Ruské raketové motory

Primary tabs

Petr Vojvodík:
MEK příspěvek #1861Dnes jde na Discovery od 20 00 (14 00) film o ruských raketových motorech (MK33 a další), které jsou o třídu výkonnější než americké. Současné americké rakety Atlas je využívají k letům na oběžnou dráhu. Jejich účinnost a tah je cca o 25 % vyšší než u amerických (při stejné spotřebě paliva). Je sice pravda, že na nedokonalostech MK33 skončil ruský lunární program, přesto to ale nebyla slepá ulička.

MEK příspěvek #1862Mám dotaz, jestli je Discovery o kterém píšete v předchozím příspěvku Discovery Channel a dá přijímat na běžnou satelitní anténu, kterou si pověsím na zábradlí u balkonu? Discovery Channel dnes v 8 p.m.má pořad o dinosaurech?? Nebo jde o kabelovou TV pro Prahu?http://www.discovery.com/tv/schedule/daymulti.jsp?mm=9&dd=9&yyyy=2002&hhmm=1200&network=ANL&submit.x=10&submit.y=5M.Filip

MEK příspěvek #1863Myslím, že je jasné, že jde o českou verzi Discovery, dostupnou pouze v českých kabelových TV (ale nejen v Praze). Já ale bohužel Discovery nemám :-(

MEK příspěvek #1864Bylo to zajímavé a poučné. Je to česká verze kabelové TV.Celotýdenní program je na :http://kultura.idnes.cz/televize.asp

MEK příspěvek #1865To opravdu není možnost satelitního příjmu tv Discovery?Tady u nás mi kabel nikdo nikdy nepřivede! Před časem dávali některé dokumenty z Discovery na ČT 2....M.Filip

MEK příspěvek #1866Česká verze Discovery na satelitu je. Ale jen digitálně a kódovaně jako součást nabídky UPC Direct. Kup si UPC Direct, dostaneš jejich digitální satelitní přijímač, přístupovou kartu a už se můžeš dívat i na Discovery (a řadu dalších kabelových programů) kdekoliv v ČR (i tam, kde pravá kabelovka nikdy nebude). Jen holt musíš platit měsíčně nejméně 555,- Kč (v tuto chvíli).

MEK příspěvek #1867Za 7000,-Kč ročně je to velmi pěkná cena.Mimochodem, nyní nabízí M.Wade jeho encyklopedii za zhruba 600,-Kč :http://www.astronautix.com/articles/cdrom.htmThe Encyclopedia Astronautica CD-ROM is now available again!----------------------------------------------------------------------The CD-ROM includes: All of the 7,385 pages and 5,446 images of the site. Data tables not available to regular users (characteristics of satellites, rockets, stages, engines, etc.)! The CD-ROM will run on any computer equiped with a web browser. Use of the CD will save you connect time, download time for large pages and images, and avoid advertising. The CD-ROM is available for US$ 14.00 plus $ 3.50 for postage and handling. You can pay securely using any major credit card via PayPal by clicking on the button below. Buy now while it is still available! ------------------------------------M.Filip

-----------------------------
-----------------------------
Nebudem zakladat novu temu, ked tato vyhovuje :)
-----------------------------
-----------------------------

A teraz k veci:

Pozeral som si Fregat na http://en.wikipedia.org/wiki/Fregat
http://www.astronautix.com/engines/s592.htm

Zaujimave jak pokleslo ISP pri tom istom palive, len ich zmensenim.
(alebo aj zmensenim tlaku v komore?)
Z 3320m/s na 2250m/s, pri zmenseni tahu 20180N na 50N
6,7MPa na ??? MPa.

