako oxidizer-rich...
[Edited on 26.2.2013 Agamemnon]

 

____________________
Per aspera ad astra - 42
 
26.2.2013 - 09:16 - 
Už tuhle diskuzi "o ničem" sleduju pár dní a původně jsem ani nechtěl zasahovat - obvzlášt do těch tragikomických pasáží o tom jestli jsou vetší borci rusové nebo američané - ale ted ty poslední přispěvky musím korigovat aspoň z pohledu strojařiny : neexistuje vetší nesmysl než nějaké "PAK" nejde vymyslet čerpadlo a PAK trysky nebo trysku a PAK čerpadlo - tím míň systém řízení, zavěšení kontroly atd. atd. - ten motor se vyvíjí podle základních požadavků SOUBĚŽNĚ JAKO CELEK a ty jsou bud splněny a nebo ne a musi se/nemusí upravovat - co by to byl za vývoj "uděláme čerpadlo a pak se uvidí" ??? - kampak by se asi dohrabali v automobilce kdyby nejdřív vymysleli válce a PAK podle vykonu blok s klikou, na každý projekt Je vždycky X peněz X času X lidských zdrojů a buďto je to dost a nebo neni a na konci je fiasko nebo skvělý výrobek a nebo něco mezitím, Raketové motory jsou natolik specificky výrobek v natolik málo variantách že ho nejde ani relevantně srovnávat - neni to o srovnání "obycejný kráječ anebo skvělý V kráječ od horse fuchce" :-) , na kostrukci všech těchle motorů se podílely a podílejí špicky daného oboru a to že dosáhly "téměr maxima" už před 40ti lety je víc než zřejmé - každý další motor už muže být lepší v Řádu max 10% za desetiletí (spíš míň.) a proto ani 40-50let staré koncepce nejsou dneska ani zdaleka mimo hru - co se týče ruské školy myslím že obstála víc než na výbornou - to ale neznamená že to nedokáže kdokoliv jiný je to jen o penězích  
26.2.2013 - 09:35 - 
@ Milan O81
S tím naprosto souhlasím, obojí se musí navrhovat souběžně, jak komora tak turbočerpadlo a tryska. Napsal jsem: „Každá větší spalovací komora raketového motoru od 50-tých let a to i nízkotlaká jako byly komory Atlasu, Titanu, Saturnu byla vyvíjena spolu s turbokompresorem jako nedílnou součástí motoru a s parametry šitými na spalovací komoru(y)“. V té druhé poznámce „u takových motorů je rozhodující a nejsložitější turbočerpadlo a teprve podle dosažených parametrů lze k němu navrhnout spalovací komoru“ jsem měl spíše na mysli, že parametry vysokotlakových motorů jsou nejvíce omezeny možnostmi turbočeroadla , které má extrémní výkony i složitost při ometené hmotě, takže doladění celku +/- bude nejspíše prováděno u spalovací komory, ale nikdy nelze paušalizovat.
 
26.2.2013 - 09:53 - 
A cela narocnost se zvysuje v pripade vysokotlakych motoru s uzavrenym cyklem. Vyladit tlakove spady spalin, aby plynule proudily z cerpadel do komory motoru. V dnesni dobe uz je jednodussi diky pocitacum a simulacnim SW, ale v dobe konstrukce RD170 to byl vynikajici pocin. Chapu proc trval vyvoj motoru rusum tak dlouho. U otevrenych cyklu je situace jednodussi. 
26.2.2013 - 12:32 - 
No tak to se tedy nenavrhovalo, nenavrhuje a nebude navrhovat souběžně
!!!!!

Co to je za nesmysl! Pokud nám tady se strojařinou nekecáš, tak víš že téměř nic se nikdy nevyrábí od píky. Vše je většinou jen evoluce. Když VW zaváděl FSI, tak taky neudělal nový motor, ale vzal ten původní a jen zásadně upravil vstřikovací hlavu a spalovací prostor válce...

