Детонационный космолёт

[-Asket-]

https://www.fundamental-research.ru/pdf/2013/10-8/32642.pdf
Рассмотрена проблема разработки ротационных детонационных двигателей. Представлены основные типы таких двигателей: ротационный детонационный двигатель Николса, двигатель Войцеховского. Рассмотрены основные направления и тенденции развития конструкции детонационных двигателей. Показано, что современные концепции ротационного детонационного двигателя не могут в принципе привести к созданию работоспособной конструкции, превосходящей по своим характеристикам существующие воздушно-реактивные двигатели. Причиной является стремление конструкторов объединить в один механизм генерацию волны, горение топлива и эжекцию топлива и окислителя. В результате самоорганизации ударно-волновых структур детонационное горение осуществляется в минимальном, а не максимальном объеме. Реально достигнутый сегодня результат – детонационное горение в объеме, не превышающем 15% объема камеры сгорания. Выход видится в ином подходе – сначала создается оптимальная конфигурация ударных волн, а уже затем в эту систему подаются компоненты топлива и организуется оптимальное детонационное горение в большом объеме.

[sharp]

Об этом уже много раз было в теме (кстати, упорная избирательная слепота также показывает...

Хамите уже в который раз.

А для нас, двигателистов, это означает, что при значительно меньших габаритах детонационного двигателя и при малой массе топлива можно получить ту же тягу, что и в огромных современных жидкостных ракетных двигателях.

С этим, пожалуйста, на гуманитарастические форумы. Здесь когда спрашивают значение тяговооруженности, имеют в виду численное значение. Никому неинтересно слушать про "бальшой-прэбальшой тяговооруженност"

Тяговооруженность движка большого значения не имеет, т.к. это лишь малая масса ракеты в любом случае.

Вообще-то, тяговооруженность - один из ключевых параметров движка. И масса движков, как правило, 20-25% массы сухой ступени, что не так уж и мало.

[Vadims]

Об этом уже много раз было в теме (кстати, упорная избирательная слепота также показывает...

Хамите уже в который раз.

Нет, это всего лишь факт, легко доказывается поиском по теме - данная цитата приводилась уже не один раз.

С этим, пожалуйста, на гуманитарастические форумы. Здесь когда спрашивают значение тяговооруженности, имеют в виду численное значение. Никому неинтересно слушать про "бальшой-прэбальшой тяговооруженност"

Про численное значение тяговооруженности вопроса не было, напомню:

Так что там с тяговооруженностью у ДРД, товарищ знаток?

Каков вопрос - такой и ответ.

Вообще-то, тяговооруженность - один из ключевых параметров движка. И масса движков, как правило, 20-25% массы сухой ступени, что не так уж и мало.

По сравнению с сэкономленной массой топлива и баков (за счет на 15% большего УИ), это крохи, 1:15. Так что можно взять примерно - большой погрешности не будет. Для ракетных не смог быстро найти, но раз особая точность в этом не нужна, можно взять как ориентировочное значение то что называлось для самолетных:

По оценке конструкторского бюро, детонационные двигатели позволят ... При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных силовых установок.

https://nplus1.ru/news/2015/10/07/detonation

[sharp]

Про численное значение тяговооруженности вопроса не было, напомню

Вопрос звучал во второй раз, первый вы проигнорировали:

Из уст главного конструктора все же хотелось бы услышать конкретные значения тяговооруженности. А то все эти "малые" и "огромные" - какие-то гуманитарные эпитеты.

Тут все сформулировано так, что не отвертеться
Ну и в целом мы на техническом форуме, на вопрос про технический параметр должен быть либо конкретный, применимый для расчетов ответ, либо честное "не знаю".

По сравнению с сэкономленной массой топлива и баков (за счет на 15% большего УИ), это крохи, 1:15. Так что можно взять примерно - большой погрешности не будет. Для ракетных не смог быстро найти, но раз особая точность в этом не нужна, можно взять как ориентировочное значение то что называлось для самолетных:
[/size][/font]

Вы формулу Циолковского видели когда-нибудь? Срочно гуглите, может поймете глубину своей ошибки. Для гуманитарно одаренных поясняю: под логарифмом в знаменателе - масса пустой ракеты.

Поэтому точность безусловно нужна. И самолетные движки остааьте для самолетов, им не нужен ракетный удельный импульс, так что экстраполяции бессмысленны.

[Vadims]

За неимением точных цифр более низких удельных массогабаритов ДРД, можно исключить это преимущество вообще, и посмотреть что даст одно только увеличение УИ на 15%.

[Dim Dim]

https://www.fundamental-research.ru/pdf/2013/10-8/32642.pdf

Спасибо!

[Dem]

Конкретный УИ у разных двигателей не имеет значения, главное что при прочих равных детонационный дает на 10-15% больший УИ.

А тут большой вопрос, какие именно прочие - у нас равные?
Давление после ТНА?
Масса движка? Его габариты?