A napr.tiez relativne novy AVUM ma ISP 3152m/s pri tahu 2450N, a tlaku 4,1 MPa
vid.
http://en.wikipedia.org/wiki/Vega_(rocket)
http://www.astronautix.com/engines/rd869.htm

Ale vzhladom k roznym tlakom by to chcelo asi trojrozmerny graf.
Napr. starsi RD-275 dosahoval ISP 3170 m/s pri tahu 1,6MN a tlaku 16MPa
http://en.wikipedia.org/wiki/RD-275
http://www.astronautix.com/engines/rd275.htm

Existuje nejake empiricke pravidlo pre odhad ISP motora jeho zmensovanim?

stránka výrobcu http://www.laspace.ru/rus/fregat_construction.php neuvádza rozdielny Isp pre rôzne režimy.

Основные характеристики РБ «Фрегат» различных модификаций

Характеристика . . . . . . . . . . . . . . . Величина
1. Конечная масса, кг . . . . . . . . . . 930/980/1050
2. Габаритные размеры, мм
высота . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1550
диаметр (описанный ) . . . . . . . . . . . 3350/3350/3800
3. Максимальный статический момент на верхний стык РБ, тс * м . . . . 16,0
4. Компоненты топлива
окислитель . . . . Азотный тетраксид
горючее . . . . . . Несимметричный диметилгидразин
5. Рабочий запас топлива, максимальный, кг . . . . . 5250 / 5600 / 7100
6. Тяга маршевого двигателя, кгс
в режиме большой тяги . . . . . . . . . . . . . . . . . 2000
в режиме малой тяги . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1400
7. Удельный импульс двигателя, с . . . . . . . . [b]333,2[/b]

[quote]Zaujimave jak pokleslo ISP pri tom istom palive, len ich zmensenim. (alebo aj zmensenim tlaku v komore?) [/quote]
Tu zrejme došlo k mylnej interpretácii tohto textu z Wiki:
[quote]The reaction control system includes 12 engines, each having 5 kg thrust, 225 s Isp, [u]using pure hydrazine[/u] [/quote] -> Orientačný systém zahròuje 12 motorov, každý s ahom 5kg a Isp 225s, používajúcim čistý hydrazín.

Nie je to teda motor S5.92 s volite¾ným ahom 2000/1400kg, pracujúci s ahom 5kg, ale iné a podstatne menšie motory orientačného systému, pracujúce s odlišným palivom, v tomto prípade jednozložkovým.

Domnievam sa, že pri prostom zmenšovaní rozmerov motoru sa bude Isp meni nelineárne (hoci vo všeobecnosti klesa), takže jednoduchý spôsob odhadu zmeny Isp asi neexistuje.
Menia sa totiž rozmery spa¾ovacej komory a trysky - povrch spa¾ovacej komory sa mení s druhou mocninou rozmerov, objem spalovacej komory s treou mocninou a to sa nevyhnutne podpíše na termodynamických dejoch v motore.
[Upraveno 07.3.2012 Alchymista]

Zrejme mas pravdu. Nenapadlo ma, ze by orientacne motory pracovali s jednozlozkovym palivom.
Priepokladal som sice, ze ide o motory podstatne mensie, ale ze vyuziju to, co je na palube.

Co sa tyka tlaku v komore a ISP tak sice hybrid motor, ale aj u Csabu je nejaka minimalna zmena s tlakom motora vid str. 21

http://knp.kosmo.cz/knp2010/boros-knp2010.pdf

V mojom porovnavani ma zaskocilo ISP protonu, ktore napriek najvyssiemu tlaku neprekonava mensie motory Fregatu a AVUM.

Je strasej koncepcie, alebo maju velke motory zas svoje problemy?

Maximalne teoreticke ISP je dane zrejme palivom. A dosiahnutelne bude od nejakych parametrov motoru. otazka je aky to bude mat vpliv na zmensovanie motoru.

Potom v tom porovnani si napr. pre LOX/RP vedie velmi dobre Kestrel.
31kN 0,91MPa 3170m/s
en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Kestrel

v porovnani napr. en.wikipedia.org/wiki/RD-180
4150kN 26,7MPa 3380m/s

Alebo RD-107
991kN 5,9MPa 3100m/s

A potom je otazka, kedy zacne byt so zmensovanim skutocne problem.

