11 июня 2016 года был произведен успешный пуск ракеты тяжелого класса Delta-IV Heavy c КА Orion9 (в рамках миссии NROL-37). Почему старт именно этой ракеты? Во-первых, потому что была запущена в очередной раз самая мощная действующая ракета, во-вторых, это был всего 9-й пуск Дельты Хэви, в-третьих, старты Дельты Хэви очень красивые и эффектные (низкая тяговооруженность, медленный подъем сквозь горящие клубы водорода).
Пуск РКН Delta-IV Heavy NROL-37:
Хоть пуск можно считать и рядовым, даже обычной рутиной, но я бы выделил старты данного типа ракет, у которых есть своя изюминка — так называемый Fireball — пламя разгорающихся паров водорода, сквозь которые стартует ракета. Хоть для наблюдателя это изюминка, для инженеров — это проблема, с которой необходимо бороться. А как это происходит написано ниже.
«Проблема» (или особенность) старта ракет с водородным двигателем RS-68 (на других типах циклограмма может быть иной, и эффект в итоге тоже отличный) заключается в следующем:
Перед запуском двигателя RS-68 (на паре кислород-водород), за 5 секунд(T-5) до отрыва РН от стола, горючее (в данном случае водород) подается в магистрали двигателя. Необходимо это для захолаживания (более холодным водородом в сравнении с жидким кислородом) магистралей и элементов двигателя перед запуском (для исключения резких перепадов температур на трубопроводах, клапанах и т.п.). В результате данной процедуры вокруг ракеты образуется облако из паров водорода, постепенно смешивающихся с воздухом, которые могут как гореть, так и взрываться.
Далее, через 3 секунды открывается клапан подачи жидкого кислорода и происходит запуск двигателя. В этот момент пламя двигателя поджигает образовавшуюся гремучую смесь вокруг ракеты и все это начинает полыхать. Примерно так:
Или так:
В итоге ракета имеет такой вот «угольный» вид:
Конечно, даже первые пуски ракеты не привели к сбоям и ракета, хоть и обгорелая, успешно уходила со старта. Но выглядело это хоть и эффектно, но довольно опасно и ненормально (как максимум, есть опасность объемного взрыва).
Естественно о данном эффекте было понятно и до первого пуска. Тем более, что опыта работы с водородными двигателями у американцев хватает (в рамках Space Shuttle с двигателем RS-25). Исходя из этого, было как минимум два инженерных решения для снижения воздействия горящего водорода на оболочку ракеты.
Во-первых — мощная теплоизоляция(оранжевые участки на модулях ракеты). Работает она как изолирующий материал баков окислителя и горючего от внешнего атмосферного тепла, так и защита от горящих паров водорода. В некоторых пусках эта изоляция частично горит при полете ракеты:
Второе необходимое решение — установка «зажигалок».
На стартовом столе смонтированы так называемые зажигалки — Radial Outward Firing Igniters (ROFIs, or “sparklers”). Аналогичные присутствовали на стартовой платформе для Space Shuttle. Правда от зрелища вырывающейся из огня ракеты эти зажигалки не спасают: дело в том, что основное их предназначение исключение перемешивания паров водорода с воздухом (или минимизация концентрации этих паров), то есть исключение образования взрывной смеси. С этим они справляются — пока что все пуски происходили без взрывов.
Но все равно проблема сильного обгорания оставалась и несла потенциальную угрозу теплоизоляции и оболочке баков.
Снизить эффект от излишнего догорания смогли изящным и недорогим инженерным решением: разновременным запуском двигателей блоков РН.
Упрощенная циклограмма запуска выглядит следующим образом: первым запускается один из двигателей RS-68 на блоке "starboard"(одна из боковушек), через 2 секунды запускаются двигатели на остальных блоках: «port» (другая боковушка) и «core» (центральный). Смысл в этом следующий: ранний запуск одного из двигателей приводит к тому, что уменьшается выброс избытка водорода в атмосферу(к тому еще что успевают сжечь зажигалки), одновременно с этим газовая струя уходящая в газоход (газоотводный канал) создает эжекционный поток воздуха, который работает как пылесос, засасывая в газоход все, что находится вокруг стола и ракеты. Поэтому при дальнейшем запуске остальных 2- х двигателей снижается общий выброс паров водорода и большая его часть увлекается потоком воздуха, который обтекает ракету и элементы стола и уводит излишки пламени в газоход.
Данный подход, позволил уменьшить эффект fireball`a до аналогичного при запуске Delta-IV M с одним водородным двигателем. И действительно, последние запуски (Orion EFT-1 и вчерашний) прошли в «щадящем» режиме. Но тем не менее, старт ракеты получается эффектным и непривычным для глаз обывателя.
Пуск Delta-IV-H EFT-1 (первый с разновременным запуском двигателей):
Для наглядности приведена фото-статистика пусков Дельты Хэви от автора Jason Davis. Стоит заметить, что с разных сторон ракета обгорает по-разному. Также, газоотводный канал на мысе Канаверал имеет двухканальную схему, на Ванденберге — 1 канал. Это различие может влиять и на характер обгорания (несимметрия при засасывании окружающего воздуха).
Стоит однако напомнить, что такая проблема была не только у Дельты. Наверное впервые данная проблема появилась у отечественной МБР Р-7 (прародитель нынешнего Союза), которая также «страдала» от эффекта догорающих паров (теперь уже керосина и кислорода) из-за длительного процесса запуска двигателей первой и второй ступеней (более 10 секунд). И первые пуски ракет этого типа также проходили сквозь пламя и не добавляли инженерам нервов. Решение было найдено в системе газовой (хотя изначально она должна была быть водяной, но это отдельная история) эжекции, которая до запуска двигателей создавала в газоходе поток воздуха, увлекающий пары горящего топлива в сторону выхода газов.
