Жидкий метан

Губанов пишет, что с баки кислородом делают без теплоизоляции, значит с метаном тоже можно? Отсюда вопрос - можно-ли сделать баки-отсеки кислород-метан с общей стенкой?

sergey_manakov> Губанов пишет, что с баки кислородом делают без теплоизоляции, значит с метаном тоже можно? Отсюда вопрос - можно-ли сделать баки-отсеки кислород-метан с общей стенкой?

Да можно. Единственное ограничение - нельзя пропускать трубопровод с метаном через кислородный бак - в метане будет выпадать "снег", могущий повредить ТНА. Наоборот - можно и даже нужно, все поверхности со стороны метана будет покрываться "изморозью" которая сама неплохой термоизолятор. В то же время разница температур не так велика, что бы кислород закипел.
Кстати, в этом - в близких криогенных свойтвах метана и кислорода - большое преимущество такой пары, сильно облегчающее проектирование и конструкцию.

Ник

Тогда ещё небольшой вопрос.
Можно-ли на О2-СН4 сделать одноступенчатую ракету приемлимым вс?

Можно и нужно использовать метан. РН Сибирь (метановая реплика Союза) при том же массовом совершенстве что Союз, имеет ПН 14.5 тонн при стартовой массе 365 тонн (против 8.2/310 у Союза).

Одноступенчатую сделать можно. Но ее относительная масса вряд ли будет менее скажем 8%. Для получения ХС в 9500 м/с при среднем УИ в 350 сек надо иметь массовое совершенство в 15.9. Т.е. метановый моноблок может в принципе выйти на орбиту (нужна относительная масса 6.2%), но относительная ПН будет околонулевая.

hcube> Одноступенчатую сделать можно. Т.е. метановый моноблок может в принципе выйти на орбиту (нужна относительная масса 6.2%), но относительная ПН будет околонулевая.

Но и водородные РН одноступенчатые выглядят не сильно лучше Какую то ПН они таки выводят - но смотриться это жалко

У метана есть одно наиважнейшее преимущество, преимущество "середнячка", состоящее в том, что он подходит как для первой ступени РН, так и для второй. Что это значит? А то, что РН можно УНИФИЦИРОВАТЬ по:
-ЖРД (отличаться будут только неохлаждаемым сопловым насадком)
-бакам и вообще конструкции -не надо разрабатывать отдельно "керосинку", отдельно водородный "дирижопель"
-топливозаправочной системе

К сведению -вес баков(большого объема) для кислорода примерно 8-9кг\тонну, керосина - 9-10кг\тонну, метана -20-22кг\тонну, а водорода - 150кг\тонну и более.

Ник

А что в перспективе со снижением сухого веса? до 0.05 доведут?

Композиты и вообще всякий лёгкие хай-тех материалы в РН используются как-то слабо. Вернее - почти никак

Что для одноразовых, пожалуй, и логично. Поэтому у них сухой вес особо не снизить. А вот для многоразовых по другому может статься

Интереса ради та же Сибирь как раз по движкам и унифицирована. Двигатель - 50-тонный одногоршковый, конверсия РД-0234 на метан с АТ-НДМГ. На ББ стоят 2 двигателя, на ЦБ - 4, на 3 ступени - опять 2. Развесовка - 40.5 - 115 - 50 тонн. ПН - 14.5 тонн.

Ты только не забывай пояснять, что "Сибирь" - ЛЮБИТЕЛЬСКИЙ ПРОЕКТ
По которому у многих есть вопросы

sergey_manakov> Губанов пишет, что с баки кислородом делают без теплоизоляции, значит с метаном тоже можно? Отсюда вопрос - можно-ли сделать баки-отсеки кислород-метан с общей стенкой?

Метан жидкий в диапазоне -182.5 - -161.5, кислород -218.7 - -193. Т.е. не пересекается. С другой стороны, 10 градусов - не куча, а торец нижнего бака всё равно газом заполнен.

Ко как правильно написано - баки с ЖК/ЖМ в отличие от жидкого водорода - в теплоизоляции не нуждаются.

Wyvern-2> К сведению -вес баков(большого объема) для кислорода примерно 8-9кг\тонну, керосина - 9-10кг\тонну, метана -20-22кг\тонну
Или 10кг/м3

Паардон. А что, Союз-3 на текущей стадии не любительский проект? Или А-100? Как аванпроект Сибирь вполне проработана, и характеристики получаются вполне приличные. А детальное проектирование - уже не моя забота .

Ещё вопрос знатокам. Опишите плз. одноступенчатую ракету на О2-СН4 на 5 т пн и 2-х ступенчатую с одинаковыми двигателями(тоже на 5). Если не в лом.

Легко. Одноступенчатая - бак из фольги, нержавейка, наддув гелием, трубопровод окислителя внутри бака. 5 двигателей, центральный работает до орбиты, боковые попарно отключаются и сбрасываются по мере расхода топлива для поддержания уровня ускорения. По мере сброса двигателей снижается давление наддува. Считать лениво, но примерная относительная ПН на уровне 2%, плюс на орбиту выходит бак в 3% стартовой массы.

Двухступенчатая - 1 ступень 3 двигателя, 2 ступень - 1 двигатель. Относительная ПН на метане - порядка 5%, плюс 2% от стартовой массы 2 ступень.

Двигатели одинаковые, стартовая тяговооруженность - 1.4.

Похоже на правду. Только вот я не уверен, что надутая фольга выдержит осевую нагрузку. Я бы сделал сентральный ферменный столб от ДУ до ПН, который и воспринимал бы осевую нагрузку. Это позволит помимо прочего уменьшить толщину оболочки и давление наддува.