[quote]
Potom v tom porovnani si napr. pre LOX/RP vedie velmi dobre Kestrel.
31kN 0,91MPa 3170m/s
en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Kestrel

v porovnani napr. en.wikipedia.org/wiki/RD-180
4150kN 26,7MPa 3380m/s

Alebo RD-107
991kN 5,9MPa 3100m/s

A potom je otazka, kedy zacne byt so zmensovanim skutocne problem. [/quote]

nevedie si dobre...
kestrel je motor optimalizovany pre vakuum... rd-180 aj rd-107 su motory optimalizovane pre 1. stupen, teda pre vykon pri hladine mora... a aj tak ma rd-180 vacsie Isp vo vakuu ako kestrel...

ak chces porovnavat upper stage kerolox motory, tak skus rd-0124 (co je motor horneho stupna soyuzu-2), ktory dava Isp 3521m/s (359s)...

edit:
rd-0124
294kN, 16.2MPa
[Edited on 08.3.2012 Agamemnon]

[quote]nevedie si dobre...
...ak chces porovnavat upper stage kerolox motory, tak skus rd-0124 (co je motor horneho stupna soyuzu-2), ktory dava Isp 3521m/s (359s)...

edit:
rd-0124
294kN, 16.2MPa [/quote]
To je ten individualny pristup. :)
Ak Kestrel s 10x mensim tahom a s 20x mensim tlakom v spal. komore ma pomer ISp 0,9 : 1, tak to nie je take zle

Ak ale zvazim este aj hmotnosti 62kg :480kg, pri 10 nasobnom rozdieli tahu, tak mas pravdu.

Potom je vsak otazka, preco je Kestrel pri prepocte na tah skoro o polovicu tazsi, ako vysokotlaky RD-0124 a ci nie zbytocne.
Ak by som sa aj rozhodol pre zachovanie geometrie spal. komory, tak pre 20x mensi tlak mi staci 20x tensia stena a teda uz som na 24kg a to som este nezahodil turbocerpadla, ktore Kestrel nepotrebuje...

...s malymi motormi to nebude asi az tak zle, lebo aj male spal. letecke motorceky maju celkom slusnu ucinnost a to su stavane na vykon.

Ak sa ale opat vratim k ISP, tak ak spal. komora umozni spalenie paliva, potom ma sancu na vysoke ISp aj maly motor?

[quote]
Potom je vsak otazka, preco je Kestrel pri prepocte na tah skoro o polovicu tazsi, ako vysokotlaky RD-0124 a ci nie zbytocne.[/quote]

kestrel je s otvorenym cyklom, rd-0124 s uzavretym...
rd-180 je uzavrety, rd-107 je otvoreny... myslim, ze to dost vplyva na isp

[quote]kestrel je s otvorenym cyklom, rd-0124 s uzavretym...
...myslim, ze to dost vplyva na isp [/quote]
nie celkom. Kestrel je pretlakovy...
takze nie je celkom korektne porovnat takto ISp, jak som to spravil, lebo opticky zlepsuje poziciu kestrelu.

Kedze vsak vieme o com hovorime, mozme tuto informaciu zaratavat zamlcane.

Mam ale pocit, ze rd-0124 pracuje na hranici technicko/fyzikalnych moznosti LOX/RP

[quote]Mam ale pocit, ze rd-0124 pracuje na hranici technicko/fyzikalnych moznosti LOX/RP [/quote]

áno, minule som sa tu na to pýtal (v téme o motoroch a ich efektivite) a pán pinkas potvrdil, že je to najlepší (čo sa týka Isp, efektivity) kerolox motor, ktorý existuje

Este je otazka, aka je vyhoda vysokotlakych motorov...
Jedinu vyhodu vydim len vo velkosti,
pretoze St.Venansova-Waltrova rovnica sa pre vytok do vakua v pohode zaobide bez tlaku v komore.

Navyse pri regenerativnom chladeni je max. dosiahnutelna teplota dana vyhrevnostou a tepelnou kapacitou.
Ak zvysujem teplotu zvysovanim tlaku, tak je to za cenu, ze inej casti paliva energiu odoberam.

