Category: авиация

Category was added automatically. Read all entries about "авиация".

тайконавт

Прототипы посылок на лунную стройплощадку: Бетонобойные бомбы

Первая бетонобойная (проникающая) бомба GBU-28 была сброшена с самолета F-111 на пустынном полигоне в США. Бомба ушла в грунт на глубину в 30 метров – с этой глубины ее даже решили не выкапывать. Еще 2 дня спустя бомбу разогнали на реактивной рельсовой тележке и выстрелили по вертикально стоящей стопке из железобетонных плит. В итоге бомба пробила все плиты и пролетела еще 400 метров.


23 февраля 1991 года 2 тактических истребителя F-111 применили бомбы по боевой цели – подземному бункеру. Одна из бомб попала точно в цель, не оставив на поверхности никаких видимых следов повреждения. Однако бункер был поражен и уничтожен.

тайконавт

МРКС-1: реанимация, реинкарнация или очковтирательство? (5)

Оригинал взят у asv_k в МРКС-1: реанимация, реинкарнация или очковтирательство? (5)


Проект "46" В.М. Мясищева, 1959 г.

Итак, работа по МРКС-1 в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева была прекращена, занимавшиеся ею структуры расформированы (или переформированы, с полной сменой сферы деятельности), люди уволены. Калиновскому было всё равно, новый зам. генерального по НИОКР и производству, когда-то - сам генеральный, А.А. Медведев, имел особое мнение, но не имел средств его реализовать, "сверху" защитников МРКС (к сожалению, предсказуемо) не нашлось.
Вопрос закрыт, тема ушла в историю.
Но...

Collapse )
Поэтому я так полагаю, что продолжение... последует.
тайконавт

Справочная инфо по ресурсу ТРД для тех, кто собирается строить многоразовые ракетопланы

«Когда двигатели Jumo были отлажены до конца, Me 262 обрел блестящие технические характеристики. Но ранние образцы машины страдали низкой надежностью и редко выдерживали десятичасовой срок эксплуатации, после которого производилась [312] смена двигателя. Тому имелось несколько причин, и главная в том, что использовавшиеся в отдельных частях конструкции двигателя сплавы, созданные на основе обычной стали, не выдерживали бешеных нагрузок. Одной из таких критических зон были лопатки компрессора, которые работали при температурах свыше 700°С и одновременно подвергались напряжениям на растяжение мощностью свыше 2,5 тонны на квадратный сантиметр из-за огромных центробежных сил. При этих условиях лопатки начинали "ползти", металл деформировался, а сами лопатки постепенно удлиннялись. Когда растяжение лопатки доходило до определенных пределов, двигатель требовалось менять.

Чтобы превратить турбореактивный двигатель в надежное изделие, требовалось применить для изготовления турбинных лопаток новые, более совершенные сплавы. Металлурги лабораторий "Крупп АГ" в Эссене разработали на основе стали и никеля ряд новых жаростойких материалов. Для всех подобных сплавов необходимыми являлись два существенно важных компонента — никель и хром

Благодаря этим сплавам и постоянным конструктивным улучшениям, рабочий ресурс Jumo 004 на протяжении 1943 года постоянно рос. К концу апреля с прежних 10 часов он поднялся до 25 часов, а к концу сентября 1943 года достиг 60 часов работы. Эти улучшения позволили окончательно принять проект, и двигатель 004 поступил в серийное производство

К началу 1944 года срок службы двигателя Jumo 004 до его замены достиг 100 часов».


Collapse )

«В эксплуатации РД-3М и РД-3М-500 ряд лет находились параллельно. Проводилась большая работа по увеличению их ресурса, в результате чего он достиг 2000 часов - гарантийный ресурс до первого ремонта, и 4500 часов - общетехнический ресурс с несколькими ремонтами. В советском двигателестроении это было значительным достижением:  лишь единичные типы двигателей имели подобный ресурс».

«РД-1700 - двухвальный двухконтурный реактивный двигатель (ТРДД). Предполагаемый ресурс деталей "горячей" части газовоздушного тракта при проведении плановых ТО и ремонтов оценивается в 4000 часов, общий ресурс двигателя в 6000 часов».


«АЛ-31Ф. Базовый вариант двигателя используется на истребителях Су-27 и его модификациях. Температура газов перед турбиной 1665 К. Первоначально назначенный ресурс серийных АЛ-31Ф составлял всего 100 часов, при требовании ВВС в 300 часов, но затем со временем он был доведён до 1500 часов. Межремонтный ресурс на максимальных режимах работы составлял от 5 до 15 часов. Максимальное количество циклов запуска (TAC) 300. Двигатели АЛ-31 производит предприятие УМПО».