Ну и нелишне будет заметить, что УИ ДУ для такой ракеты должен быть побольше.

_B1_> Похоже на правду. Только вот я не уверен, что надутая фольга выдержит осевую нагрузку....

РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «АТЛАС»

7 декабря 1991 г. фирма «Дженерал Дайнемикс» осуществила 500-й запуск своей РН «Атлас» (модификация «Атлас I»). Полутораступенчатая РН «Атлас» была создана в 1960 г. на базе межконтинентальной баллистической ракеты «Атлас», первые полеты которой состоялись еще в 1957 г. Именно РН «Атлас» вывела в 1962 г. в космос первый в США пилотируемый орбитальный корабль «Меркурий» с Джоном Гленном на борту.

Модификации РН «Атлас» отличаются в основном второй ступенью («Эйбл», «Аджена» и др.). Общая надежность РН оценивается на уровне выше 80%.
Отличительная особенность первой ступени ракеты — стальные топливные баки со стенками толщиной 0,254 — 1,02 мм, в незаправленном состоянии они всегда находятся под наддувом - ракету нельзя перевозить в незаправленном состоянии без наддува, иначе она просто сомнется.Это позволяет заметно увеличить отношение массы топлива к стартовой массе, а значит увеличить дальность и/или забрасываемый вес ракеты.


Ник

Ага, и сброс двигателей оттуда же. Интересно, у стали есть криогенное упрочнение?

В качестве опоры, кстати, можно использовать трубопровод окислителя. Это труба, с довольно толстой стенкой - сделать диаметр несколько больше чем необходимо для прокачки, сделать растяжки до стенок - и вот вам опорная труба готовая.

> В качестве опоры, кстати, можно использовать трубопровод окислителя. Это труба, с довольно толстой стенкой - сделать диаметр несколько больше чем необходимо для прокачки, сделать растяжки до стенок - и вот вам опорная труба готовая.
Использовать трубу, в принципе, можно. Но какой-нибудь каркас всё равно надо бы добавить. У такой длинной трубы, какая бы толщина стенки не была, имхо, будут проблемы с устойчивостью.
Можно трубу использовать как центральный стержень, и на её основе построить внутри бака лёгкий пространственный каркас... да хотя бы из алюминиевых труб.

_B1_> Похоже на правду. Только вот я не уверен, что надутая фольга выдержит осевую нагрузку....
Т.к. ракета у нас непилотируемая (т.е. САС не нужен) - бак можно поставить сверху, а ПН - снизу, сразу над двигателем.
Вокруг отсека ПН - ферма нужна, да. Но там всего несколько метров.

А если трехступенчатая - до 10% пн можно довести?

Нет. На метане - 6% примерно, может 7. Это МНОГО Дельта-4 к примеру выводит менее 5%, а она чисто водородная

_B1_>> Похоже на правду. Только вот я не уверен, что надутая фольга выдержит осевую нагрузку....
Dem_anywhere> Т.к. ракета у нас непилотируемая (т.е. САС не нужен) - бак можно поставить сверху, а ПН - снизу, сразу над двигателем.
Dem_anywhere> Вокруг отсека ПН - ферма нужна, да. Но там всего несколько метров.

А можно и пилотируемую. Только осторожно.
Зато решается вопрос с шириной обтекателя.
Заодно, можно сделать спасаемый двигатель.

Рисуется “страшная” картина. Космический корабль с маршевыми двигателями (этакая фара-“Заря”), а сверху баки. Жаль на метане вряд ли получиться… или часть баков в полете сбрасывать, надо считать.
Вопрос как делать САС ?

Зачем делать сас?
Чай, не баре; незаменимых у нас нет.

sergey_manakov> А если трехступенчатая - до 10% пн можно довести?
А зачем? Мы же не проценты выводим в космос, а абсолютный вес. Тут надо считать, какой %% дешевле...

Lin> Рисуется “страшная” картина. Космический корабль с маршевыми двигателями (этакая фара-“Заря”), а сверху баки. Жаль на метане вряд ли получиться… или часть баков в полете сбрасывать, надо считать.
Lin> Вопрос как делать САС ?
Баки можно и сбросить. Да и движки лишние.
А вот нужна ли САС в традиционном виде - это интересный вопрос. Как известно, при взрыве Челленджера как минимум некоторые астронавты не только выжили, но и сохранили возможность передвигаться...

САС можно сделать катапультируемыми креслами. Минимальная ТЗП, средства ориентации по потоку - и при скоростях до 10М можно прыгать. Но по моему, интегрировать КК и первую ступень - совершенно дурной поступок. КК - это КК, капсула для спуска - это капсула, а ракетная ступень - это ракетная ступень. И все три - совершенно разные

Мне лично если уж такой концепт делать, видится примерно такое - МАКС, сверху бак. К баку симметрично зацеплены еще два МАКСа. Отличие в том, что на первом движок водородный, а на двух других - гибридники. При этом запас кислорода и керосина эти боковые МАКСы тащат там где у нормального - отсек ПН и кабина, возможно они даже имеют несколько бОльший размер, просто есть унификация по крыльям-хвостам-авионике. А вот водород берут из общего бака.

Как работает - понятно - со старта работают все ступени, потом постепенно изменяется соотношение компонентов, а по исчерпании кислорода в боковых ступенях они отстреливаются и летят на аэродром. Орбитальная же выползает на орбиту, сбрасывает бак и на метан-кислороде или атм керосин-кислороде там летает.

В этом случае САС сделать относительно просто - до 2 км отстреливается модуль кабины, выше - отстыковывается пилотируемый корабль целиком.