Potom by mi davali \"dobre\" parametre Kestrelu v porovnani s Ruskou spickou logiku...

Si děláš srandu? Vysokotlaké motory jsou účinnější, mají větší tlakový spád, tím pádem větší výstupní rychlost plynů = impulz. U nízkotlakých se to řeší zvětšením výstupní trysky, takže zaostávají jen málo, při nárůstu hmotnosti a rozměrů (to zvyšuje váhu konstrukce stupně).

[quote]Si děláš srandu? Vysokotlaké motory jsou účinnější, mají větší tlakový spád, tím pádem větší výstupní rychlost plynů = impulz. U nízkotlakých se to řeší zvětšením výstupní trysky, takže zaostávají jen málo, při nárůstu hmotnosti a rozměrů (to zvyšuje váhu konstrukce stupně). [/quote]

Takze provokacia, ci nazor?? ;)
V kazdom pripade ja staviam k mojmu tvrdeniu upravenu St.Venansova-Waltrova rovnicu pre vytok do vakua.pozri

http://ottp.fme.vutbr.cz/skripta/termomechanika/teorie/teorie.pdf
vid str. 21

o co sa opieras ty?

btw. zakladna St.Venansova-Waltrova rovnica pracuje s podielom tlaku a hustoty, takze stupne tlak, stupne i hustota a si tam, kde si bol.
Takze skus iny argument...

\"V kazdom pripade ja staviam k mojmu tvrdeniu upravenu St.Venansova-Waltrova rovnicu pre vytok do vakua.pozri\"

Ale tam je tlak v komoře jako p0! (mrkni na verzi \"do vakua\")
Při jeho zvyšování bude stoupat max. hodnota výtokové rychlosti.
Mimochodem tato rovnice je opět uvedena i v Malé encyklopedii kosmonautiky.

[quote]\"V kazdom pripade ja staviam k mojmu tvrdeniu upravenu St.Venansova-Waltrova rovnicu pre vytok do vakua.pozri\"

Ale tam je tlak v komoře jako p0! (mrkni na verzi \"do vakua\")
Při jeho zvyšování bude stoupat max. hodnota výtokové rychlosti.
Mimochodem tato rovnice je opět uvedena i v Malé encyklopedii kosmonautiky. [/quote]

lenze mas p0*v0, co je to iste ako p0/ro0. potom ako som pisal, zvysis tlak, zvysis hustotu a si tam, kde si bol. preto aj v dalsom tvare je rovnica prepisana do sucinu r*T, takze vsetko co nas zaujima (pri rovnakom druhu paliva) je teplota v spal. komore.

A moja otazka znie, ako je to mozne, ze ruske vysokotlake motory su tak vysoko ucinne, ak podla zakladnej fyziky, by mohol byt na tom dobre aj nizkotlaky kestrel?

v0 je objem.
V tomto případě objem spalovací komory. Zvýším tlak při konstantním objemu -> zvedne se teplota (proto ta verze s teplotou).
r je pro daný plyn konstantní.
Takže v dané rovnici, pro daný motor, se mi mění jen tlak (a tedy i teplota), protože k a v0 jsou pro každý motor a palivo konstantní.
Takže zvýšením tlaku zvyšuji výtokovou rychlost.

[quote]v0 je objem.
...[/quote]
1/
V0 je objem, ale v0=1/ro0 ... mna to tiez kedysi na zaciatku pomylilo.

Ak by platil tvoj vyklad, tak pri spalovacej komore priemeru 100km by si mal vytok rychlostou viac, ako rychlostou svetla.

2/
ak ohrievas palivo zvysovanim tlaku, odkial beries energiu na stlacanie? z paliva? Tak to palivo minute v cerpadlach musis tiez do ISp zaratat...

