Управляемое жидким кислородом горение твердого топлива в РД

[А24]

Предлагаю обсудить вопросы комбинированного горения твердого ракетного топлива в жидком кислороде, как дополнительном регуляторе, окислителе и охладителе.
Предположительно, такая схема РД\РН позволяет экономить существенные материально-технические затраты, паразитные массы агрегатов РН по причине меньшей напряженности конструкции баков ТТ (в сравнении, например, с водородным баком), стоимость и постоянные затраты на эксплуатацию и обеспечение надежности.
Управляемое горение ТТ дает прирост удельного КПД РД на его массу. Технологии жидкокислородного хранения в герметичной напряженной оболочке достаточно хорошо известны отечественной промышленности. Это обстоятельство, возможно, сделает задачу строительства ракето-носителя для ПН 20...40...60 т более реализуемой.

[m-s Gelezniak]

Кислород придётся подавать под давлением, превышающим давление внутри РТТД (гибридника). Чем его создать?

[Дем]

Это-то как раз не проблема. Успешных реализаций гибридников навалом.
Другое дело сама его идея, которая совмещает недостатки твёрдотопливника со сложностью криогенного жидкостника...

[Дмитрий В.]

Идея ГРД не нова. Но по сравнению с ЖРД он не дает выигрыша в энергетике, а по сравнению с РДТТ - сложнее.

[m-s Gelezniak]

Это-то как раз не проблема. Успешных реализаций гибридников навалом.
Другое дело сама его идея, которая совмещает недостатки твёрдотопливника со сложностью криогенного жидкостника...

На основе перекиси - да. Так как она кроме основного назначения (окислитель) может работать монотопливом для ГГ ТНА.
Со вторым согласен.

[Дмитрий В.]

Это-то как раз не проблема. Успешных реализаций гибридников навалом.
Другое дело сама его идея, которая совмещает недостатки твёрдотопливника со сложностью криогенного жидкостника...

На основе перекиси - да. Так как она кроме основного назначения (окислитель) может работать монотопливом для ГГ ТНА.
Со вторым согласен.

Ну, и на закиси азота тоже. говорят, в 1960-х в Казани испытывали гибридники ЖК- гидрид алюминия с неплохими результатами...

[m-s Gelezniak]

Для больших тяг данная схема не годится из-за сложности равномерной подачи окислителя по фронту горения, разве что использовать каналы (поры) внутри заряда.

[Дмитрий В.]

Для больших тяг данная схема не годится из-за сложности равномерной подачи окислителя по фронту горения, разве что использовать каналы (поры) внутри заряда.

А нельзя ли организовать "двухступенчатое" сжигание: газифицировать твердое топливо с избытком горючего, а потом уже смешивать с кислородом в камере сгорания? :roll:

[m-s Gelezniak]

А лопатки весь этот избыток горючего выдержат (ведь не водород и даже не сажа).

[Дмитрий В.]

А лопатки весь этот избыток горючего выдержат (ведь не водород и даже не сажа).

Какие лопатки? :shock:

[m-s Gelezniak]

Да решил что после певой супени процесса часть этого добра гонится через ТНА для создания давления окислителя :lol: . Закачать кислород чем то надо. Или вы предлогаете вытиснителльную схему или ещё один бак с компанентом для ТНА.

[Дмитрий В.]

Да решил что после певой супени процесса часть этого добра гонится через ТНА для создания давления окислителя :lol: . Закачать кислород чем то надо. Или вы предлогаете вытиснителльную схему или ещё один бак с компанентом для ТНА.

Кислород можно вытеснять или качать ТНА с каким-нибудь внешним приводом (от перекиси, например). Но похоже овчинка выделки не стоит. ГРД с ЖК-парафином хотя бы простотой и дешевизной могут похвастать.

[m-s Gelezniak]

...Но похоже овчинка выделки не стоит...

О том и речь.

