От NV
К KGI
Дата 01.08.2001 09:52:52
Рубрики Современность; ВВС;

Re: Мне это...

>А помните была такая МБР Гном разработанная коломенским КБМ.У нее был твердотопливный ПВРД в качестве 1-й ступени.Уж не эти ли технолигии всплыли.А смысл использования ПВРД в первой ступени МБР очевиден - за бесплатно получаем окислитель на атмосферном участке,твердое топливо - однокомпонентное(что гораздо проще чем смесевое)гораздо меньшей массы.

Окислитель мы получаем только на первые 30км (а вообще-то и меньше) траектории и отнюдь не бесплатно - чтобы дать должное количество кислорода надо весьма большие воздухозаборники иметь. Естественно, регулируемые в широком диапазоне и, в общем, пошло-поехало - ГПВРД на твердом топливе ничем не лучше ГПВРД на жидком, а может и хуже. Та же самая проблема сверхзвукового горения. В общем эта экономия в тех вопросах, которые касаются полетов в космос или "почти космос" оказывается кажущейся.

У того же Гнома стартовая масса была 30т при дальности в 11000.Это в 60-е то годы!

Ну и делов-то. Вопрос не в стартовой массе а в массе боевой части. А твердотопливный двигатель с атмосферным окислителем имеет массу проблем. В частности, попробуй подведи воздух ко всей поверхности горения. И многое другое. Эксперимент остался экспериментом.

Виталий
От KGI
К NV (01.08.2001 09:52:52)
Дата 01.08.2001 13:22:33

Re: Мне это...

>Естественно, регулируемые в широком диапазоне и, в общем, пошло-поехало - ГПВРД на твердом топливе ничем не лучше ГПВРД на жидком, а может и хуже. Та же самая проблема сверхзвукового горения.

А кто говорит про ГПВРД.Если речь идет о скоростях до 5-6М то, насколько я понимаю это СПВРД с дозвуковым горением.

>У того же Гнома стартовая масса была 30т при дальности в 11000.Это в 60-е то годы!

>Ну и делов-то. Вопрос не в стартовой массе а в массе боевой части.

Полагаю у Гнома была стандартная ЯБЧ.А вот стартовый вес намного меньше чем у той же РТ-2 - более чем в 1.5 раза.

> А твердотопливный двигатель с атмосферным окислителем имеет массу проблем. В частности, попробуй подведи воздух ко всей поверхности горения.

Насколько мне известно(а известно мне не много:) есть два подхода
1 твердотопливный ПВРД с обдувом трубчатого канала горения.Твердотопливный заряд представляет из-себя трубку,а поверхность горения - внутреняя поверхность этой трубки.В нее и дуют.При этом варианте действительно надо подводить воздух ко всей поверхности горения.
2. ПВРД с газогенератором и дожигом топлива.
Твердотопливный заряд,содержащий малое количество окислителя используется в качестве газогенератора.А его продукты(содержащие несгоревшее топливо) дожигаются в кислороде в спец.камере сгорания.И здесь как я понимаю проблема подвода воздуха остро не стоит.

С Уважением.
От NV
К KGI (01.08.2001 13:22:33)
Дата 01.08.2001 13:51:06

Начинают работать факторы масштаба


>>Естественно, регулируемые в широком диапазоне и, в общем, пошло-поехало - ГПВРД на твердом топливе ничем не лучше ГПВРД на жидком, а может и хуже. Та же самая проблема сверхзвукового горения.
>
>А кто говорит про ГПВРД.Если речь идет о скоростях до 5-6М то, насколько я понимаю это СПВРД с дозвуковым горением.

Это для баллистической ракеты довольно малый участок траектории и отнюдь не самый энергоемкий. Плотные слои атмосферы лучше проходить помедленнее чтобы зазря воздух не перемешивать :) а уж выше 30км начинается самая работа. И излишнее число ступеней тоже городить не хочется. С другой стороны есть еще современная тенденция как можно более сокращать активный участок, и тут тоже может оказаться более выгодным использовать обычный РДТТ с очень развитой поверхностью горения (шашки в виде спиралей) - тут уж не до подвода воздуха.

>>У того же Гнома стартовая масса была 30т при дальности в 11000.Это в 60-е то годы!
>
>>Ну и делов-то. Вопрос не в стартовой массе а в массе боевой части.
>
>Полагаю у Гнома была стандартная ЯБЧ.А вот стартовый вес намного меньше чем у той же РТ-2 - более чем в 1.5 раза.

Это были чисто опытные работы. Не вполне удачные.

>> А твердотопливный двигатель с атмосферным окислителем имеет массу проблем. В частности, попробуй подведи воздух ко всей поверхности горения.
>
>Насколько мне известно(а известно мне не много:) есть два подхода
>1 твердотопливный ПВРД с обдувом трубчатого канала горения.Твердотопливный заряд представляет из-себя трубку,а поверхность горения - внутреняя поверхность этой трубки.В нее и дуют.При этом варианте действительно надо подводить воздух ко всей поверхности горения.
>2. ПВРД с газогенератором и дожигом топлива.
>Твердотопливный заряд,содержащий малое количество окислителя используется в качестве газогенератора.А его продукты(содержащие несгоревшее топливо) дожигаются в кислороде в спец.камере сгорания.И здесь как я понимаю проблема подвода воздуха остро не стоит.

Схем есть масса. Например действительно с газогенератором - но там все-таки используется обычный жидкий окислитель. Не накачаешь так просто в камеру сгорания атмосферный воздух. Бак с кислородом оказывается легче всего этого добра.

А вообще прямоточный РДТТ может быть выгоден - но до определенных масштабов. Скажем, на ракете массой 500кг - 1000кг да, там можно решить и проблему заборников, и проблему горения. А вот если 50тонн - то это совсем другой уже разговор.

Виталий
От KGI
К NV (01.08.2001 13:51:06)
Дата 01.08.2001 18:46:40

Кстати

Такой вот отклик:

http://web.referent.ru:2008/nvs/forum/0/co/BD316203/699

И действительно,если все так,как пишут - ПВРД в последней ступени,то получаем аппарат как бы со смешанной траекторией.БР с дальность 6000 например,а остальные 5000 третья ступень с ПВРД.Экономия будет очень значительная - это же не 30км на активном участке.Причем если там действительно сверхзвуковое горение ,то скорость самого аппарата должна быть много больше 5М.

С Уважением.
От NV
К KGI (01.08.2001 18:46:40)
Дата 01.08.2001 18:56:26

Что ж, подождем достоверных сведений

к авиасалону что-нибудь будет.

Виталий