|
| jo, je to mozne... opisoval som to pomerne na rychlo... skontrolujem vecer... ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
Agamemnon:
Myslím, že palivo máš prohozené s LOX. kerolox motory mají obvyklý poměr LOX/RP-1 2,6:1. omu by ostatně odpovídaly i průměry trubek (když přenásobíme poměr obsahů trubek poměrem hustot LOX a RP-1, dostaneme právě onen poměr okys./palivo 2,6:1)
No tak to i tak jsou pekne slupky do konstrukce ... zadna sranda. |
|
citace:
Agamemnon:
Myslím, že palivo máš prohozené s LOX. kerolox motory mají obvyklý poměr LOX/RP-1 2,6:1. omu by ostatně odpovídaly i průměry trubek (když přenásobíme poměr obsahů trubek poměrem hustot LOX a RP-1, dostaneme právě onen poměr okys./palivo 2,6:1)
1/na pomery trubiek by som sa nespoliehal.
LOX ma neporovnatelnu viskozitu s RP...
na rozdiel s od RP prichadzaju do uvahy desiatky m/s...
pre vodu, RP nepredstavitelne...
2/
Neviem, z akeho zdroja ma Agamemnon prietoky 118/49, ale nezodpoveda to 1:2,61. Navyse 1:2,61 uvadza len wiki a astronautix...
nedavno tu bol odkaz na ruske motory s opacnou odchylkou od pomeru 1:2,61.
3/ redukcny plamen dosiahnes cca od 2,4:1 po cca 3,5:1, vsetko ostatne zavisi od kvality spalovania (rozstreku) v spal. komore, konstrukcnych cisel nadrzi,... 2,4:1 je teoreticke pre max. ISP, ale je len nepodstatne lepsie, od ostatnych pouzitelnych pomerov.. to konstrukcne cislo nadrzi moze byt daleko podstatnejsie ako dosiahnuta zmena ISp
navyse pre pokles pod 2,4 prudko ISp klesa, preto je bezpecnejsie 2,6.
EDIT:
Aj pomer ploch ventilov mas 1,77:1, co vzhladom na viskozitu LOX moze lahko prekonat 3:1, podobne ako u ruskych motoroch. [Editoval 12.2.2013 martinjediny] |
|
| Pomer miešania paliva a okysličovadla možno odhadnúť aj zo zásoby zložiek pohonnej hmoty v danom raketovom stupni... |
|
mixture ratio: 2.27:1
gas gen mixture ratio: 0.416:1 (netuším, čo toto znamená... je tam neuveriteľné množstvo techn. dát, ktoré netuším, čo presne znamenajú... len sa dohadujem)
btw - palivo a oxidizer idú pod rôznym tlakom... ďalšia vec, čo tam treba zobrať do úvahy...
tie priemery som opísal dobre nakoniec, inak... overil som to znovu...
zdroj je f-1 familirization training manual od rocketdyne...
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
mixture ratio: 2.27:1
gas gen mixture ratio: 0.416:1 (netuším, čo toto znamená... je tam neuveriteľné množstvo techn. dát, ktoré netuším, čo presne znamenajú... len sa dohadujem)
btw - palivo a oxidizer idú pod rôznym tlakom... ďalšia vec, čo tam treba zobrať do úvahy...
tie priemery som opísal dobre nakoniec, inak... overil som to znovu...
zdroj je f-1 familirization training manual od rocketdyne...
mixture ratio: 2.27:1 je mozne len pre kerosin s kratsimi retazcami
cokolvek nizsie, v citane 0,416:1 tvori sadze, je silno redukcny plamen, nizsia rychlost horenia a pravdepodobne chladnejsi, ako optimum.