[А24]

Действительно, не все ложные опята одинаково полезные.
Но это означает, что есть неодинаково... :wink:

[А24]

Пока продолжу...
Твердотопливные двигатели обычного типа дают весьма значительный импульс, но он плохо управляется, либо не управляется вообще. На ТТРД Шаттла возникают вероятные прогары воронки на стенку, перекосы тяги, соответствующая борьба с ними, с вибрацией. Разнотяговость (даже блокируемая аэродин. маневром, поворотами сопла ц. ЖРД) требует более крепкой связки, что утяжеляет РН. Поскольку перегрузки для пилотируемого РН нельзя превышать более 2...4 g, применять в низкоскоростном РН высокоимпульсные ТТРД нецелесообразно. Это приводит к прогоранию ТТ-каверны без получения всего импульса, так как скорость продукта горения слишком высока по ср. с самой каверной. Воронка горит, фактически, "на улицу". Тогда применяют замедлители горения - наполнители взрывотоплива, многоступенчато окружают стаканными самосгораемыми стенко-соплами тело ТТ.
Если применить сгораемые пористые фитили для ж.кисл., можно проводить не только регулируемое без наполнителей взрывогорение, но и сжигать в такой воронке ЖТ, в т.ч. и водород.
Таким образом, возможно удешевление и повышение РН\ПН за счет большей ступенчатости всего РН, причем вывод носителя на высоты 12...18км самолетом на скорости ...900км\ч позволяет уменьшить перегрузки для хрупкого состава ПН, запустить регрессивно уменьшенный вес РН, т.е больший сравнительный вес ПН.
Для унификации с классическими, вертикально стартующими РН, можно предложить шахтный старт тандемной сборки из, напр., 7 ТТ-ЖР РД, в которых применить жидкий кислород, НДМГ и металлополимерный стержень взрывотоплива. По моим оценкам, такая 3-ступенчатая схема не требовательна к инфроструктуре и производству, а старт из затапливаемой шахты совместим с морским, что делает его в районе больших масс РН (ПН более 50т) выгодным по сравнению с пакетной схемой на ЖРД, как и с горизонтально поднятым (аэродинамически) стартом.

[RadioactiveRainbow]

:|

[Bell]

Ничем не замутненный поток сознания...

[А24]

:|

 :?:

[RadioactiveRainbow]

:|

:?:

Твердотопливные двигатели обычного типа дают весьма значительный импульс, но он плохо управляется, либо не управляется вообще.

Управляются. Правда, в известном диапазоне и с известными последствиями...
Только вот без управления по тяге вполне можно обойтись )

На ТТРД Шаттла возникают вероятные прогары воронки на стенку, перекосы тяги, соответствующая борьба с ними, с вибрацией.

Какие прогары? Какие воронки?
Какой перекос тяги? Разнотяговость, что ли? Так для борьбы с разнотяговостью можно просто соплами РДТТ пошевелить, загнав суммарный вектор тяги в центр масс...
Ну а вибрации - проблема не только РДТТ ))

Разнотяговость (даже блокируемая аэродин. маневром, поворотами сопла ц. ЖРД) требует более крепкой связки, что утяжеляет РН.

см выше. С целью устранения обозначеных проблем поворотными выполнены так же сопла РДТТ.

Поскольку перегрузки для пилотируемого РН нельзя превышать более 2...4 g, применять в низкоскоростном РН высокоимпульсные ТТРД нецелесообразно.

Превышать перегрузки можно. Если нужно.
Назвать космическую РН низкоскоростным аппаратом у меня лично язык не повернулся бы даже в страшном сне. Особенно по сравнению с величиной УИ РДТТ.

Это приводит к прогоранию ТТ-каверны без получения всего импульса, так как скорость продукта горения слишком высока по ср. с самой каверной. Воронка горит, фактически, "на улицу". Тогда применяют замедлители горения - наполнители взрывотоплива, многоступенчато окружают стаканными самосгораемыми стенко-соплами тело ТТ.

:|
Вот этого я не понял вообще. Воистину - сплошной поток сознания, не имеющий не внятной структуры ни, тем более, хоть какого-нибудь понятного мне смысла.

Если применить сгораемые пористые фитили для ж.кисл., можно проводить не только регулируемое без наполнителей взрывогорение, но и сжигать в такой воронке ЖТ, в т.ч. и водород.

Эм... вы все таки определитесь, что вы подаете в камеру в жидком/газообразном виде - горючее или окислитель? И какие преимущества дает пористая шашка ГРД?
И, между прочим, при дифференцированном регулировании гибридных двигателей по тяге возникает та же проблема, что и у РДТТ - возникает разница нерасходуемых запасов топлива.