Bylo běžné nejen v SSSR ale i v USA, že u tak velkých projektů jako byly rakety, "state of the art" letadla byly konstrukční kanceláře/výrobci donuceni k vzájemné výměně informací. Takže kolikrát výsledné motory byly kombinací produktů více OKB/firem.

Ostatně, to si fakt někdo myslí, že turbočerpadlo RS-25 se vyvíjelo od základu? Zkušenosti z F-1 se naroubovaly na zkušenosti z J-X.

A hlavně zamyslete se nad jedním. Co je složitější zkonstruovat? Komoru, trysku nebo turbočerpadlo? Kde je pravděpodobnost nejvyšší, že se žádané parametry nepodaří splnit? Přesně tak u turbočerpadla, takže opravdu je při vývoji motorů následující postup.
1) Přítok paliva (tedy turbočerpadlo)
2) Vstřikování (tedy promísení, zábránění zpětným zášlehům )
3) Spalovací komora (tedy udržitelný tlak a teplota, výsledný tah)
4) Tryska (tedy poměr, délka a i výsledný Isp)
5) Řízení motoru


Pokud budete mít zadání na motor RD-170, ale selžete při vývoji čerpadla a dosáhnete pouze výkonu čerpadla F-1, tak jste vyvíjeli komoru a trysku naprosto zbytečně. Takhle blbí nebyli konstruktéři ani před 60ti lety, takže co nám to tady kdo vtlouká za hřebíčky do hlavy?!
Když vyvinete čerpadlo s tak velkým výkonem, že se vám nedaří vyvinout trysku s komorou, no tak to pracně rozdělíte na více komor. (joj, to je voda na davidův mlýn :-)

Když to přeženu, dám analogii, nikdo nezačíná stavět všechny části domu souběžně. nejprve jsou základy (přítok paliva pod jakým tlakem) a ty když mám, tak vím, co na nich lze postavit.



TAKŽE, PANE MILANE081, VE STROJAŘINĚ A JAKÉKOLIV JINÉ KONSTRUKCI EXISTUJE JEDINĚ PAK. Vše má svůj postup a vždy se postupuje od nejsložitějšího, protože to má nejvyšší riziko, že se to nepovede zkonstruovat. Při marginální evoluci (praxe v dnešním spotřebním průmyslu i infrastrukturním průmyslu) pak lze vyvíjet souběžně všechny části, protože pokud vývoj určité části selže, lze ji obvykle bez velkých problémů a jen s drobným odchýlením se od požadavků, nahradit celky ze starší verze dané konstrukce.
 
26.2.2013 - 13:27 - 
Ježiš tady je to horší než ve zvláštní škole :-) dyt si sam odporujete SAMOZŘEJME se jedna o evoluci SAMOZREJME vyjdou ze zkusenosti co maji (pokud mají) ale kdyz dostanou za ukol zkonstrovat cerpadlo na otazku na co bude pouzite NEBUDE "odpoved nevime - uvidime podle vykonu" ale bude to pomerne presne definovane podle zadani ukolu a soubezne uz se delaji i dalsi casti motoru - stjene tak jako ve vasem priklade vzali uz existujici CELY motor a cil byl udelat zase jiny CELY motor - odpoved uz mne nezajima takhle dikuze uz stejne spadla na uroven novinek.cz  
26.2.2013 - 15:43 - 
citace:
No tak to se tedy nenavrhovalo, nenavrhuje a nebude navrhovat souběžně
!!!!!

Co to je za nesmysl! Pokud nám tady se strojařinou nekecáš, tak víš že téměř nic se nikdy nevyrábí od píky. Vše je většinou jen evoluce. Když VW zaváděl FSI, tak taky neudělal nový motor, ale vzal ten původní a jen zásadně upravil vstřikovací hlavu a spalovací prostor válce...




Kdyz uz to chces vedet. Co se tyka motoru TSI, zustal pouze zdvih a prumer valce, jinak se vse delalo znovu. Od bloku, hlavy, pistu, ojnic, klikoveho hridele spalovaciho prostoru, mazani, chlazeni, sani, vyfuku atd. Jo vyslo se s existujiciho motoru, ale vse se muselo prekopat.
 