«Самолетные двигатели, выработавшие ресурс, стали использовать на компрессорных станциях газопроводов и в электростанциях, питающих насосы нефтепроводов. Сейчас стала актуальной задача создать для этих нужд специальные двигатели, которые работали бы при гораздо меньших температурах и давлении рабочего газа, но гораздо дольше. Если ресурс авиационного двигателя порядка 500 часов, то турбины на нефтегазопроводе должны работать 20-50 тыс. часов».

Отсебятина: вот и получается, что моё генеральное направление в обеспечении длительной работы ЖРД - это верное направление. Идите "други" по указанному  пути и может быть догоните тех, кто раньше пропиталтся моими идеями :-) ЖРД на 50 тыс. часов быть!
тайконавт

Еще раз о ценообразовании для РН с «вечными» ракетными двигателями

Как мы ранее выяснили, так называемые «холодные» ракетные двигатели имеют ресурс работы не хуже чем авиационные турбореактивные двигатели. Реален ресурс более 10 тыс. часов. И в этом смысле, по сравнению с «горячими» короткоживущими собратьями на ракетах космического назначения, «холодные» двигатели являются поистине вечными.

В предыдущих статьях была рассмотрена модель РН с очень массивной конструкцией: масса баков, двигателей, тепловой защиты и прочих агрегатов равна массе топлива. Такое соотношение имеют некоторые самолеты. Понятно, что такого рода конструкцию не сложно сделать с необходимым запасом прочности, причем не из дорогих материалов. Следовательно, ее рабочий ресурс будет не хуже чем у самолетов.

Стоимость эксплуатации таких ракетных систем поэтому будет определяться стоимостью межполётного обслуживания и ценами на топливо. А обслуживать здесь почти нечего, т.к. ракета не имеет турбонасосных  агрегатов, двигатель с простейшим радиационным охлаждением, температура стенок камеры 1000-1300 К, монотопливо на основе пероксида водорода или гидразина отложений на стенках камеры не создает и прочая, прочая, прочая …

Сравним трехступенчатый РН «Протон-М» с трехступенчатой суборбитальной РН на монотопливе из гидразина с отношением Мт/Мк=4. Полезная нагрузка «Протона» 23 т при 705 т стартовой массы, т.е. доля груза равна 3,26% начальной массы. Полезная нагрузка суборбитальной РН на  гидразине в данном примере равна 29,14% (см. табл.4), что в 8,94 раза больше. Итак, нагрузка больше почти в 9 раз. Тогда, если удельные стартовые расходы равны, то цена запуска будет так же в 9 раз меньше. При цене запуска около 6000 долл./кг для РН «Протон» цена суборбитальной РН будет около 700 долл./кг. Хороший результат.

Однако, цена в 700 долларов – это цена для одноразовой суборбитальной РН, а у нас РН многоразовая – не зря такой запас на массу конструкции отвели. И какое же количество запусков выдержит наша РН при ресурсе в 10 тыс. часов? Если работа ЖРД в процессе запуска длится 1 минуту, то количество стартов равно 0,6 миллионам*. Большая цифра, не очень обычная для ракетчиков. Понятно, что на практике дело сведется к десяти тысячам стартов, но и это пока запредельная величина для типовых проектов многоразовых ракет. И при одной тысяче запусков доля амортизации РН упадет до ничтожной величины в цене доставки грузов на орбитальную накопительную станцию (коллектор). Таким образом, цена будет определятся в основном стоимостью межполетного обслуживания и стоимостью монотоплива. Но, для суборбитальной РН не требуются дорогие стартовые сооружения – она может запускаться из чистого поля и туда же приземлятся. Нет нужды в трудоёмких процедурах очистки и проверки двигателей. Заправка топливом не сложная - топливо высококипящее. А цена гидразина (и пероксида водорода тоже) на мировом рынке порядка 1 доллара за 1 кг. Так что, доставка сырья суборбитальными РН на орбитальную станцию-коллектор, при частых пусках может действительно упасть до нескольких баксов за кило. Маск нервно курит в сторонке…

Таблица по субРН-4

Collapse )

*) Если точно, то для трехступенчатой РН резерв пусков будет 1,8 млн., т.к. двигатели каждой ступени работают не 1 минуту, а только 20 секунд. Однако, перед запуском для увеличения срока службы двигатели придется прогревать, например, перед самым пуском при помощи банальной электроспирали в стенках камеры (источник энергии внешний).
тайконавт

Какими должны быть многоразовые суборбитальные РН, обеспечивающие поставки сырья в ОКА "Орбитрон"

Оценочные расчеты по суборбитальным РН многократного использования для заброса сырья в орбитальный коллектор на высоту 100-110 км.

Для упрощения, запас топлива на посадку пустого РН (Vхар=200-300 м/с) закладывается в массу конструкции РН. Однако, даже с этим посадочным запасом, масса конструкции, очевидно имеет отношение к массе топлива и массе груза как у авиационных летательных аппаратов. Большая часть РН может изготавливаться не из алюминиевых, титановых сплавов и композитов, а из стали. Хотя, при мягких условиях возвращения отработанных ступеней, можно использовать и те же авиационных сплавы и дорогие композиты - был бы экономический смысл.