0,416:1 akceptovatelne pre rozbeh, vytvorenie tlaku,...
|
|
@yamato:
by som zabudol jj - rp-1 sa používa aj na mazanie turbočerpadla
[Edited on 12.2.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
okej, ešte jedna vec, čo by som mal opraviť...
tie prietoky...
tie čísla, čo som udal sú prietok cez gg...
prietok cez motor je:
palivo: 1754 lb/s
oxidizer: 3982 lb/s
a tu už potom sedia aj tie pomery tak ako majú...
ospravedlňujem sa za chyby... som dnes celý deň v polospánku...
edit:
@martin jediny - alebo niekto ďalší, kto by vedel odpovedať...
je to ratio pre gg (0,416:1) možné aj počas prevádzky (len pre tok cez gg)? alebo ide tak ako píšeš o ratio pre štart motora?
ratio v komore je 2.27:1...
musím to prečítať, čo sa tam píše...
[Edited on 12.2.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
okej, ešte jedna vec, čo by som mal opraviť...
tie prietoky...
tie čísla, čo som udal sú prietok cez gg...
prietok cez motor je:
palivo: 1754 lb/s
oxidizer: 3982 lb/s
a tu už potom sedia aj tie pomery tak ako majú...
ospravedlňujem sa za chyby... som dnes celý deň v polospánku...
edit:
@martin jediny - alebo niekto ďalší, kto by vedel odpovedať...
je to ratio pre gg (0,416:1) možné aj počas prevádzky (len pre tok cez gg)? alebo ide tak ako píšeš o ratio pre štart motora?
ratio v komore je 2.27:1...
musím to prečítať, čo sa tam píše...
[Edited on 12.2.2013 Agamemnon]
Ja F-1 nemam detailne nastudovany, takze ja som vdacny aj za tvoje postrehy... Ta stechiometria mi vychdza z navrhu nasho motora, kde sa robili predbezne odhady a fyzika plati vzdy.
takze ratio pre gg si neviem predstavit v inom rezime pre nizke ISp a sadze. Ale skor je to otazka na znalca F-1. [Editoval 14.2.2013 martinjediny] |
|
citace:
Ja F-1 nemam detailne nastudovany, takze ja som vdacny aj za tvoje postrehy... Ta stechiometria mi vychdza z navrhu nasho motora, kde sa robili predbezne odhady a fyzika plati vzdy.
takze ratio pre gg si neviem predstavit v inom rezime pre nizke ISp a sadze. Ale skor je to otazka na znalca F-1.
ja tiez nemam f-1 nastudovany... navyse ja nemam ani ziadne skusenosti s motormi (okrem toho, ze toto mam ako hobby)... takze pre mna je kazde taketo info dvojnasobne cenne...
v podstate vsetko, co som urobil, ked tu padli tie otazky ohladom f-1, je, ze som vyhladal na nsf nejaky techn. manual k f-1, otvoril ho a potom tam nasiel tabulku s datami, ktore som opisal
navyse este aj to nepozorne, ale tak co uz...
je tam sice mnozstvo textu ku kazdej casti toho motora... ale k tomu, aby som to precital, som sa zatial nedostal...
[Edited on 14.2.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
| 14.2.2013 - 14:21 - David | |
|
citace:
vcera pri starte atlasu 5... na nsf padla otazka od jedneho uzivatela, ze preco tie 2 trysky na prvom stupni oznacuju ako motor (sg.) a nie ako motory (pl.)...
nasledne mu vysvetlili, ze ide o jeden motor s 2 tryskami...
tiez david, je zaujimave, ze nikto z toho mnozstva odbornikov, co prispieva na nsf (priamo zamestnanci ula; ludia, co sedia v riadiacich miestnostiach ula, nasa, etc; ludia zodpovedni za integraciu nakladu, nosicov na kozmodromoch; ludia z nasa; ludia z roznych dalsich sukromnych spolocnosti - napr. spacex, orbital; ludia z rka, esa; odborni novinari - ako napr. james oberg alebo dwayne day; etc) nepovedal, ze ide o 2 motory...
btw... takisto ako americke viackomorove motory boli jednym motorom...