Martine, donutil jste mne otevřít si Rocket Propulsion Elements od Suttona! :)

Zatím tedy můžu říct, že pro naprostou většinu případů, při zvýšení tlaku v komoře dochází ke zvýšení efektivní výtokové rychlosti a tedy i Isp. Ale existuje vždy určitá mez, kdy se to už nevyplatí.
Je to mnohem komplikovanější než jen ta sV.W. rovnice (kterou snad nikdo pod tímto názvem nezná). Už jen ty tlaky v základních rovnicích jsou tři a ne dva. Jeden udává tlak v komoře, druhý v nejužším místě trysky a třetí na konci trysky.

\"Ak by platil tvoj vyklad, tak pri spalovacej komore priemeru 100km by si mal vytok rychlostou viac, ako rychlostou svetla\"

Nemyslím, že by dané rovnice byly řešeny relativisticky. Tudíž v extrémech vyjdou koniny.

\"ak ohrievas palivo zvysovanim tlaku, odkial beries energiu na stlacanie? z paliva? Tak to palivo minute v cerpadlach musis tiez do ISp zaratat...\"

Ano, z paliva. Raketový motor je spalovací motor. Zvyšováním teploty v komoře zvyšuješ teplotní gradient a tedy efektivitu motoru.

[quote]Martine, donutil jste mne otevřít si Rocket Propulsion Elements od Suttona! :) ...[/quote]
Moc sa ospravedlnujem. Robim si porovnanie motorov a pokusam sa odhadnut vlastnosti motorov v predlzenom rade, alebo v interpolacii.
Nechel som zuzit vedu o motoroch na jednu rovnicu, na druhej strane som si nou chcel pomoct a zistil som, ze moje vzite predstavy su trochu mimo. tak som skusil zistit, ako su na tom vase predstavy, pripadne, ci mi niekto pomoze zorientovat sa.

1/ V0 je objem, ale v0=1/ro0 ...
ak by totiz sucin pod odmocninou bol p0*V0, tak by bol znacny rozdiel uz pri podrelativistickych dejoch, napr. pri porovnani motoru priemeru 0,4m a 10x vacsieho sa dostaneme z ISP 3000 na 94000, co by nam zavidel aj VASMIR.

2/ Musim suhlasit s tvojou poznamkou o tepelnom motore, kde termodynamicku ucinnost nemozes oklamat a teda vpliv teploty v komore je zrejmy.

Lenze musim akceptovat aj zakon zachovania energie, takze konkretne palivo obsahuje nejake mnozstvo energie, co determinuje dosiahnutelne ISp.
Pokial sa hybem pri tejto hranici, kazde dalsie zvysovanie tlaku je uz len trapenie fyziky.

btw. Jak sa ti paci Rocket Propulsion Elements od Suttona? Stoji za to si ho zohnat?

ad 1)

S tím máte pravdu. v0 je není objem, ale měrný objem. To jsem přehlédl, protože v tom pdf je to jako obrázek, takže se to blbě hledá. Ale je to hned na začátku.
Přesto je to ale veličina závislá na teplotě a tlaku a proto to s tím není tak snadné. Nevím, jestli teď neřeknu kravinu, ale fígl bude zřejmě v tom, že hustota nebude konstantní, jak jste předpokládal.

ad 2)

Letmo jsem zahlédl v učebnici fyziky, že účinnost raketových motorů je ~50%. Takže je možné ji o něco zvýšit.

ad RPE: neměl jsem zase tolik knížek o raketových pohonech v ruce, v podstatě z odbornějších mám doma jen tuhle. Ale myslím, že je fajn. Řeší všechny typy raketových pohonů, fyzika není přehnaná (nepochopitelně těžká) a zároveò ani odfláknutá (většina vzorců je uvedena i s postupem odvození). V každé kapitole je i nějaký ten řešený případ. Třeba v případě těch tlaků je tam nárůst rychlosti ukázán graficky pro různé k. Jde vidět, že to stoupá, ale není to takový extrém, aby to porušilo nějaké \"hardcore\" fyzikální omezení. :)
Třeba pro raketové motory je tam řešeno pěkně jak se mění Isp v atmosféře pro stejný motor. Rozdíly můžou být v případě některých trysek skutečně markantní (třeba od Isp 240 až po 360, pro jediný motor). A pro koho není ani fyzika ani grafy, pro toho jsou tam tabulky.

