Aist Wrote:
А зачем его прятать?... Я и начальное не прячу. Если у меня высшее, то теперь что, подобно многим НАСАфилам, мне арифметику в игнор отправить и лженаукой объявить?
К Вашему начальному - замечаний нет. А вот высшее - таки "средненькое" (это чтобы не путали со средним).
Но это всё фигня. Мы оба знаем, что наши знания в области ракетно-космической техники основаны, главным образом, на умении пользоваться поисковиками. Образование к этому имеет косвенное отношение. Разница между нами только в том, что я ищу факты, а Вы их опровержения. Зря - позиция заведомо проигрышная.
Aist Wrote:
Ну конечно, недостатки карьерных самосвалов, вовсе не являются препятствием их использования в качестве городских такси, или развозчиков пиццы, например. Правда, тут серьёзным препятствием является неведомый НАСАфилам здравый смысл.
Если опираться на здравый смысл, то в голову не придёт подменять качественные различия количественными. Карьерный самосвал не годиться для развозки пиццы по размерам (как следствие - экономичности). При сравнении ТТРД и ЖРД одинаковых параметров, более уместна аналогия с дизельным и карбюраторным двигателями. Ну или с электромоторами. Против развозчиков пиццы с дизелем возражений нет?
Aist Wrote:
конечено, конечно... Только тяга!!! Высокий удельный импульс первым ступеням и бустерам нафиг не нужен.
Да не утрируйте. Нужен. Но тяга - важнее. И Вы это знаете. Только "вовремя" (и думаю, только на время) "забыли" это.
Aist Wrote:
Под этим подразумевается невозможность изменения режима работы ТТРД, вплоть до его полного отключения.
Да, полное "отключение" возможно только путём отстрела бустера или ступени. А разве это нереально? Про изменение режима работы (да какого "режима", проще и правильнее - тяги) я ранее упоминал.
Aist Wrote:
Vister Wrote:
Aist Wrote:
сильные вибрации
Вполне преодолимо, тем более, что этот недостаток присущ и ЖРД большой тяги.
Осчастливьте сим эпохальным открытием конструкторов Ареса, а то они, лохи, не знают, что всё так просто.
Это Вы не знаете, как решается эта проблема. А конструкторы "Ареса" - знали. Было предложено два варианта:
- "двухплоскостной изолятор" (dual-plane isolator) - пружинные проставки между первой и второй ступенями РН и между второй ступенью и КК;
- "жидко-кислородный" демпфер (LOX damper) - для компенсации вибраций используется инертность массы кислорода в баке окислителя второй ступени РН.
Второй вариант дешевле и на стендовых испытаниях дал уменьшение вибраций в два-три раза.
Aist Wrote:
Vister Wrote:
Надёжность - крайне высокая, вследствие простоты конструкции, главная причина перехода на твердотопливные МБР и БРПЛ. Это и позволяет смириться с невозможностью неразрушающих испытаний.
А сие, не менее эпохальное открытие, сообщите родственникам и друзьям экипажа "Челленджера".
Если речь идёт о "неустранимых
принципиальных" недостатках ТТРД, то не стоит апеллировать к эмоциям потерпевших при катастрофе
одного из вариантов конструктивной реализации. Да ещё и при нарушении эксплуатационных норм. ТТРД не обязательно должен быть секционным. Если секционный - может быть другой вариант соединения секций. Если вариант тот же - может быть установлено не 2, а 3 уплотнителя т.д. И уж точно - не надо выходить за пределы допустимых параметров внешних условий. Но и существующая конструкция доказала свою исключительную надёжность. Только одна авария при 270 отработавших ускорителях. При этом, только 4 из них не были восстановлены для повторного использования.
Aist Wrote:
Vister Wrote:
Несущественно для первых ступеней. Да и разница УИ SRB (242 с) и, скажем, РД-107 (256 с), тоже не особо напрягает.
Ы-ы-ы-...
Ну это к skroznik-у, с его ненаглядным водородом, он Вам быстро мозги прочистит по части удельного импульса...
Не прочистит. В приведённом примере разница составляет 5%. А разница УИ керосинок и водородников (для движков той же "Энергии") - 13-26%. Почувствуйте эту разницу.
Aist Wrote:
в ТТРД, и горючее и окислитель находятся вместе, причём очень хорошо промеж собой перемешаны. При нормальной работе, всё это горит, но не исключена и детонация, со всеми очень грустными вытекающими. Что-то вроде дымного пороха, детонацию которого вызвать сложно, но можно, а бывает вообще всякое...
Да не надо про "бывает всякое"... При каких условиях возможна детонация СТТ? Если отбросить безумные фантазии...
