shiro
🚀 🪐 🛰️
В полете?
Перспективы и обсуждение проектов ПД-8/ПД-14/ПД-35
sm_lite
Местный
В полете нет. Но добавить этот функционал не проблема.
PS Я, конечно, имел в виду многоразовость.
shiro
🚀 🪐 🛰️
#оффтоп
Хотя для своего времени – движок замечательный, все семейство на базе РД-170 – вершина советской конструкторской школы. Переизбыток кислорода в топливной смеси – отдельная песня: в Штатах в свое время от него отказались, посчитав невозможной, а Глушко сотоварищи не только смогли освоить эту технологию, но и довели ее до настоящего совершенства. В США проект разработки и выпуска этого двигателя никогда не окупился бы, а в советских реалиях (и советских ценах) это смогли осуществить. Ну а потом американцы покупали их, прежде всего, из-за уникального соотношения цена-качество, а не из-за каких-либо особенных характеристик. $10 млн за такой движок – это очень, очень скромные деньги. Примерно в тот же период за один RS-68 для Дельты IV они платили до $60 млн.
С ракетными двигателями в СССР все было хорошо. Но не с авиационными, особенно для ГА
Для вертикальной посадки на реактивной тяге РД-180 великоват, и вероятно, не обладает достаточным дросселированием. И хотя обе проблемы, как минимум отчасти, решены при дальнейшем развитии проекта и создании РД-191, все же этот двигатель кажется слишком громоздким и сложным для использования в многократно используемых ракетных ступенях. Неспроста практически нет проектов с его использованием в этой роли.
Хотя для своего времени – движок замечательный, все семейство на базе РД-170 – вершина советской конструкторской школы. Переизбыток кислорода в топливной смеси – отдельная песня: в Штатах в свое время от него отказались, посчитав невозможной, а Глушко сотоварищи не только смогли освоить эту технологию, но и довели ее до настоящего совершенства. В США проект разработки и выпуска этого двигателя никогда не окупился бы, а в советских реалиях (и советских ценах) это смогли осуществить. Ну а потом американцы покупали их, прежде всего, из-за уникального соотношения цена-качество, а не из-за каких-либо особенных характеристик. $10 млн за такой движок – это очень, очень скромные деньги. Примерно в тот же период за один RS-68 для Дельты IV они платили до $60 млн.
С ракетными двигателями в СССР все было хорошо. Но не с авиационными, особенно для ГА
FunFly
Местный
Оффтоп конечно: но не могли бы вы пояснить эту мысль?
sm_lite
Местный
В СССР ГА во многом была вторична, по сравнению с военной, а там были совсем другие критерии. И вообще это не только в авиации.
Представьте себе металлическую турбину работающую, фактически, в горячем кислороде. Причем очень нагруженную турбину.
nozzle
Старожил
По моему, речь шла о пределах горения ТВС, определяемых коэффициентом избытка воздуха, а для керосина это Альфа=0,5-1,2, если я правильно помню цифры. В зоне горения не может быть других избытков, иначе керосин не будет гореть, и вопрос был о том, где же эта перенасыщнность кислородом происходит?
A_Z
Старожил
Что поделаешь - не все обладают вашим уровнем знаний по самым разным вопросам.
Мои знания газодинамики и прочих двигательных премудростей, например, не позволяют мне "обсуждать научную статью".
Но я с интересом прикоснусь в вашей мудрости по этому вопросу.
sm_lite
Местный
Избыток кислорода в генераторном газе, который крутит ТНА, там температура что-то вроде 600-800 градусов.
nozzle
Старожил
т.е. после сгорания ТВС в камере сгорания в горячий газ подмешивают кислород?
sm_lite
Местный
Нет. Для работы турбины (которая нужна для работы насоса) используется отдельный газогенератор в котором газ для работы турбины получают при избытке одного из компонентов. "Кислый газ" — избыток окислителя, "сладкий газ" — избыток горючего. Избыток нужен для того чтобы понизить температуру газа. После отработки газа в турбине в ЖРД замкнутой схемы он подается в основную камеру сгорания, в ЖРД открытой схемы он либо сбрасывается либо используется в рулевых камерах, например.