Právě proto, že i naslovovzatý odborník měl počátkem 70 let m.s., kdy ještě publikace " čtyřkomorového" sovětského výmyslu nedosáhly čísla 100 / potřebného k tomu, aby se lež stala pravdou/ jsem uvedl citace z popisu britského nosiče, kde je první stupeň popsán, jako poháněný osmi motory, zásobovanými dvěma čerpadly a stejně bude pohonný systém popisován i v literatuře, kterou jsem též uvedl a to britskými odborníky.
Nvíc britové spojení osmi motorů popisůjí jako " z nouze ctnost", tedy k urychlení vývoje nosiče.
To že se obecně přejímá sovětská/ruská terminologie " čtyřkomorového " motoru je pochopitelné, američané přece nebudou sovětům/rusům vyvracet propagandistický trik.
Jinak je zarážející pro Koroljov nepoužil pro N-1 " zázračné a spolehlivé " čtyřkomorové motory a snažil se použít co největších " jednokomorových" byť s nedokončeným vývojem ?
lebo to proste tak je... tak uz s tym prestan...
su totiz ludia, ktori maju daleko viac informacii, ako mas ty, tvoj dedo, l+k, ja, alebo ktokolvek v sr/cr... dokonca tito ludia prispievaju na nsf a nemaju problem radit a odpobedat laikom (ako napr. ja)... su to ludia, ktori s tymi vecami priamo robia, ktori ich vyvijaju, etc - mnozstvo inzinierov prispieva na nsf (napr. gary hudson, antonio elias, mark hempsell a dalsi)...
podobna komunita existuje aj na ruskom fore novosti kosmonavtiki...
len staci mat zaujem, trochu znalosti anglictiny a aktivne citat, co sa pise na nsf - alebo aj inde na nete (rustina + nk forum - alebo aspon pocuvat ludi, ktori to info prenasaju sem a prekladaju)... od nich sa dozvies daleko viac veci ako z l+k, alebo od svojho deda... ale ani nahodou nie tym, ze si budes tvrdit svoje nezmysly a ich ignorovat... oni vedia o tom daleko viac ako si ty vies vobec predstavit...
|
|
nauc sa pisat tie quotation normalne alebo neprispievaj vobec...
kazdopadne:
cokolvek napises nic nezmeni na pravde... rd-170 je jeden motor... aj rd-180 je jeden motor... aj dalsie podobne (vratane americkych viackomorovych motorov) su 1 motorom...
velmi sa mi paci, ako selektivne si vyberas, ktore veci vezmes do uvahy a ktore nie... ktore sa ti hodia...
je este vacsia sranda, ze povazujes cz/sk zdoje (l+k, svojho deda) za vierohodnejsie ako ludi z nasa, ula, etc...
asi fakt by si sa mal prihlasit nasa, ze by si im mal robit sefkonstruktera, kedze zjavne to vsetko vies lepsie ako oni sami, a oni teraz robia same nezmysly
[Edited on 14.2.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
| 17.2.2013 - 14:33 - David | |
|
Jen jsem chtěl upozornit na to, že v době hluboké totality nazýval na slovo vzatý odborník a jistě to nebyl nějaký dizident, vždyť vystudoval VŠ a publikoval a na obojí musel být kovaný bolševik, nazýval v případě britského nosiče věci, dle mého soudu, pravými jmény, t.j. osm motorů a společné čerpadlo !
Celá " spekulace " se čtyřkomorovým motorem vratce stojí a jak se zdá též padá na použití společného čerpadla.