Aist Wrote:
А это тоже связано с тем, что топливо ТТРД представляет из себя смесь веществ способных промеж собой реагировать, причем весьма бурно. В процессе его работы это происходит быстро. Но и при хранении, несмотря на все ухищрения, сей процесс медленно и ползуче, но идёт. Соответственно, характеристики того топлива плывут. Причём, не всегда в сторону повышения его безопасности. Впрочем, это актуально только при длительном хранении, как для тех же МБР и прочих военных ракет. Для космоса, естественно, топливо будет использоваться свежее.
Бла-бла-бла... и в результате - "это актуально только при длительном хранении"... К чему тогда умствовать? И, кстати, гарантийный срок хранения, скажем, ракеты комплекса С-300 - 10 лет, без ТО. У твердотопливных БР - ещё больше, но там их приходится периодически снимать с хранения или дежурства по срокам ТО БЧ.
Aist Wrote:
Для Вас новость, что скорость (в частности) горения разных веществ зависит от их температуры?
Не новость. Вы приведите эту зависимость для СТТ. Станет ясно, насколько это существенно.
Aist Wrote:
Vister Wrote:
"Огласите, пжлст, весь список"©
А чё, вышеизложенного мало?... Ну Вы же похвалялись как легко находите всё в интернетах.
Не врите. Я не похвалялся. Здесь нет повода для гордости. Это нормально для любого грамотного человека. И я понимаю, почему Вы не хотите приводить другие примеры недостатков ТТРД. А вышеизложенного - мало. По той причине, что не показан ни один "
неустранимый принципиальный" недостаток ТТРД, препятствующий их использованию в космических ракетах.
Aist Wrote:
Vister Wrote:
Aist Wrote:
Кстати, насколько я помню, использование ТТРД для пилотируемых полётов у нас вообще запрещено
Aist, Вы вспомните, пожалуйста, источник Вашего знания. А то, как-то... ... ...
Да точно не помню, кто-то из наших генконструкторов, кажется, где-то писал. Искать лениво. Хотите верьте, хотите нет...
Опять врёте. Вы искали. Не поленились. Но - не нашли. И не могли найти потому, что ляпнули глупость. Запрещено использование
несертифицированных двигателей. Причём - любых. Сертифицируйте ТТРД для пилотируемых полётов - и никто не сможет их запретить.
Aist Wrote:
А из того, что помню:
Quote:
К этому же - специфика нашего космодрома - широкий диапазон сезонных температур в Казахстане (от 40° мороза до 50° жары), которые, если не умалять цель получения высокого конструктивного совершенства, требовали применения наземных стартовых средств термостатирования заряда двигателя. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе "Энергия".
Это не из того, что помните. Это из того, что смогли найти. Ну и, как водится, безжалостно покромсали текст Губанова. Вот более полная цитата:
"Оценку возможности создания маршевого твердотопливного двигателя первой ступени вело КБ ПО "Искра", главный конструктор Лев Николаевич Лавров. Его мы хорошо знали по совместным разработкам боевых твердотопливных ракет. КБ отличалось смелостью решений, новизной, прогрессивностью. Выданное нами техническое задание на проработку двигателя первой ступени было необычным для этого КБ по многим параметрам. Однако Лев Николаевич воспринял эту работу как лично необходимую, с желанием действительно помочь делу. По результатам проработки были выпущены предварительные материалы объемом с хороший предэскизный проект.
Облик этого уникального твердотопливного двигателя составляли следующие характеристики:
- максимальный габаритный диаметр - 3,6 м;
- длина-44,92 м;
- степень расширения сопла - 2,8;
- масса конструкции - 60 т;
- масса топлива - 460 т;
- масса снаряженного двигателя - 520 т;
- коэффициент весового совершенства - 0,3;
- время работы на установившемся режиме активного участка полета - 124 с;
- полное время работы - 138 с;
- максимальное давление в камере сгорания - 68 атмосфер;
- удельный импульс тяга - 263 с;
- средняя тяга -1050 т.
На основе предварительного анализа была принята следующая конструктивная схема двигателя: семисекционный, односопловый, управляемый, с двумя несоосно расположенными узлами силовой связи, с центральным блоком и с верхним и нижним шпангоутами для стыковки носового обтекателя и хвостового отсека ступени.
В качестве конструкционные материалов для корпуса двигателя рассматривались высокопрочные стали и конструкционные пластики. По состоянию отечественной производственной базы, перспективы ее развития, с учетом обеспечения минимальной массы конструкции был принят стеклопластиковый вариант: в основе жгут РВМН и связующее ЭДТ-10.