26.2.2013 - 19:11 - 
Martine, TSI a FSI jsou dvě naprosto různé věci. Budeš asi mladík, takže tě omlouvá fakt, že FSI je technologie někdy z roku 2000, tudíž jsi ji tehdy nemusel postřehnout. 
26.2.2013 - 20:28 - 
citace:
Ježiš tady je to horší než ve zvláštní škole :-)


klidek, to je cernakus-style, uz skoro kazdy si tym presiel najskor ta skritizuje jak maleho jozka zo skolky, potom blahosklonne uzna ze s tvojim nedostatocnym vzdelanim si to nemohol vediet, a potom prida nejake uzitocne info. Treba ignorovat prve dve fazy a je to fajn
 
07.3.2013 - 06:51 - 
V souvislosti s plánovanými superraketami jako CZ9, SLS a případnou novou ruskou Energií vyvstává zajímavá otázka, co je lepší – sériové řazení stupňů při startu, nebo paralelní řazení, což nejčastěji bývá centrální stupeň + postranní boostery.

Sériové řazení měla a má celá řada raket: většina vojenských (kvůli průměru) dále např. Titan, Saturn 1, Saturn 5, N1, Proton, Zenit, Falcon 9, Ares 1, základní provedení Atlasů , Delt a další.
Éru paralelního řazení zahájila R7 a následující Sojuzy, dále Titan 4, STS, Atlasy a Delty s boostery, Delta IV Heavy, Ariane, Energia, čínské rakety, Ares 5, SLS, Falcon 9 Heavy, Angara aj.

Předností sériového řazení je, že při stejném palivu má pro LEO ve 2-stupňovém provedení teoreticky lepší parametry, než 1,5 - stupňová raketa (paralelní řazení), neboť prázdná hmota 2. stupně, který dosahuje téměř oběžnou rychlost by měla být u 2-stupňového sériového řešení menší než centrálního stupně paralelního řazení. To ale neplatí absolutně, závisí na Isp motorů, na rozdělení výkonu i Isp na jednotlivé stupně (nebo boostery), na konstrukčním čísle.

Příkladem může být srovnání dvoustupňového Saturnu V s STS. O nosnosti dvoustupňového Saturnu 5 nikde není konkrétní údaj. Jen že vynesl Skylab o hmotě 77 tun, ale na dráhu 427/439 km se sklonem 50°. Nosnost třístupňového Saturn V na LEO se udává 120 tun (někde až 127tun), ale to je na velmi nízkou parkovací dráhu (např. A17 to bylo jen 167 km / 28°). Pro park. dráhu pracuje ještě třetí stupeň 165 sec, pro TLI pak 335 sec. Takže skutečnou nosnost 2, stupňového Saturnu V na dráhu ISS (400 km/51,6°) odhaduji 80-90 tun. Startovní váha 2.stupňového Saturn V včetně nákladu je cca 2860 tun

STS má boostery s nižším ISP než F1 Saturnu, přesto při startovní váze jen 2030 tun vynese Shuttle o váze 100 tun. Když odečtu hmotu 3 motorů SSME ( 9500 kg) + uchycení cca 2000 kg , dostanu nosnost STS na LEO cca 88 tun. U Energie , která má lepší boostery se udává nosnost 100 tun. Takže teoretická výhoda klasického sériového řešení se prakticky neprojevuje, ale projevuje se podstatná nevýhoda velmi malé variability v nosnosti. Naopak paralelní řazení při startu umožňuje stejné základní raketě změnou boosterů velmi široký rozsah nosností , což široce používají hlavně Atlasy, Delty, nejpružnější bude Angara, která navíc bude mít nejméně 2 varianty vrchních stupňů. Variabilní má být také vyvíjený SLS. Další velkou výhodou paralelního řazení je, že všechny motory startují na rampě, takže při jakémkoliv problému je možno start stopnout (kromě boosterů na TPH). Takže jak to vypadá, superrakety asi budou mít paralelní řazení a rovněž tak většina raket označovaných EELV.