Таблица по субРН-1

Вот, при таких параметрах, реально создать РН с ресурсом десять тысяч часов и почти нулевыми затратами на послеполетное обслуживание. При ценах на монотопливо в пределах 0,5-1 долл./кг стоимость заброса сырья в орбитальный коллектор стремится приблизится к стоимости израсходованного топлива. Мечта, а не ракета!

Collapse )

Продолжение темы по ЖРД с большим ресурсом.
*

Форсированные ТРД или холодные ЖРД в качестве стартовых бустеров?



Настойчивые предложения использовать ТРД в качестве стартовых бустеров (при сохранении вертикального старта), проистекают из желания получить многоразовый элемент космической транспортной системы. Для чего? Разумеется для удешевления запуска всяческих полезных грузов.  Если это не так, то пусть тогда автор проекта прояснит свою туманную мысль. Но, похоже, что мысль автора все, же правильно понята и каких либо возражений от него не последует.

А кто знает, почему авиационные ТРД имеют ресурс равный многим тысячам часов? Есть такие? Разумеется есть и они в большинстве, в отличие от некоторых. Озвучу их тайное знание – части ТРД имеют такой солидный ресурс, в отличие от типичных ракетных двигателей, потому, что их удельная мощность не столь высока, как у ракетных движков.

Если очень упрощенно, то рабочее тело в ТРД имеет температуру не более 1700-1800К, тогда как у ракетных двигателей детали конструкции надо защищать от воздействия потока газа с температурой больше в два и более раз. Причем при многократно большей плотности потока высокотемпературного газа, чем в ТРД.

Так почему же конструкторы ракет не понижают, параметры работы ракетных двигателей до авиационных? А потому, что законы земной природы не позволяют – двигатели с удельной мощностью ниже определенного порога просто не смогут вывести ракету на орбиту или если выведут ее в космос, то тогда без полезного груза.  А вот авиаконструкторам законы полета в атмосфере Земли не препятствовали снижению удельной мощности ТРД до технически и экономически оправданной величины.

Есть правда, одна уступка  со стороны природы – на первой ступени ракет космического назначения можно ставить двигатели с пониженной удельной мощностью. А раз так, то почему этой возможностью не пользуются радетели малозатратных средств доступа в космос?

Collapse )

Надеюсь, что теперь, становиться ясной бесперспективность идеи применения форсированных авиадвигателей в качестве бустеров РН космического назначения. Гораздо проще использовать бустеры с ЖРД пониженной мощности (холодные двигатели), например, на монотопливе из пероксида водорода или гидразина, либо на двухкомпонентном топливе, но с компонентами разбавленными водой (как спирт в V2), или другим нейтральным телом, что бы понизить температуру в камере сгорания. В этом случае в камере сгорания имеем температуру порядка 1000К и практически неограниченный ресурс работы двигателей.

Такие дела.  
-

Касательно продолжения темы «Через огненную купель к звездам (2)»



Немного затянул с написанием продолжения, но таковы жизненные обстоятельства. Скоро выдам текст, «потерпите». А пока, если есть еще «впередсмотрящие», подскажите, какой вариант названия выбрать для моего солнцелёта в меркуловской версии? КА летит сквозь фотосферу, разгоняется до 1 тыс. км/с и больше при помощи «космического воздушно-реактивного двигателя» Меркулова. Беспилотные КА в атмосфере Солнца (в фотосфере) реально разогнать до 10-30 тыс. км с использованием термоядерных реакций, которые возможны при скорости протекания солнечного водорода через прямоточный двигатель на скоростях свыше 600 км/с (это скорость КА в перигелии, при его отправке к Солнцу со стороны Юпитера в результате активного гравитационного маневра).

КА, летящий при разгоне вокруг Солнца в его атмосфере должен пользоваться крыльями или корпусом с аэродинамическим качеством, т.к. его скорость больше 1-й космической (618 км/с для Солнца). Такой корабль по сути дела есть самолет. Есть понятие космический самолёт. А как назвать космический самолет, разгоняющийся в солнечной атмосфере? Гелиоплан, солисплан (solis plano) или как-то иначе? Трансгелиоплан?

Кроме того, КА является родственником комет, семейство которых именуют скребущими Солнце (сангрейзеры - скребущие Солнце кометы). Так что имеется основание назвать его солисстриденс (solis stridens) или солисрейдер (solis radere). Можно использовать термин скруберстар, но он уже застолблён за КА-накопителем атмосферных веществ (Земли, планет и Солнца).

Если есть идеи, то не жмитесь как плюшкины, а поделитесь богатой думкой.


.
Collapse )

Начало здесь: http://alboros.livejournal.com/200505.html