Для обеспечения энерго-массовых характеристик двигателя планировалось применить смесевое твердое топливо с высоким удельным весом, которое способно сохранять высокий уровень эластичности при низких температурах. Рассматривались составы КД 11/18 и Т9-БК-8/Э. Топливо КД 11/18 ранее проходило лишь опытную отработку и до этого времени не применялось.
В проектных материалах была показана принципиальная возможность создания маршевого твердотопливного двигателя одноразового использования для первой ступени ракеты-носителя "Энергия". Двигатель по своим основным характеристикам не уступал двигателям "Спейс Шаттла". С учетом состояния сырьевой, производственной и технологической базы в стране корпуса двигателей стали изготавливать из стеклопластика в секционном исполнении. При этом концевые секции предполагалось выполнять методом спирально-кольцевой намотки по схеме "полукокон", остальные секции - методом продольно-поперечной намотки.
Проведена была оценка разнотяговости пакета двигателей на всех режимах работы. Было установлено, что при параллельном изготовлении одноименных секций зарядов двигателей, входящих в пакет, разнотяговость и разновременность окончания работы двигателей значительно уменьшается. Однако реализация параллельного заполнения секций требует значительных капиталовложений.
Для дальнейшей разработки твердотопливного двигателя предстояло решить следующие вопросы:
- принятие обоснованных требований к величинам управляющих усилий;
- уточнение характеристик двигателя с учетом аэродинамического и термосилового нагружения;
- определение возможности и целесообразности введения системы термостатирования двигателей в диапазоне температур от нуля до +50 °С.
Двигатель мог быть создан при успешном решении следующих технологических вопросов:
- создание высокопроизводительного специального оборудования для изготовления секций корпусов диаметром 3,6 м методом намотки;
- создание технологии и оборудования для изготовления неметаллических деталей диаметром до 3,5 м соплового блока;
- разработка легких конструкций оправок для намотки секций корпуса;
- разработка рациональной технологии сборки и испытаний снаряженного двигателя;
- разработка углерод-углеродного композиционного материала для критического вкладыша соплового блока;
- организация на предприятиях нефтехимпрома изготовления вакуумных мешков диаметром до 4 и длиной до 8 м.
Для реализации принятых технических решений и обеспечения основных характеристик двигателя необходимо было проведение большого объема научно-исследовательских и экспериментальных работ и организационных мероприятий, направленных на производство зарядов из топлива КД 11/18 с массой секций до 80 т, создание производства по изготовлению корпусов диаметром до 3,6 м из пластика, создание крупногабаритного поворотного управляющего сопла, создание специального подъемно-транспортного оборудования и обеспечение проведения огневых испытаний мощных двигателей с тягой до 1350 т.
Могли быть реализованы следующие сроки разработки:
- изготовление первого модельного двигателя - через 2 года;
- изготовление первого макетного двигателя - через 4,5 года;
- проведение первого огневого испытания - через 6 лет;
- поставка первого комплекта двигателей на летные испытания - через 8 лет.
Основную сложность в освоении такого твердотопливного двигателя вносили его габариты и масса, которые промышленностью страны по всей технологической цепочке не были освоены. Необходимо было оснащаться вновь. К этому же - специфика нашего космодрома - широкий диапазон сезонных температур в Казахстане (от 40° мороза до 50° жары), которые, если не умалять цель получения высокого конструктивного совершенства, требовали применения наземных стартовых средств термостатирования заряда двигателя. Все это усложняло применение твердотопливных первых ступеней в ракетной системе "Энергия".
Следует напомнить, что проработки таких вариантов велись исходя из предпосылок, что создание такого двигателя, как РД-170, зайдет в тупик. В других условиях замена жидкостной ступени на твердотопливную нерациональна по энергетическим качествам и безопасности в полете Об этом особо...
Проведенная в совокупности работа приводила к выводу, что "на переправе коней не меняют". А если конкретнее, то необходимо вновь вернуться к началу разработок. Двигатель РД-170 разрабатывался в своей размерности не по прихоти, а по необходимости, надежности системы. Это было принципиально. В.П.Глушко выстоял в споре и оказался прав. Любое лучшее - враг хорошего Мы доложили: если хотим иметь систему, то следует ее доводить, если же хотим иметь что-то более совершенное, то оно может быть и есть, но это "есть" не нашего времени. Впереди была большая работа... Мы не пошли на коренные изменения: "лучшее - враг хорошего". Это был поворотный момент в создании ракеты-носителя "Энергия"."
Почему Вы дёрнули именно тот фрагмент - понятно. Цитировать то, что созданию ТТУ для "Энергии" препятствовали технологические причины и нежелание начинать всё сначала - Вам просто противопоказано.
). Ну и как, заменили Вам поисковики образование?... 