Jenže raketový motor na KPH vůbec čerpadla nemusí mít ! KPH se mohou do motoru dostávat přetlakem z nádrží bez čerpadel, zajímalo by mne, kdyby raketový stupeň s touto dodávkou paliva byl osazen čtyřmi motory zásobovanými přetlakem ze společné nádrže KPH, zda by taková konstrukce byla označena jako " jeden čtyřkomorový motor ".
|
|
to si sa mohol spýtať rovno, bez toho šaškovania okolo...
pressure-fed by boli 4...
tiež samozrejme je dôležité, či by každý z tých motorov bol kompletný, alebo by mali spoločné časti... (to platí aj pre iné typy motorov - ak sú kompletné, tak ich je tam viac)
(inak - myslím, že toto je takmer nemožné urobiť, vzhľadom na to, obmedzenie tlaku v komore pre pressure-fed motor je dané natlakovaním nádrží - ak by sa to malo rozdeliť medzi 4 motory, nie som si istý, či by to vôbec malo zmysel - ak sa mýlim, opravte ma niekto - fakt sa mi to počítať teraz nechce  )
stage-combustion motor by bez turbočerpadla nefungoval... takže to je jeden motor s viacerými spaľovacími komorami (aj americké aj ruské viackomorové motory sú stále jedným motorom... takisto americký, ruský, čínsky, etc. odborníci to stále považujú za 1 motor - takí odborníci, čo priamo s motormi robia... čo rakety vypúšťajú...)
plus - tam nejde len o turbočerpadlo... motory majú viac časti ako len trysku, spaľovaciu komoru a čerpadlo...
takže je to jeden motor...
dúfam, že rozdiely medzi rôznymi konštrukciami si uvedomuješ... to, aký vplyv na motor majú, ako by to vyzeralo, keby si niečo vynechal, etc...
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
Agamemnon aby to mohly být 4 různé motory, tak musí být více samostatné. Tj, ventil přívodu PHM by musela mít každá komora zvlášť, řízení taky, v podstatě i tlakovací systém (tlakovací plyn skrze trysku) taky. Každý motor by musel mít svou vlastní řídící jednotku. Svůj vlastní závěs.
Protože základní definicí samostatných motorů je, že musí být schopny pracovat samostatně. A to je to, co david nechce uvědomit. Udělat z RD-170 čtyři motory, to není jen vzít flexu a rozřezat jej. cca 80% součástek by totiž bylo třeba znásobit čtyřikrát aby mohly jako samostatné motory fungovat a dtto všechny vícekomorové motory. |
|
citace:
Udělat z RD-170 čtyři motory, to není jen vzít flexu a rozřezat jej. cca 80% součástek by totiž bylo třeba znásobit čtyřikrát aby mohly jako samostatné motory fungovat a dtto všechny vícekomorové motory.
jop, ja viem... väčšina častí je tam spoločná ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
S pretlakovou dodávkou paliva to skúšal napríklad OTRAG, používajú to aj rôzny "amatérsky" stavitelia rakiet, pre svoje lietajúce aparáty.
Nikde som ale nečítal o úspešnej nosnej rakete, ktorá by využivala pretlakovú dodávku paliva v spodných stupňoch - v horných stupňoch sa však objavuje dosť často, zvlášť u starších konštrukcií.
Naopak veľmi často - a úspešne - sa pretlaková dodávka paliva používa pre malé motory - napríklad motory orientačného systému družíc a kozmických lodí.
Proste na veľké motory sa pretlaková dodávka nehodí - dosiahnuteľné tlaky v spaľovacej komore sú nízke, takže motor má nízke Isp, nádrže sú naopak masívne (musia znášať zhruba jeden a pol až dvojnásobok tlaku v komore), pre veľké objemy pohonných hmôt sú potrebné veľké zásoby (a zásobníky) tlakového média atď. Turboagregát je hmotnostne výhodnejší už pri ťahu cez 10-20 ton a dobe činnosti motora cez 50-60 sekúnd.
Naopak pre malé motory, zvlášť pracujúce v nepravidelnom cykle, alebo s krátkou dobou činnosti, sú motory s pretlakovou dodávkou nenahraditeľné - pri dostatočnom plniacom pretlaku sú schopné opakovaného štartu a vypnutia aj niekoľko krát za sekundu. Dajú sa tiež veľmi dobre regulovať, s hypergolmi alebo monoergolmi už od 5-10% do maximálneho ťahu. Veľmi rýchlo sa tiež dajú previesť z kľudového do pracovného stavu - je to otázka otvorenia dvoch až štyroch ventilov pre každú zložku paliva.