[quote]ad 1)..., ale fígl bude zřejmě v tom, že hustota nebude konstantní, jak jste předpokládal. ...[/quote]

Uhadnut co som predpokladal je niekedy dost zlozite... :)
1/ Nepredpokladal som ze by hustota mala byt (presnejsie) \"priamo uperna\" tlaku, pretoze sa meni aj teplota, len som to v prvom priblizeni zanedbal.

2/ Zvysovat teplotu zvysovanim kompresie je dost \"nevdacna\" termodynamicka uloha, i ked prave z dovodu zvysovania TD ucinnosti so zvysovanim teploty moze mat do urciteho okamihu zmysel, no zanim uz bude kontraproduktivna...

\"Uhadnut co som predpokladal je niekedy dost zlozite...\"
Máte pravdu, omlouvám se, já jsem předpokládal, že jste to předpokládal, když jste uvedl - \"v0=1/ro0\". :)

Ale teď se koukám, že jsem se nechal pěkně zblbnout. :)
To že mám v0=1/ro0, mi při konstatní hustotě, automaticky vyhodí, že hlavní slovo má po! Navíc lze okamžitě vidět, že zvýšením p0 mi stoupá výtoková rychlost (při konstantní hustotě). Ale samozřejmě to tak jednoduché nebude, protože v je veličina závislá na p a T (je to uvedeno na druhé straně těch materiálů, které jste tu dával), což znamená, že k nějaké změně hustoty tam zřejmě dojde.
Proto bych zůstal u konstatování, že zvyšování tlaku v komoře vede k vzrůstu Isp. K přesnému výpočtu je pak dobré použít nějakou sofistikovanější rovnici.

[quote]...Proto bych zůstal u konstatování, že zvyšování tlaku v komoře vede k vzrůstu Isp...[/quote]
Z toho som vychadzal pri porovnavani Isp motorov a ich zoradovani

A tot ten pruser.

Kestrel.
31kN 0,91MPa 3170m/s
en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Kestrel

rd-0124
294kN, 16.2MPa Isp 3521m/s

Preto som vlastne tuto debatu otvaral. Lebo realita nezapada do jednoduchej poucky.

Mozno som problem prilis zjednodusil, ak som chcel vychadzat z porovnavania existujuceho, ale

Ake Isp je mozne ocakavat pre motor
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa?

\"Ake Isp je mozne ocakavat pre motor
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa?\"

Jednoduchá odpověď - nevím.

Složitá odpověď - záleží navíc jaký je nejužší průřez trysky, průtok paliva a koeficient tahu.

Este sa vratim k Rocket Propulsion Elements od Suttona.

Ak do vztahu (3.15b) dosadis p2=0 a v2=0, tak ziskavas uz skor diskutovany vztah, s rychlostou zavislou na druhej odmocnine teploty v spal. komore, pricom tlak je irelevantny.

Nasledne za vztahom (3-18) uvadza v texte, ze vmax je definovana energiou obsiahnutou v palive.

Teda pokial som spravne aplikoval moje anglictinove minimum...

Neviem, ci to pomoze, ale upravim svoju otazku...
Ake maximalne ISp je mozne ocakavat pre motor LOX/RP
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa?

Smiem svoj odhad drzo posadit medzi Kestrel a RD-0124?

\"Ak do vztahu (3.15b) dosadis p2=0 a v2=0, tak ziskavas uz skor diskutovany vztah, s rychlostou zavislou na druhej odmocnine teploty v spal. komore, pricom tlak je irelevantny.\"

1) Spíše v1=0. v2 přece počítáš.
2) Teplota je přímo závislá na tlaku - pv=RT. Tlaku se nezbavíš.