FunFly
Местный
Речь про ЖРД с компонентами жидкий кислород+керосин с дожигание окислительного газогенераторного газа. В таких двигателях весь кислород идет в газогенератор и там реагирует с частью керосина. Этот газ крутит турбину и после идет в форсуночную головку камеры. Там смешивается с оставшимся керосином и сгорая создает тягу в реактивном сопле.
Так работают большинство ЖРД закрытого типа с компонентами керосин+О2.
Поэтому непонятно в чем уникальность 170-го двигателя.
sm_lite
Местный
Назовите хотя бы один серийный не советский керосин-кислородный ЖРД замкнутой схемы.
shiro
🚀 🪐 🛰️
Ракетный двигатель, грубо говоря, устроен так: внутри есть турбина, которая вращается за счет сгорания небольшого объема топлива (керосин) и окислителя (кислород), приводя в движение насосы, подающие все те же топливные компоненты уже в камеру сгорания. В ней происходит горение топливной смеси, обеспечивающее реактивную тягу.
Если продукты сгорания топливной смеси, использованные для вращения турбины, стравливать за борт – то это двигатель открытого цикла. Простой, надежный вариант, ценой разумного снижения тяги.
Если же эти продукты сгорания – разогретые газы – направлять в основную камеру сгорания, то это двигатель закрытого цикла. Он эффективнее, обладает большей тягой, однако такой подход означает, что по внутренним компонентам двигателя (на пути в камеру сгорания) будет проходить высокотемпературная смесь из не до конца сгоревших топлива и окислителя, использованных для вращения турбины. Собственно, надо как-то двигатель от них защищать.
Обычный подход для этого – использовать для раскрутки турбины топливную смесь в неоптимальном соотношении, с избытком топлива. Тогда из-за нехватки окислителя она будет сгорать не полностью, ее температура понизится, а путешествие раскаленных газов внутри компонентов движка пройдет более-менее без приключений. Однако в СССР освоили технологию подачи топливной смеси, насыщенной окислителем, для этих же целей! Она еще более горячая, еще более склонная к коррозии всего вокруг, но окислитель (кислород) существенно легче топлива (керосин), что дает ощутимый выигрыш в массе топлива, необходимого для работы двигателя, и как следствие – ощутимому улучшению массового совершенства ракеты.
В избытке кислорода в топливной смеси для турбонасоса (в то время как в США применяли избыток топлива).
Последнее редактирование:
FunFly
Местный
Как уже выше написали температура окислительного газа до 800К, восстановительного газа до 1200К.
Жидкий кислород тяжелее керосина (1140 кг/м3 против 800 кг/м3).
Ну и вы ставите лошадь впереди телеги. При проектировании ЖРД руководствуются не коррозией газов, а эффективностью двигателя.
Если применяется открытая схема, тогда применяется восстановительный газ, так как его нужно меньше, чтобы совершить ту же работу в противоположность окислительному газу. Ведь он (ВГ) выбрасывается и это потери удельного импульса.
А для закрытой схемы это не критично и выгоднее сразу газифицировать один компонент, чтобы не получать потом в камере сгорания форсуночную головку с трехкомпонентными форсунками.
Американцы применяли восстановительный газ на своих водородных двигателях из-за особенностей водорода. У восстановительного газа водородного очень большая газовая постоянная, из-за этого его нужно очень мало.
shiro
🚀 🪐 🛰️
Здесь согласен; ошибся.
Тем не менее, вопрос выше остался без ответа:
pro
Новичок
А это отражает рентабельность А320 CEO, Leap-1, аналог ПД-14, экономичность не покрывает разницу в стоимости, а завлекали более низкой стоимостью обслуживания Leap-1, поэтому вам никто реальную стоимость контракта не раскроет.
С ПД-14 та же история, пока это выглядит, как обещание и наличие подмены двигателя, в этом году вроде ни один новый ПД-14 не взлетел, не видно новостей по теме
marata
Старожил
Ну, вот Ростех - Медиа - Новости - Будущие инженеры ОДК изучили технологию искусственного интеллекта на стажировке в Китае
А вы всё: Китай то, Китай сё...
А вы всё: Китай то, Китай сё...
AlexRS
Местный
у китайцев свой AutoCAD ?
101
Местный
Даже два вроде.