Таким образом, возможно удешевление и повышение РН\ПН за счет большей ступенчатости всего РН, причем вывод носителя на высоты 12...18км самолетом на скорости ...900км\ч позволяет уменьшить перегрузки для хрупкого состава ПН, запустить регрессивно уменьшенный вес РН, т.е больший сравнительный вес ПН.
Для унификации с классическими, вертикально стартующими РН, можно предложить шахтный старт тандемной сборки из, напр., 7 ТТ-ЖР РД, в которых применить жидкий кислород, НДМГ и металлополимерный стержень взрывотоплива. По моим оценкам, такая 3-ступенчатая схема не требовательна к инфроструктуре и производству, а старт из затапливаемой шахты совместим с морским, что делает его в районе больших масс РН (ПН более 50т) выгодным по сравнению с пакетной схемой на ЖРД, как и с горизонтально поднятым (аэродинамически) стартом.

Эм... это тоже... сложно для моего примитивного мозга.

[А24]

Попробую ответить подробнее, специально для Вас, RadioactiveRainbow.

Отец ракетостроения и космонавтики (Циолковский) в начале прошлого века обосновывал достоинства водорода и кислорода на примере горения кремния. Суть реактивного движения состоит в получении наибольшей отдачи выбрасываемой массой импульса упору – ракете (ПН). Максимум импульса развивается и равнопередается лучше всего у наиболее легких молекул, с наибольшей энергией химической активности соединения. Поэтому сильнейший (после фтора, хлора) окислитель – кислород, и самый легкий восстановитель – водород, представляют наибольший интерес. Пропуская другое, сразу замечу – уже в этом смысле используется, фактически, разнофазный процесс. А если добиваться только газификации горением высокой теплоотдачи, оксид кремния дает тугоплавкие труднолетучие соединения, т.е. уступает кислороду (16п.) и водороду (2х1п.). Представляя (если Вы, конечно, сможете) даже идеальный ступенчатый процесс горения «бильярдной» пирамиды молекул, как в пирамиде ступеней-РН, можно заметить вероятность горизонтального прогара (движения фронта горения) с нижних (широких) слоев в стороны, а не вертикально – вдоль стержня ТТ по нормали к плоскости сечения фронта горения. В частности, поэтому удобно задавать центральным выступом тела ТТ точку зажигания. Рекомбинация пропорционально неуправляема наращиванию массы сконцентрированных взрывчатых веществ, которые находятся в твердом состоянии покоя до взрывогорения от самодетонации. Поэтому для активации и направления горения ТТ стержни (свечи... шашки... галеты... шайбы) часто пропиливают, выбирают выемки, разделяют плохо сгораемыми прокладками.

Импульс от ТТРД в варианте РН типа Шаттла может достигать половины (и более) тяги всей пакетной сборки РН, т.е. около 2000...3000т, поэтому покачивать (как Вы выразились) одноразовые сопла ступеней/сами ступени с такой нагрузкой очень сложно, даже если игнорировать вес ступени, дополнительный вес агрегатов и др. потери.

Нагрузки молекулярного давления на коническую крышку, допустим, из металла при взрывной скорости молекул соответствуют млн. градусов приведенной температуры. Для металлической (плотность вольфрама - ...18т/кб.м.) крышки это равносильно непреодолимо большому давлению острой несжимаемой иглы весом в тысячи тонн. Никакие материалы не выдержат такое воздействие. Жидкий кислород и другие «охлаждающие» виды топлив, продавливаемые через пористое тело сопла, закачиваемые в зону пограничного слоя камеры сгорания, разные виды т.н. тепловых завес, применение наполнителей взрывотоплива... с большими трудностями позволяют смягчить дополнительным молекулярно-расширяющимся рабочим телом указанные разрушающие нагрузки.

Наполнение не дает развить скорость (передать импульс), как расчетная масса ТТ топлива в чистом виде. Тогда масса РН растет при уменьшении импульса. Это увеличивает массу всего набора ступеней, что требует прогрессирующего роста числа ступеней (а это увеличивает стоимость РН), либо уменьшения массы ПН, которую надо разогнать при заданных перегрузках (смертельно опасная – ...12ж, переносимая пилотами – 4ж) до скорости падения (вывода на орбиту) не меньше 7...8км/с.