\"Nasledne za vztahom (3-18) uvadza v texte, ze vmax je definovana energiou obsiahnutou v palive.\"

Určitě, to vyplývá snad přímo ze zákona zachování energie. Zvyšování tlaku v komoře je jen jeden z prostředků, jak zvýšit účinnost rak. motoru. Přes 100% se účinnost ale nikdy nevyšplhá.

\"Neviem, ci to pomoze, ale upravim svoju otazku...
Ake maximalne ISp je mozne ocakavat pre motor LOX/RP
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa?\"

Nepomůže, s tím jsem počítal, že se jedná o stejné palivo. Je to prostě příliš málo informací.
I kdybychom předpokládali, že jsou oba motory na vlas stejné, tak nevím jestli by se změna tahu nutně neprojevila i u tlaku v komoře.

\"Smiem svoj odhad drzo posadit medzi Kestrel a RD-0124?\"
Pochybuji, že Kestrel a RD-0124 mají stejnou geometrii, stejný průřez trysky apod. Já bych si na to netroufl.

[quote]1) Spíše v1=0. v2 přece počítáš.
[/quote]
Vidis, teraz si presne trafil co som myslel a kde som preklepol.

Pri zachovani geometrie kritickeho prierezu trysky sa zmena tahu jednoznacne na tlaku v komore prajavi.
Otazka je, do akej miery regenerativne chladenie \"udrzi\" teplotu v komore pri poklese tlaku.

Sorry za primalo informacii, nechel som zahlcovat vlakno.
Tie motory su dva a budu sa este len stavat.
a/ 10kN 1,2Mpa
b/ 150kN 1,2Mpa
mam odhadnut ich parametre, cenu a cas vyvoja, ale nastastie len orientacne, ale pri tom realne.

Takze geometriu si mozem volit optimalnu, pre max. ISp.
Kedze projekt nesmie byt ohrozeny nerealnostou, uvadzal som parametre pod Kestrel a su \"dostacujuce\".
Parametre od Kestrelu smerom k RD-0124 by vsak vniesli do projektu viac optimizmu, resp. by znizili naroky na ostatne komponenty.

\"mam odhadnut ich parametre, cenu a cas vyvoja, ale nastastie len orientacne, ale pri tom realne\"

Tak to tě čeká pěkná fuška. To co jsme tady řešili není nic proti tomu, co je třeba reálně řešit. Motor musí vydržet daný tlak a teplotu, musíš si dávat pozor na supersonickou rychlost plynu, zvukové rázy atd. :)
Teda být tebou, tak si k tomu udělám nějaký sešit v excelu (či jeho ekvivalentu), kde si dám všechny důležité vzorečky a udělal bych si pár analýz (a už jen pomocí tabulek nebo i s pomocí grafů). Alespoò tak to dělám já, když si dělám analýzu nějakého problému.

\"Otazka je, do akej miery regenerativne chladenie \"udrzi\" teplotu v komore pri poklese tlaku.\"
Jak ti poklesne tlak, poklesne ti teplota. To by snad neměl být problém, teda pokud nepotřebuješ naopak vysokou teplotu pro zápal směsi.

[quote]...To co jsme tady řešili není nic proti tomu, co je třeba reálně řešit.

...To by snad neměl být problém, teda pokud nepotřebuješ naopak vysokou teplotu pro zápal směsi. [/quote]

Exaktne riesenie je zlozite a aj tak potrebuje realne testy. A nevyhnem sa mu.
Empiricke riesenie ma svoje caro, len ho treba spravne rozmenit na drobne.

LOX/RP - je od urcitej teploty samozapalne.

NPO Energomaš študuje použitie ,,acetamu\" ako paliva na horné stupne. Získali už grant na tento výskum zo Skolkova. Prirovnávajú ho k vodíku, ale po odpadnutí tepelných problémov s ním spojených.

http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_420.html

[quote]NPO Energomaš študuje použitie ,,acetamu\" ako paliva na horné stupne. Získali už grant na tento výskum zo Skolkova. Prirovnávajú ho k vodíku, ale po odpadnutí tepelných problémov s ním spojených.

http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_420.html [/quote]

Nevite, o co se jedna? Neni to spise \"aceton\" ?