[Upraveno 17.2.2013 Alchymista] |
|
citace:
S pretlakovou dodávkou paliva to skúšal napríklad OTRAG, používajú to aj rôzny "amatérsky" stavitelia rakiet, pre svoje lietajúce aparáty.
Nikde som ale nečítal o úspešnej nosnej rakete, ktorá by využivala pretlakovú dodávku paliva v spodných stupňoch - v horných stupňoch sa však objavuje dosť často, zvlášť u starších konštrukcií.
Naopak veľmi často - a úspešne - sa pretlaková dodávka paliva používa pre malé motory ...
Pouziva napr. horny stupen napriklad Falcon 1
Az budete navrhovat male rakety narazite na tri problemy
1/ ucinnost malej pumpy je mizerna a konstrukcne cislo a spolahlivost/zlozitost este horsie
Pre velke raktey je vsak agregat vyhodny a efektivny
2/ pre male rakety konstrukcna hrubka materialov steny teoreticka je tak nizka, ze technologicky vyrobitelna uz je mnoho nasobne predimenzovana a teda nie je podstatny rozdiel medzi pretlakovou a nepretlakovou dodavkou paliva
3/ efektivnost sa "zjednodusene" zvysuje cca so stvrtou odmocninou (podla typu spalin) v zavislosti pomerov tlaku v komore a expanzneho tlaku.
Takze v dolnych stupnoch to nejaky maly vyznam ma, pre horne stupne je rozdiel "zanedbatelny"
[Editoval 17.2.2013 martinjediny] |
| 18.2.2013 - 10:53 - David | |
|
Přetlakovou dopravu paliva do motoru 1. stupně používaly všechny francouzké nosiče řady Diamant, pro zajímavost tah motoru/ " jednokomorového" nosiče Diamant byl 28 tun, čímž značně převyšoval tah jedné trysky " čtyřkomorového " motoru sovětské R-1, který u prvních verzí nedosahoval ani 2O tun.Ve druhém stupni používal přetlakovou dopravu paliva nosič Vanguard,prvé nosiče řady Thor a nosič Atlas Able.
Zcela chápu rozhořčení příznivců sovětské raketové techniky protože kdyby sověti popsali nosič R-1 že má v prvním stupni 2O, slovy Dvacet motorů o tahu 2O tun jeden každý a ještě dalších 12 motorů směrových o tahu O,5 tuny, zcela jistě by si nejen odborníci, ale i laici položili otázku : " To nedovedou postavit silnější motor jako američané, že musí flikovat pohon z malých motůrků ?" |
|
...tah nie je vsetko...
1/Zrejme si si nevsimol rozdielne palivo
2/pozri na ich mizerne ISp. To Rusi boli niekde uplne inde.
3/... ani ISp nie je vsetko...
Niekedy je vyhodnejsie obetovat ISp pre lepsie konstrukcne cislo...
Napriklad nepouzit maly turboagregat na cerpanie, ktory ma pre male rozmery nevyhodne konstrukcne cislo, hoci by zvysil tlak v komore a trosku odlahcil nadrze. Ale pouzit tlakovu dodavku paliva...
Pre velke raktey je zas tento pristup nezmyselny...
4/Vypichnut jeden parameter uplne odlisneho systemu je "nelogicke".
