Крылатая ракета с ЯЭУ

[Hrono]

Иван Моисеев пишет:
Путин заявил о миссии на Марс в 2019 году
 https://rg.ru/2018/03/15/putin-zaiavil-o-missii-na-mars-v-2019-godu.html

 Это не миссия на Марс, это миссия в сторону Марса.

Россия в 2019 году запустит миссию в сторону Марса. Также в планах - высадки на полюса Луны. Об этом рассказал президент в фильме Андрея Кондрашова, который выложен в соцсетях.

[Юрий Темников]

Интересно,почему никто не рассматривал в качестве второго контура "тепловые трубы?

[Иван Моисеев]

Hrono пишет:

Иван Моисеев пишет:
Путин заявил о миссии на Марс в 2019 году
 https://rg.ru/2018/03/15/putin-zaiavil-o-missii-na-mars-v-2019-godu.html

Это не миссия на Марс, это миссия в сторону Марса.

Россия в 2019 году запустит миссию в сторону Марса. Также в планах - высадки на полюса Луны. Об этом рассказал президент в фильме Андрея Кондрашова, который выложен в соцсетях.

Интересно, что ВВП собирается посылать на Марс/к Марсу? Команду угонщиков за масковской Тесла?

[Hrono]

Иван Моисеев пишет:
Интересно, что ВВП собирается посылать на Марс/к Марсу? Команду угонщиков за масковской Тесла?

 Просто-напросто речь шла про "ЭкзоМарс", который, правда, полетит в 2020-м году.

[Odin]

 Иван Моисеев пишет:  "на краю пропасти"

Мышь стала царицей зверей, перелетев пропасть, и говорит: " - а во-вторых -кто меня под зад пнул?"

[Hrono]

В общем, что именно сказал ВВВП никому не ведомо, фильм смонтирован так, что непонятно даже к чему относится 2019-й год. Надо сделать выговор режиссёру за скверное изложение Первоисточника.
 
https://vk.com/video-98331381_456239217

[Иван Моисеев]

Hrono пишет:

Иван Моисеев пишет:
Интересно, что ВВП собирается посылать на Марс/к Марсу? Команду угонщиков за масковской Тесла?

Просто-напросто речь шла про "ЭкзоМарс", который, правда, полетит в 2020-м году.

- Что, Волгу прикупили?
- Нет, два туза на мизере.

[dmdimon]

Hrono пишет:

dmdimon пишет:
это все верно, но КР летит на постоянной скорости, т.е. при постоянном потоке. Выход на стартовую скорость обеспечивается стартовым ускорителем. Проблемы нет.

Совершенно верно, эта КР должна будет лететь при совершенно одинаковом режиме двигателя. Не знаю как вам, а мне кажется, что это будет слегка неудобно.

Да вроде КР всегда таки и летают, на постоянной скорости. Все довольны.

dmdimon пишет:
почему нет? предельное лобовое сопростиление - ситуация, когда воздух через двигатель вообще не идет. И оно весьма невелико и считается достаточно просто для карандаша на 0,8-0,9 М.

Я говорю даже не про лобовое сопротивление самого аппарата, а про лобовое сопротивление собственно двигателя. То, что двигатель создаёт какую-то тягу не означает, что она компенсирует его же лобовое сопротивление.

тяга штатного двигателя Х-101 всего 450 кг. Учитывая, что гипотетическая вундервафля не нуждается в топливных баках - освобождается огромный внутренний объём, позволяющий, в частности, создать развитой протяженный теплообменник при необходимости. По теплообмену, который вам так не нравится - в открытой информации есть данные по воздушному (точнее газовому) охлаждению турбин ГЭС например, там спокойно отводятся мегаватты при градиенте температур около сотни градусов. Вы преувеличиваете проблему.

[dmdimon]

Hrono пишет:
Молярная теплоёмкость у гелия наверно выше, чем у натрия, вот только моль его имеет массу 4, а уж что до сравнительной теплопроводности газа и металла, так вообще говорить не о чем.

Это не играет никакой роли, т.к. у нас теплообмен идет через принудительную прокачку теплоносителя, а возможная скорость прокачки газовой смеси и расплавленного натрия(например) отличается на порядки. Ну и как-бы с расплавленным натрием и газовой смесью весьма разнится по технологической трудоемкости. Почему на АПЛ не газовый первый контур - понятия не имею, просто имейте в виду, что ваша аргументация в таком виде необоснована. Не мой профиль, вообще говоря, но диплом краем по теплообмену проходил )

[dmdimon]

Иван Моисеев пишет:
Путин заявил о миссии на Марс в 2019 году
  https://rg.ru/2018/03/15/putin-zaiavil-o-missii-na-mars-v-2019-godu.html

Иван, вы когда в дальнейшем себя будете цитировать как авторитетный источник, не забывайте, что и ТАКОЙ источник может соврать ошибиться, ок? А еще лучше - избегайте практики отсылки к своим "трудам" как к первоисточнику.