Pozn: stále mi není jasno, proč u prvé varianty SLS která má letět 2017 , ačkoliv má prodlouženou nádrž oproti STS , má 4 motory oproti 3 motorům STS, má stejné SRB, se udává nosnost na LEO jen 70 -77 tun.
Ještě chci vysvětlit: příčí se mi udávat startovní hmotu v tunách, proto píšu raději startovní váhu. Škoda že není vžitá nějaká jednotka Kkg.
 
13.3.2013 - 09:30 - 
Rád by som sa spýtal na nejaké novinky okolo motoru VASIMR ale jemu podobnej technológie,,, ospravedlňujem sa ak tu na fóre tie informácie sú,,,, nemal som zatial veľa času preštudovať si staršie príspevky 
28.4.2013 - 15:15 - 
V L+K 16/88 str. 24/624 jsem objevil článek autorů Ing. B. Růžičky CSc. a Vladimíra Kodeše " Pohon rakety Eněrgia " , z něhož cituji :
... Tak například bylo oznámeno, že na prvním stupni jsou umístěny nesilnější a nejvýkonnější nekryogenní motory na světě. ... Z formulace zprávy v tisku se dalo usuzovat, že jde o raketový motor s jedinou spalovací komorou ... Předvedení makety dalo jasnou odpověď ... byla opět uplatněna vícekomorová koncepce. ... Zde je třeba podoktnout, že na myšlenku vícekomorového uspořádání přišel jako první A.M.Isajev. ... v létech 1946-1950 při vývoji pozemní protiletadlové řízené rakety R 101, pro kterou byl původně určen raketový motor U-8000 ... o tahu 78,45 kN. Vzhledem k destrukčnímu účinku vibrací v oblasti rezonančního kmitočtu za chodu motoru, KTERÝ ZBRZDIL VČASNÉ DOKONČENÍ, se Isajev rozhodl spojit do svazku čtyři již dříve realizované a osvědčené raketové motory po 19,61 kN ...

Z článku cituji proto, že podporuje můj názor, že " čtyřkomorová" koncepce je propagandistický trik za účelem maskovat momentální neschopnost postavit dostatečně silný motor, resp. v případě srovnávání s americkým F-1 i úporná snaha mít všechno nej... .
 
28.4.2013 - 16:02 - 
david... vieš, čo je problém?

že ty nechápeš, čo znamená ťah motora... prípadne, čo znamená špecifický impulz motora... etc etc
nechápeš, aký to má dopad na výkon nosiča... aký má dopad ťah... aký má dopad špecifický impulz... aký má dopad to, že motor má 1 alebo 4 komory... alebo aký je dopad t/w motora na nosič...

preto sa ty potom točíš stále dokola a stále dokola vyťahuješ úplne nepodstatné články a fakty... nepodstatné pre reálny svet a pre samotný výkon nosiča...
v princípe... ťah motora je plus-mínus nepodstatná charakteristika pre výkon nosiča...

už sme ti tu viacerí napísali, že hlavný rozdiel medzi motormi rd-170(1) a f-1 je špecifický impulz a nie ťah... ťah je tam úplne nepodstatný... takisto je nepodstatné to, že rd-170 má o pár drobných väčší ťah...
špecifický impulz, david... špecifický impulz...

takže choď študovať...
ale ako ukázala minulosť, tak všetci vieme... že teba vôbec reálny svet a fakty nezaujímajú a ide ti len o ideologické nezmysly vytrhnuté z reality, a často aj nepravdivé... ale to je tebe jedno, pretože teba nezaujíma skutočnosť...
ani nemáš snahu sa čokoľvek naučiť, zistiť ako veci skutočne fungujú a tak... a to si tu už pár krát dostal priamo linky, kde treba začať...
[Edited on 28.4.2013 Agamemnon]

 

____________________
Per aspera ad astra - 42
 
<<  6    7    8    9    10    11    12  >>  


Stránka byla vygenerována za 0.230757 vteřiny.