V tomto sa mi paci horny stupen Falconu 1 ktory je podstatne primitivnejsi, ale takmer dosahuje parametre Ruskych vysokotlakych motorov hornych stupnov... ale ani to nie je vsetko, lebo to robi na ukor konstrukcenho cisla nadrzi...
plus nezohladnujes milion dalsich parametrov, ktore ti tu alchymista i ostatni x krat pisali... ze napr. ruske rakety startuju takmer za kazdeho pocasia, atd...
|
|
@Martin Jediny:
to nema zmysel... david neberie do uvahy realne argumenty, len to, co mu vyhovuje ku demagogii... uz to ukazal niekolko krat...
navyse si myslim, ze ani nerozumie, co tie parametre (isp, konstr. cislo, etc.) znamenaju, takze ich nemoze brat do uvahy... najhorsie je, ze ani nema snahu si zistit, co to vlastne znamena...
snad okrem tahu, aj ked bolo uz niekolko krat povedane, ze tah ako taky neovplyvnuje nosnost a vykon rakety (ak je dostatocny na to, aby nosic vzlietol - vsetky rakety su co sa tyka tahu plus minus v oblasti 1.2-1.5 t/w nosica)
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
Přetlakovou dopravu paliva do motoru 1. stupně používaly všechny francouzké nosiče řady Diamant, pro zajímavost tah motoru/ " jednokomorového" nosiče Diamant byl 28 tun, čímž značně převyšoval tah jedné trysky " čtyřkomorového " motoru sovětské R-1, který u prvních verzí nedosahoval ani 2O tun.Ve druhém stupni používal přetlakovou dopravu paliva nosič Vanguard,prvé nosiče řady Thor a nosič Atlas Able.
Zcela chápu rozhořčení příznivců sovětské raketové techniky protože kdyby sověti popsali nosič R-1 že má v prvním stupni 2O, slovy Dvacet motorů o tahu 2O tun jeden každý a ještě dalších 12 motorů směrových o tahu O,5 tuny, zcela jistě by si nejen odborníci, ale i laici položili otázku : " To nedovedou postavit silnější motor jako američané, že musí flikovat pohon z malých motůrků ?"
Ano měly, proto měly při "úžasném" tahu 300kN "úžasný" Isp=2200 Ns/kg a konstrukční číslo prvního stupně "úžasných" C=7,5 (ISP stejné), druhého stupně C=5,5 a pro třetí stupěň raději použili motor na THP, což byla je a bude zoufalost nejvyššího stupně (přesto měl při stejném Isp podstatně vyšší C=10).
A proč i ten tah považují za "úžasný"? Protože v té době (1965) letěla UR-500 a ta, Davídku, měla 6 motorů, každý s následujícími parametry
Isp=2800/3100 Ns/kg; C prvního stupně bylo "pouhých" 14,5; C druhého stupně "pouhých" 10,2 a teď to hlavní, každý motor RD-253 měl tah, tramtadadá, 150 tun!!! Oboje to létalo na N2O4/UDMH!!
Takže, Davide, dávej si bacha na ty svoje "skryté" lži a mystifikace. RD-107 měl 25 tun na trysku v roce 1957, v roce 1965 byly již jiné motory k dispozici. Dokonce splňující tvoje požadavky na "motor", tedy jedna tryska.
Mimochodem, alchymista netvrdil, že by press-feed motory nešly použít u větších raket (no diamant byla spíše raketka), ale že je to nevhodné, což jsem provonáním tech. parametrů diamantu a UR-500 snad definitivně a nevyvratitelně dokázal. |
| 18.2.2013 - 12:47 - PINKAS J | |
|
To, co David předvádí je už opravdu k smíchu, asi Rusové neuměli ani sestrojit motor s přetlakovou dopravu paliva.
Již první Scut 8K11 ze začátku 50-tých let měl přetlakovou dopravu paliva, ale již následující verse 8K14 dostal čerpadlovou, protože s ní raketa dosáhla mnohem lepších parametrů.
Názorné může být i porovnání vrchních stupňů Atlas Able (o kterém mluvil David) a jeho tehdejšího současníka – druhý stupeň rakety Luna 1:
Atlas Able vrchní stupeň: Gross Mass: 2268 kg, Empty Mass: 3496 kg konstr. č. C=4,28
Motor: AJ10 -101, tah: 816 kg, Isp:270 sec
Luna 1 vrchní stupeň: Gross Mass: 8,100 kg Empty Mass: 1,120 kg , C = 7,23.