По поводу трубок (фитилей) в теле твердотопливного элемента. Доставка таких окислителей, как кислород, гептил (НДМГ) не противоречит доставке по соседним трубкам (фитилям) восстановителей... керосина, водорода, монотоплива – спирта или перекиси. Более того, как показал в своей практически научной работе давний участник форума Salo, за что ему отдельное спасибо, практически вся ракетная техника строилась в СССР на основе токсичного термостабильного гептила. Так определилась АН СССР с академиком В.П. Глушко, а не я.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7795&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=
http://engine.aviaport.ru/issues/07/page28.html

НДМГ H2N – N(СН3)2 –  производное гидразина – в промышленных масштабах получают взаимодействием хлорамина с диметиламином. Продукт представляет собой бесцветную гигроскопичную жидкость с аммиачным запахом. Плотность – 790.5 кг/м3 (при 20°С), температура плавления -57.2°С, кипения +63°С. Высоко токсичен, при обычной температуре и в отсутствии воздуха стабилен, но при выше 350°С разлагается с выделением теплоты и образованием горючих газообразных продуктов; при перегревах в замкнутом пространстве взрывается. Более стабилен и менее взрывоопасен, чем гидразин и монометилгидразин, устойчив при хранении в герметично закрытых емкостях. Растворяется в воде, спиртах, углеводородах, аминах и эфирах. Коррозионно малоактивен по отношению к конструкционным материалам. В открытой печати СССР обозначался обычно как НДМГ, в ведомственных документах как «гептил».
По охлаждающей способности новое горючее примерно соответствовало керосину, но низкая температура его разложения заставляла принять специальные меры против перегрева в зарубашечном тракте камеры.
В начале 1958 г. вышло постановление правительства, в соответствии с которым ОКБ-456 поручалась разработка двигателя для третьей ступени ракет ОКБ-1, работающего на топливе ЖК–НДМГ. Этот же документ предусматривал создание дублирующего двигателя на топливе ЖК–керосин на базе рулевой камеры РД-107 разработки ОКБ-1. Дублирующий ЖРД разрабатывало ОКБ-154 (г. Воронеж) под руководством С.А.Косберга. Наличие в заделе ряда уже отработанных ранее агрегатов (камера, газогенератор, блоки автоматики, узлы ТНА и др.) позволяло рассчитывать на сжатые сроки отработки «дублера». Это был не первый и отнюдь не последний случай конкуренции в отечественном ракетном двигателестроении.
К конструкции ЖРД предъявлялись специфические требования: обеспечение максимального реально достижимого в тот период времени удельного импульса тяги; минимальная масса конструкции; надежный запуск в вакууме.
 

Если Вашему пониманию доступен только поверхностный, но зрелищный подход к научно-технологическим вопросам ракетной и авиатехники, настоятельно рекомендую просмотреть циклы передач про НАСА (кстати – юбилейные) по кабельным телеканалам «национальная география» (США), «дискавери ворд, ченел, саенс».
Если у Вас трудности с пониманием вообще, рекомендую уже ответившего Вам потоком... на поток... собеседника вне этой ветки форума, а если ответов по физике предложенной мной темы недостаточно – задать конкретные вопросы мне, и/или почитать посты Salo, других ответивших... и литературу, которая у меня имеется:
А.А. Шумилин «Авиационно-космические системы США» ВЕЧЕ, М., 2005
М.Я. Гофин «Жаростойкие и теплозащитные конструкции многоразовых аэрокосмических аппаратов» М., 2003
И.А. Пышный, В.Е. Чепыга
«Запуск малых искусственных спутников земли с исп. самолетов-носителей» МАШИНОСТРОЕНИЕ, М., 2005
К.В. Фролов, редактор, академик РАН
«Энциклопедия. Кн1. Аэродинамика, динамика полета и прочность» МАШИНОСТРОЕНИЕ, М.,2004
К.В. Фролов, редактор, академик РАН
«Энциклопедия. Кн2. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов» МАШИНОСТРОЕНИЕ, М.,2004
Могу переслать что-то по е-мэйл, но не могу (по закону) распространять. Пишите письма...