Поясню, а то сделаете вид, что не поняли - ЗДЕСЬ вы цитируете не себя, зато показываете свой уровень "анализа" и "отбора" первоисточников - и, соответственно, качества исторгаемых вами откровений. Поэтому ваше любимое автоцитирование - отнюдь не есть ссылка на авторитетные и/или достоверные источники. Имейте это в виду при следующей отсылке оппонента к вашим трудам.

[Hrono]

dmdimon пишет:

Hrono пишет:
Молярная теплоёмкость у гелия наверно выше, чем у натрия, вот только моль его имеет массу 4, а уж что до сравнительной теплопроводности газа и металла, так вообще говорить не о чем.

Это не играет никакой роли, т.к. у нас теплообмен идет через принудительную прокачку теплоносителя, а возможная скорость прокачки газовой смеси и расплавленного натрия(например) отличается на порядки.

 Вы это о чём, опять о том, что газ качать легче, чем металл? Вам нужно прокачать определённую массу теплоносителя, по-вашему, прокачать килограмм газа легче, чем килограмм расплавленного металла?

dmdimon пишет:
Ну и как-бы с расплавленным натрием и газовой смесью весьма разнится по технологической трудоемкости.

 Вы думаете, что проще будет использовать в качестве теплоносителя горячий гелий, который будет утекать через всё на свете?

dmdimon пишет:
Почему на АПЛ не газовый первый контур - понятия не имею, просто имейте в виду, что ваша аргументация в таком виде необоснована. Не мой профиль, вообще говоря, но диплом краем по теплообмену проходил )

 Потому что АПЛ делали не свихнувшиеся на милитаризме обыватели-технозадроты, а нормальные специалисты. Зачем газовый носитель в космосе понять можно, а вот зачем он для крылатой ракеты понять невозможно совершенно.

[Hrono]

dmdimon пишет:
По теплообмену, который вам так не нравится - в открытой информации есть данные по воздушному (точнее газовому) охлаждению турбин ГЭС например, там спокойно отводятся мегаватты при градиенте температур около сотни градусов. Вы преувеличиваете проблему.

 Вы решаете не задачу охлаждение чего-то потоком воздуха, а задачу быстрого нагрева большого количества воздуха чем-то. Для эффективного охлаждения достаточно создать большой поток воздуха, но если вы нагреваете этот воздух, то он при тех же условиях будет уходить недостаточно нагретым, поскольку наиболее эффективный унос тепла будет при холодном хладагенте.
 Поняли в чём проблема? Чтобы воздух сильно нагрелся его надо греть долго, а если вы его греете долго он или медленно движется или у вас протяженный теплообменник, который создает большое сопротивление потоку воздуха.

[dmdimon]

Hrono пишет:
Вы думаете, что проще будет использовать в качестве теплоносителя горячий гелий, который будет утекать через всё на свете?

Вообще-то говорилось про гелий-ксенон. Я не обсуждаю состав смеси - просто некомпетентен, мне, например, непонятно - зачем там гелий.

[dmdimon]

Hrono пишет:  Вам нужно прокачать определённую массу теплоносителя

вы в принципе неправы. Вам нужно передать из одного объема в другой определенное количество тепла за единицу времени, а вовсе не прокачать теплоноситель. При этом критерием в том числе являются масса, габариты, энергопотребление и надежность конструкции.

Насчет сложностей теплоотдачи - в тех системах, которые я привел в пример, широко используется ВОДОРОД как теплоноситель в замкнутом контуре небольшого объёма. Реально, сечение охлаждающих каналов весьма невелико. При этом температурный градиент составляет, повторюсь, всего около СТА градусов. На другом конце - охлаждение естественной конвекцией. рассеиваются единицы мегаватт. Это массовое раельное решение.

[korund]

Старый пишет:

korund пишет:
Поскольку КР одноразовая то вопрос цены двигателя принципиальный, то что сделать можно - это было ясно еще в 60-тых А вот как сделать чтобы было дешево и не сильно фонило вот это вопрос.

То что фонит это даже хорошо. В случае чего этот фон добавит свою лепту в неприемлемый ущерб.

Фонить будет еще на своей територии.
А неприемлемого ущерба, как такового не существует поскольку предсказать что будет при ядерном конфликте довольно сложно. По большому счету американская мафиозная структура - это своего рода исламский экстремист осознавший что он никогда не станет тем кем хочет быть: богатым и влиятельным и тогда он тупо берет в руки оружие и идет валить как можно больше неверных. Так и тут как только у амеровской мафиозной структуры ситуация выходит из под контроля: Страна донор перестает платить дань или начинает другими методами противодействовать что как правило отражается на внутренних проблемах. Тут то они и начинают нагнетать истерию о возможной ядерной войне и прочих неприятностях. В момент всеобщей истерии понятие неприемлимый ущерб сильно расплывчато. А как только больной получит дозу так сразу успокаивается до следующего раза. 

[Старый]

Hrono пишет: 

dmdimon пишет:
Почему на АПЛ не газовый первый контур - понятия не имею, просто имейте в виду, что ваша аргументация в таком виде необоснована. Не мой профиль, вообще говоря, но диплом краем по теплообмену проходил )

Потому что АПЛ делали не свихнувшиеся на милитаризме обыватели-технозадроты, а нормальные специалисты. 