Motor RD-0105, tah: 4994 kg, , Isp = 316 sec
Jak vidět, konstrukční číslo ruského stupně je mnohem lepší a o značné technické převaze motoru svědčí i mnohem lepší Isp.
Co se týká jednomotorových a vícekomorových motorů, stačí porovnání motorů Atlas A s jejím tehdejším součastníkem R7:
Atlas A: 1-komorový motor XLR89-1 : tah 70 tun Isp: 282/248 sec
R7 : 4- komorový motor RD 107: tah: 101 tun. Isp: 314/ 257
Opravdu nechápu, proč by měli Rusové vyvíjet jednokomorový motor na úrovni tahu a Isp jako americký, když mohli udělat čtyřkomorový, výkonnější a úspornější , který létá dodnes a dokonce i pro ESA. U motorů RD 171 to má mnoho dalších výhod, jak už jsem psal, především při řízení, stavební výšce, sériovosti komor, Isp atd.
David nikdy neporovnává technické parametry, jen neustále omílá dokola svou písničku. Když jde o kompaktní jednotku s jedním čerpadlem, přívodem paliva, uchycením, řízením, jde o jeden motor bez ohledu na počet komor, stejně jako u motorů aut bez ohledu na počet válců.
|
| 18.2.2013 - 15:42 - PINKAS J | |
|
Oprava:
U Atlas Able jsem si přesouval řádky a přesunuly se mi čísla na nesprávné místo:
Správně:
Atlas Able vrchní stupeň: Gross Mass: 2268 kg, Empty Mass: 816 kg konstr. číslo. C=4,28
Motor: AJ10 -101, tah: 3496 kg, Isp:270 sec
|
| 18.2.2013 - 15:49 - David | |
|
| Mě se jen zdá podivné, že by měl být sovětský motor pohánějící R-7, pevně uchycený v nosném rámu složený ze čtyř malých trysek, mající navíc další 2 nebo 4 řídící trysky pohyblivé v jedné rovině konstrukčně dokonalejší než příkladně jeho současník americký H1, uchcený v kardanově závěsu, tedy s volností ve všech směrech a " jednokomorový" !? |
|
na pocet komor sa uz vykasli... to je nerozhodujuci faktor v tomto... to usporiadanie ma iste vyhody a iste nevyhody (ako vsetko)...
tiez na zavesy sa vykasli - obcas su vyhodnejsie verniery, obcas kardanovy zaves... rozlicna filozofia, v podstate rovnake vysledky...
napr. to riadenie, co pouziva 4-komorovy rd-171 je vyhodnejsie ako riadenie jednokomoroveho motoru... dokaze riadit nosic vo vsetkych 3 osiach... kym s jednokomorovym motorom to nejde (s verniermi ano)...
co sa tyka rd-107/8 (motory boosterov/prveho stupna r-7) a h-1... to nie su sucasnici... rd-107 je cca o 10 rokov starsi ako h-1... inak to je ako porovnavat f-1 a rd-171 (rd-171 je jednoznacne lepsi motor, ale aj o dost novsi, modernejsi)
btw - po velmi rychlom prebehnuti (nemam velmi cas teraz to skumat podrobne)... h-1 je lepsi motor... ale nema to nic spolocne s poctom komor alebo s tym, aky zaves pouziva...
edit:
btw... velmi rychlo preskakujes medzi roznymi motormi...
[Edited on 18.2.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
Agamemnon:
Jestli je H-1 lepší než RD-107 je hlavně o nasazení. H-1 má vyšší T/W poměr a vyšší Isp při SL. Ovšem ve vákuu se to obrací a RD-107 má o 20Ns/kg vyšší Isp. Finta je v tom, že RD-107 hoří 111 sekund, H-1 155 sekund. Tedy díky nasazení lze tvrdit, že H-1 je vlastně horší, protože tomuto motoru by vyhovovalo nasazení RD-107 (tedy booster). Důkazem tohoto myšlenkového postupu nechť je RS-27, což je vlastně předělaný H-1, který vyšší efektivitu ve výškach zaplatil snížením efektivity (Isp) u hladiny moře pod úroveň prvních RD-107. Ale prostě se to díky době hoření tohoto motoru stále vyplatilo.