[Vadims]

Конкретный УИ у разных двигателей не имеет значения, главное что при прочих равных детонационный дает на 10-15% больший УИ.

А тут большой вопрос, какие именно прочие - у нас равные?
Давление после ТНА?
Масса движка? Его габариты?

Массогабариты движка и давление после ТНА не относятся к УИ. Это время в секундах, за которое ракетный двигатель может давать тягу в 1 Н на 1 кг рабочего тела. Имел ввиду при тех же топливе и окислителе.

[sharp]

За неимением точных цифр более низких удельных массогабаритов ДРД, можно исключить это преимущество вообще, и посмотреть что даст одно только увеличение УИ на 15%.

https://en.wikipedia.org/wiki/Soyuz-5_(rocket)
Считаем по этим параметрам. Союз, груженый 16 тоннами полезной нагрузки, имеет характеристическую скорость (ХС), равную 9,05 км/с.
Подробнее:

(кликните для показа/скрытия)

dv = I * LN( M / m),
для первой ступени:
dv1 = I * LN(старт_масса / (масса_сухой_1_ступени+масса_заправленной_2_ступени+масса_пн)) = 3,03*LN(482/(27,7+64,9+16)) = 4,45 км/с

для второй ступени
dv2 = I * LN((масса_запр_2_ст+масса_пн)/(масса_сухой_2_ст+масса_пн)) = 3,53*LN((64,9+16)/(5,9+16)) = 4,6 км/с

dv1+dv2 = 9,05 км/с.

Т.е. Союзу-5 требуется 9,05 км/с хар.скорости для достижения НОО.
Подставляя в подсчет УИ, домноженные на 1,15, получим ХС 10,4 км/с (т.е. ту же ПН "модифицированный" Союз-5 выведет не на круговую НОО, а на эллиптическую орбиту, которая впрочем не дотянет до геопереходной).

Для ПН = 26,7 тонн, легко убедиться, что ХС снова будет равна 9,05 км/с. То есть именно эта ПН - максимальная, которую данная "модификация" могла бы вывести на НОО.

Неплохо, конечно - но нужно понимать что сей результат для сферического коня в вакууме.

[Vadims]

ПН = 26,7 тонн

То есть в 1,67 раза, или +67%, или +2/3. Даже на одном только повышении УИ. Мощно.

[noxx77]

Цитата: sharp от 25.04.2018 [11:57:22]
Так что там с тяговооруженностью у ДРД, товарищ знаток?
Каков вопрос - такой и ответ.

И всё-таки. Дайте конкретные цифры, чтобы была возможность оценить выигрыш схемы целиком, а не два лаптя по карте

[Dem]

Массогабариты движка и давление после ТНА не относятся к УИ.

Давление после ТНА очень даже относится, потому как создаёт давление в камере сгорания.

[Vadims]

Массогабариты движка и давление после ТНА не относятся к УИ.

Давление после ТНА очень даже относится, потому как создаёт давление в камере сгорания.

Это "влияет", а не "относится". Так как УИ сам по себе это просто показатель отношения тяги к массе расходуемого топлива.

[Streamflow]

Можно подводить итоги.

1. Детонационное горение не может внести в поток бОльшую энергию, чем диффузионное горение, так как степень сгорания топлива в современных ракетных двигателях очень высока ( 0.98 - 0.99 - см. раздел II в http://www.synerjetics.ru/article/rocket_engines.htm ), а в быстром процессе детонации, даже если его удастся реализовать, более трудно добиться таких же показателей.

2. Весь эффект повышения удельного импульса в детонационном двигателе реализуется только через повышение степени расширения рабочего тела, получаемого вследствие роста давления в процессе детонационного горения. Водородно-кислородный двигатель SSME при степени расширения  по давлению 1170 имел удельный импульс в вакууме 4.46 км/с. Увеличение степени расширения в 20 раз может привести к росту удельного импульса до 4.76 км/с - см. раздел IV там же). Можно отметить, что при бесконечном расширении и том же коэффициенте сгорания, удельный импульс составил бы корень квадратный из удвоенной величины, представленной на пересечении последней строки и последнего столбца таблицы 1, см. раздел II там же, то есть 5.18 км/с (хотя, попробуй достичь такой полноты сгорания при стехиометрии - в общем, это уже чистая абстракция). Итак, при хороших степенях расширения его двадцатикратное увеличение повышает удельный импульс примерно на 0.3 км/с, то есть, процентов на 7. Для менее совершенных двигателей выигрыш может быть несколько больше.