Asi nie. Skôr by som povedal, že to bude niečo podobné ako bol Sintin - syntetické palivo.

Podle informace, kterou jsem kdesi v ruských materiálech přečetl se jedná o roztok acetylenu v kapalném amoniaku. (Zdroj jsem si bohužel nezapsal.)

hm... ale to je potom kryogenne palivo, hoci teplota varu bude značne vyššia ako u kvapalného kyslíku a dajú sa použi nádrže s ¾ahšou tepelnou izoláciou. Bezpečnos a ekologia tiež nič moc, je to jedovaté (aj keď značne menej ako klasický UDMH+NOx)
amoniak: teplota topenia −78°C, teplota varu −33°C;
acetylén: teplota topenia −84°C, teplota varu −81°C

Výhoda je zrejmá - je to relatívne lacné palivo (obe zložky sa vyrábajú vo ve¾kom a kvapalný amoniak je lacný - najmenej dva krát lacnejší ako kerosín) a dá sa skladova pomerne dlho (dlhšie ako kvapalný kyslík)
[Upraveno 18.3.2012 Alchymista]

Re: http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_420.html

Ještě několik detailů z článku:

Projekt je zaměřen na podstatné zvýšení energetických vlastností ruských i zahraničních prostředků vyvedení.

Hustota paliva O2 + Acetam je 1,5 – 2x větší než LOX+LH2

Teplota nádrží je nepatrně nižší než 0°C, což je blízko k rovnovážné teplotě kosmického tělesa při meziplanetárních letech. (Pozn.: zřejmě myslí teplotu na povrchu tepelně izolované nádrže)

Důležitá je blízkost vlastností acetama ke kerosinu, což umožòuje použít zkušenosti ze současných motorů na KPH v oblasti materiálů a konstrukčního řešení

ad PINKAS J: Váš odkaz na hlavní zdroj Eněrgomaš si dovolím doplnit např. o snadno dohledatelné informace v diskusi na Novosti kosmonavtiki z již prosince 2011 až dodnes:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12447
kde se mj. píše:
Разработка и внедрение высокоэффективного топлива \"Ацетам\" (высококонцентрированный раствор ацетилена в сжиженном аммиаке)
ale pro skutečně přesné podrobnosti stejně jako Vy doporučuji jít k Vám zde uvedenému základnímu zdroji. Zdraví pt

aké je/bude Isp? keď to prirovnávajú k hydroloxu a keď je to pre horné stupne

Zaujímavý text (rusky) - kysliko-kerosino-amoniakové zmesy v raketových motoroch na tekuté palivá
http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf

Je tam pár ve¾mi zaujímavých grafov oh¾adne vplyvu amoniaku na Isp KeroLox motorov

\"Čistým\" Isp sa to vodíkovým motorom určite nevyrovná.
Lenže ak začneš počíta rozmery a hmotnos celého stupòa, začne to by zaujímavé: hustota tekutého amoniaku a tekutého acetylénu je 681 a 620 kg/m3, hustota tekutého vodíku je 67,8kg/m3 - vodíkové nádrže sú zhruba desa krát väčšie a potrebujú kvalitnejšiu - a ažšiu - tepelnú izoláciu.
[Upraveno 18.3.2012 Alchymista]

[quote]Zaujímavý text (rusky) - kysliko-kerosino-amoniakové zmesy v raketových motoroch na tekuté palivá
http://lpre.de/resources/articles/83121926.pdf

Je tam pár ve¾mi zaujímavých grafov oh¾adne vplyvu amoniaku na Isp KeroLox motorov
[/quote]

pekné, ďakujem

RD 191 ruský raketový motor od kterého rusové hodně očekávají. RD 191 motor jako jedno z technických dědictví po programu raketoplánu Energie/Buran Dále motor RD 181 a 11D55
https://www.youtube.com/watch?v=0h2HbczuBbw
[Upraveno 14.1.2018 Spacedaniel]