Mimochodem, pokud koukneme na dva souputníky Sojuz 11a511 a Saturn-1B, které diskutované motory využívaly, pak zřejmě motory H-1 nebyly tak ideální a některé součásti (kardanový závěs) nejsou uváděny jako hmotnostní součást motoru. Protože když mrkneme na Cčka, tak sovětský "výkovek" měl u boosterů 12 a centrálu 15,5 (pravda, to díky boosterům, jinak by to nevydržel), tak první stupeň Saturnu měl 10,8. Tedy pokud RD-107 a H-1 srovnávat, maximálně se lze bavit o tom, že byly srovnatelné, ale v reálném nasazení byly RD-107ky lepší volbou. A fakt, že RD-107 se dal snadno předělat na efektivnějhší (RD-108) je už jen taková třešínka geniality konstrukce.
Mimochodem, trochu jsem si hrál, kdyby byly ryby v .... a dorovnal startovací hmotnost Sojuzu k startovačce Saturnu-1 a ejhle, stejná nosnost na LEO?! Co z toho plyne? První stupeň Saturnu-1B byl tak "špatný", že druhý stupeň založený na LOX/LH2 to už dokázal pouze srovnat. Ostatně, ne nadarmo Saturn-1 skončil s Apollem. Byl drahý a technicky neefektivní a pro sondy v souboji s Titanem 3E neměl šanci (boostery na TPH byly stejně efektivní jako H-1, ale vyšší tah, První a druhý stupeň na hydrazin pak měl vyšší Isp a to o dost). |
|
cernakus:
dik za podrobné info
ja som len pozrel čísla pre oba motory pri hladine mora a tým to pre mňa skončilo, keďže na viac som nemal čas...
btw... tie titany... po pamäti, ak sa nemýlim, tak mali viackomorový motor, nie?
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
| Samozřejmě. |
| 18.2.2013 - 22:52 - PINKAS J | |
|
K řízení rakety: pokud má raketa dole dostatečný průměr (jako R7) , je citlivější a rychlejší řízení verniéry, než řídit celým proudem trysky a celou hmotou motoru zavěšeném v kardanově závěsu. Ovšem, když je motorů více ve svazku (u Saturn 1B bylo 8 ks, u Protonu 6 ks), pak je asi lepší řídit dvěma výkyvnými motory.
Co se týče motoru H1 a H1b ze Saturnu 1B, mezi nimi a RD107 je jak už napsal Agamemnon, časový rozdíl 10 roků. Současník je spíše motor RD 253 z Protonu. H1 a H1b mají tyto parametry:
H1 / Saturn 1 / 1st : tah: 96 tun, Isp 289/255 sec, tlak 40 bar, hmota 635 kg (bez kardanu)
H1b/ Saturn 1B /1st : tah 105 tun, Isp 296/262 sec, tlak 48 bar, hmota 988 kg
RD 107/ R7 : tah 101 tun, Isp 314/257 sec, tlak 58 bar, hmota 1200 kg.
RD253 / Proton / 1,2,3 st: tah 167 tun, Isp 316/285 sec, tlak 147 bar, hmota 1280 kg
H1, H1b jsou výkonově zhruba stejné jako RD 107, Isp má lepší celkově RD 107, má však vyšší hmotu (také kvůli vyššímu tlaku).
Asi bych hodnotil H1 a H1 b jako lepší motory, než RD 107, hlavně kvůli menšímu průměru, pokud jich muselo pracovat 8 ve svazku a průměr byl tedy důležitý. Motor Protonu je o dost lepší.
|
|