Потому что на АПЛ не воздушно-реактивный двигатель. 
Но это слишком сложно, проще разоблачать тупых милитаристов-технозадротов.  

Зачем газовый носитель в космосе понять можно, а вот зачем он для крылатой ракеты понять невозможно совершенно.

Не находишь что если ты чтото не способен понять то это чисто твоя проблема?

[dmdimon]

Hrono пишет:
Чтобы воздух сильно нагрелся его надо греть долго,

Это просто неверно.
поясняю
При вынужденной конвекции (наш случай) величины коэффициента теплоотдачи для воздуха общеприняты в пределах 10 - 200  (Вт/м2К)

соответственно, по формуле Ньютона-Рихмана, исходя из температуры стенки 1000 К, охлаждающего воздуха 300 К и отводимой мощности 1 МВт получаем:

1000000 = (10...200)*(1000-300)*S, где S - площадь теплообменника.
Что дает нам площадь теплообменника от 143 до 7,15 м2
надо понимать, что коэффициент 10, дающий 143 квадрата - это легкий обдув, а 200, дающий 7,15 квадрата - это все-таки вентиляторный обдув, а не поток внутри ТРД. То-есть очевидно, что для такой интенсивности потока, которая ожидается, теплоотдача будет выше.
Понятно, что в идеальном случае у нас в конце теплообменника теплопередачи не будет вообще, т.к. его температура будет равна температуре воздушного потока - т.е. в идеале теплоотдача как-бы вдвое хуже. Что мы имеем в результате?
Для передачи в воздух мегаватта ЗАВЕДОМО, С БОЛЬШИМ ЗАПАСОМ хватит периметра оребрения15 метров (в поперечном сечении) при продольной длине теплообменника в 1 (один) метр. Уже не вижу особых проблем.

Если учесть то, что я писал выше о замене топливного бака на теплообменник, получим, например, метра три легко. Т.е. потребный периметр 5 метров. При диаметре корпуса 0.75 метра спокойно можно рассчитывать на использование радиальных ребер в 0,25 м, тающих 0,5 м периметра на ребро, т.е. это 10 продольных ребер толщиной от пусть сантиматра в основании до миллиметра в вершине, по 25 см высотой. площадь пакета в поперечном сечении грубо - 10*0,25*0,005 = 0,0125 м2 при площади трубы, в которой они размещены пусть 3,14*0,6*0,6 = 1,13 м2
итого теплообменник (тупо труба с внутренним оребрением в виде тонких плоских продольных ребер) занимает 1,1 % площади поперечного сечения для длины камеры 3 метра. Сокращаем длину камеры до метра и получаем 3,3%. Сокращаем длину камеры до полуметра и получаем 6,6% Это все - без учета теплоотдачи собственно с внешней трубы

Вы считаете, что такой теплообменник способен сколь-нибудь существенно затормозить ламинарный дозвуковой поток?

Напомню - весь расчет сделан с большими запасами ВЕЗДЕ на мегаватт мощности. В реальном изделии, если таковое существует, температура нагревателя озвучена выше на 200 градусов. Оребрение будет эквитемпературным. При грамотном обсчете продольный градиент теплоотдачи не снизит ее вдвое и так далее и тому подобное. Да и мощность в мегаватт не нужна. Вот такие дела.

[Старый]

Интересно каков секундный расход воздуха через внутренний контур ТРДД-50? 
У аналога - F107 тяга 300 кг, секундный расход 6 кг/с. Степень двухконтурности - 1. То есть через внутренний контур проходит 3 кг воздуха в секунду. Где узнать температуру газа перед турбиной? 

[Odin]

dmdimon пишет: Вы считаете, что такой теплообменник способен сколь-нибудь существенно
затормозить ламинарный дозвуковой поток?

Где-где поток ламинарный?

[Leonar]

Старый пишет:

Leonar пишет:
чтоб можно было отработать движитель отдельно, печку отдельно

Это как это?
И вобще - что мешает реактор отрабатывать продувая на стенде воздухом а движитель грея воздух тэнами?

и чтоб воздух из активной зоны не поподал в атмосферу( фонить ведь будет)

Не будет. На худой конец на стенде воздух после реактора можно пропускать сквозь фильтры.
Дополнительный контур - слишком большая плата за удобство отработки.

ну допустим
реактор с этим теплоносителем отрабатывается на стенде, о строительстве которого заявлялось в 15году
кр делается в полном объеме, но на испытаниях тот теплоноситель греет не реактор а массогабаритный аккумуляторная липездрическая печка
ну и фиг с ней, что пролетит не так много, зато мы отработаем изделие
а на боевое изделие просто будут ставить уже отработанный на стенде "котел"

да не факт, что с воздухом в качестве теплоносителя ядерный реактор будет легче чем с дополнительным контуром и теплообменником

к тому же возможен вариант движителя, где вентилятор компрессора будет приводиться от турбины в первом контуре, а потом теплоноситель в теплообменнике будет доохлаждаться и подогревать воздух в как бы "форсажной" камере врд
тут мы откажемся от воздушной турбины и по идее кпд должен быть выше