3. Однако, из https://www.fundamental-research.ru/pdf/2013/10-8/32642.pdf следует, что никакой схемы с полноценным детонационным горением создать за полсотни лет не удалось. То, что продемонстрировано в http://idgcenter.ru/pubs/2012-1-rus.pdf - увеличение среднего давления раза в 1.5, может привести в увеличению удельного импульса на считаные проценты - см. НК-33 и РД-191 - рост удельного импульса на 1.5 % при увеличении степени расширения по давлению на 40 % ( таблицы 5, 6, раздел V в http://www.synerjetics.ru/article/rocket_engines.htm ), а если ещё и коэффициент сгорания окажется ниже, то - и к его уменьшению - ср. SSME и РД-0120 (таблицы 3, 4, раздел IV там же).

[Dem]

Ну и ещё плюс - вместо здоровенного вакуумного сопла аля Апполон получаем короткое кольцевое.

[Андрей Курилов]

Водородно-кислородный двигатель SSME при степени расширения  по давлению 1170 имел удельный импульс в вакууме 4.46 км/с. Увеличение степени расширения в 20 раз может привести к росту удельного импульса до 4.76 км/с - см. раздел IV там же).

В том же SSME увеличение УИ достигается ещё одной хитростью - неполным сгоранием. Водорода немного больше, чем нужно для полной реакции с кислородом. Средняя масса частиц в реактивной струе получается меньше, а скорость - выше.

[Streamflow]

Ну и ещё плюс - вместо здоровенного вакуумного сопла аля Апполон получаем короткое кольцевое.

Такое же сопло (аэроспайк) можно делать и для РД с обычным диффузионным горением. Эксперименты такого рода начались более полусотни лет назад, но до практики так ничего не доведено. Основные проблемы, насколько помнится, - большие тепловые потоки в кольцеобразном критическом сечении - сильно нагретой длинной и узкой щели, в отличие от маленького круглого отверстия в стандартной схеме.

[Streamflow]

В том же SSME увеличение УИ достигается ещё одной хитростью - неполным сгоранием. Водорода немного больше, чем нужно для полной реакции с кислородом. Средняя масса частиц в реактивной струе получается меньше, а скорость - выше.

1. Это не хитрость. Это - абсолютно стандартное мероприятие. Если посмотреть в большинство таблиц статьи http://www.synerjetics.ru/article/rocket_engines.htm, в первом или втором их столбцах можно увидеть параметр α – коэффициент избытка окислителя, который меньше 1 (для описанных в статье реальных двигателей он изменяется от 0.630 до 0.882). Это означает, что окислителя хватает на сжигание только соответствующей доли горючего, а остальное горючее вылетает не сгоревшим - всегда и везде, а "коэффициент избытка окислителя" на самом деле является коэффициентом его недостатка.

2. Из закона сохранения энергии следует, что, в принципе, никакое разбавления продуктов горения балластом (не сожжённым горючим), сколь лёгким бы он ни был, не может увеличить скорость их разлёта (достаточно посмотреть последний столбец таблицы 1 там же). Это теоретически.

3. А на практике, чем ближе мы подходим к стехиометрическому соотношению горючего и окислителя (это, когда и того и другого ровно столько, чтобы в идеале произошло бы полное сгорание топлива), или при α = 1, тем в реактивной струе РД остаётся всё больше не сгоревших остатков от быстротечного горения топлива, и вылетает уже не только горючее, но и окислитель, что особенно может быть плохо для очень "лёгкого" горючего. Видимо, поэтому параметр α для лучших водородно-кислородных двигателей, в целом, несколько ниже, чем для керосин-кислородных (см. таблицы 3, 5 там же).

[Андрей Курилов]

2. Из закона сохранения энергии следует, что, в принципе, никакое разбавления продуктов горения балластом (не сожжённым горючим), сколь лёгким бы он ни был, не может увеличить скорость их разлёта (достаточно посмотреть последний столбец таблицы 1 там же). Это теоретически.

Вы неправильно поняли. Удельный импульс зависит от массы частиц реактивной струи

(взято отсюда)
Это следует из Ы-формулы:
http://forums.airbase.ru/2000/11/t8184--o-dvizhkakh-voobsche.html#p99235

3. А на практике, чем ближе мы подходим к стехиометрическому соотношению горючего и окислителя (это, когда и того и другого ровно столько, чтобы в идеале произошло бы полное сгорание топлива), или при α = 1, тем в реактивной струе РД остаётся всё больше не сгоревших остатков от быстротечного горения топлива, и вылетает уже не только горючее, но и окислитель, что особенно может быть плохо для очень "лёгкого" горючего. Видимо, поэтому параметр α для лучших водородно-кислородных двигателей, в целом, несколько ниже, чем для керосин-кислородных (см. таблицы 3, 5 там же).

Ну и это, соответственно, полностью неверно.

[sharp]

2. Из закона сохранения энергии следует, что, в принципе, никакое разбавления продуктов горения балластом (не сожжённым горючим), сколь лёгким бы он ни был, не может увеличить скорость их разлёта

Посчитайте на конкретных цифрах - убедитесь в обратном. Несложно подобрать процент несгоревшего топлива, при котором общий УИ на несколько процентов повышается.