Вот так это выглядело тогда: Р-7 сквозь пламя.
Вот такой краткий пост об еще одних сложностях ракетной техники. Если материал понравился, то у меня есть идея написать еще о некоторых интересных моментах, которые сопровождают старты космических ракет.
Спасибо за внимание.
Источники:
1. www.americaspace.com/?p=21832
2. www.planetary.org/blogs/jason-davis/2014/20141126-ula-burning-questions.html
3. kollektsiya.ru/raketi/335-r-7-8k71-dvukhstupenchataya-mezhkontinentalnaya-ballisticheskaya-raketa.html
Комментарии (95)
dfgwer
15.06.2016 18:10+2Выглядит как в KSP. Не хватает только желтых топливопроводов от боковушек к центру.
dfgwer
15.06.2016 18:57Потестил в КСП, два варианта с перекачкой топлива и без перекачки топлива. Разница меньше чем я думал. Намного
dfgwer
15.06.2016 19:04Не успел отредактировать
С перекачкой топлива апоапсис на 1.340.000м, без перекачки 1.018.000, разница в dV непонятна модов нет
Sleepwalker_ua
15.06.2016 19:34+1а откуда куда качали и как сконфигурировали, если не секрет? Можно и в личку, может быть, смогу объяснить разницу.
dfgwer
15.06.2016 23:32https://www.youtube.com/watch?v=wyyGKCS3LrU
сделал видео сравнения со спаржей и безSleepwalker_ua
16.06.2016 02:08+1О, так у вас все предельно просто.
Когда перекачиваете, у вас сначала выжирается топливо из «бустеров» по бокам, причем его используют все три двигателя. Потом, когда топливо закончилось, вы просто раньше отстреливаете эти два бустера вместе с двигателями (емнип, там тонн 10 массы легко набирается), и у вас остается центральный топливный бак, полный под завязку с одним двигателем, который способен дальше разгонять ракету.
Поскольку вы раньше выбираете топливо из бустеров, высота их отстрела получается ниже, что слегка способствует увеличению массы полезной нагрузки — вместо того, чтобы придать, скажем, 300м\с импульса 10 тоннам мусора (в который превратились два движка, два бака, половина массы декоплеров и стяжек), вы можете придать лишние 3000м\с импульса одной тонне полезной нагрузки. Цифры, конечно, с потолка, но ничего странного в этом поведении нет.Sleepwalker_ua
16.06.2016 02:16Забыл написать, сам себя дополню
В первом случае у вас разделение идет на высоте 78300 и при скорости 1580м\с
Во втором же случае — всего 29200м и 790м\с
Зная разницу в скоростях и массу пустых бустеров с двигателями можно примерно узнать, насколько поднялась итоговая dV ракеты с перекачиванием в сравнении с версией без оной.
SVlad
22.06.2016 11:30Это ещё завист от массы полезной нагрузки — если получится, что с одной полной центральной ступенью у ракеты TWR сильно меньше единицы, то после отстрела боковых ступеней по схеме спаржи ракета вообще вниз полетит. Хотя deltaV в вакууме больше.
BubaVV
15.06.2016 23:11+4Engineer Redux позволяет посчитать dV не выходя из цеха. Самый нужный мод, без вариантов
dfgwer
15.06.2016 23:34Решил пройти карьеру без модов, потом разные моды попробовать. Почти год уже прохожу
SVlad
22.06.2016 11:32И как успехи?
Без мода инженера вообще сложно слетать куда-то дальше лун: слишком большие нужны скорости — на глаз трудно угадать, а считать вручную — долго и муторно.igormu
23.06.2016 05:46Скорости элементарно считаются в Экселе, перелеты планируются в Window Planner'е. И до Дюны dV немногим больше, чем до лун.
SVlad
23.06.2016 12:50Только массу корабля и топлива в каждой ступени и параметры двигателей придётся переписывать вручную после каждого изменения корабля.
igormu
25.06.2016 07:43После изменения переписываются только параметры измененной ступени, остальное изменяется само. Параметров совсем немного, часто используемых деталей тоже, довольно быстро все запоминается. В целом, все не так уж долго и муторно.
drobzik
16.06.2016 12:47А есть мод чтоб можно было сделать ракету-шаблон, а потом просто ее вставлять как готовую конструкцию в новую ракету? Я строю на орбите исследовательскую станцию, и нужно сделать много запусков с частями этой станции. Каждый раз собирать ракету-носитель реально утомляет, а так взял из шаблона, например, «тяжелый ракетоноситель», прилепил к грузу, обтекатели натянул — и все, груз к полету готов.
Abdubda
15.06.2016 18:49+1Интересный материал, так что был бы рад прочитать еще про интересные моменты ракетной техники.
KhanovDmitry
15.06.2016 19:17А почему дымовой шлейф появляется только на определенной высоте? (примерно 2:05 на видео)
Tim_23
15.06.2016 19:34+1Инверсионный след от продуктов сгорания (водяной пар), которые конденсируется в холодной атмосфере. Так то работа водородных двигателей самая чистая: струи прозрачные, выхлоп — водяной пар)
impetus
15.06.2016 23:06Слишком быстро-близко этот след к ракете — выхлоп ОЧЕНЬ горячий, что бы так сразу остыть, более того — на тех высотах атмосфера уже горячая…
ploop
16.06.2016 00:23Слишком быстро-близко этот след к ракете
Ракурс снизу, поэтому так кажется.impetus
16.06.2016 14:33и по времени, и по тангажу… на 100-й секунде полёта ракета уже на какой высоте? километров 30? (нет под рукой графика) и температура там уже около 0С, да и теплоёмкость разреженного воздуха уже никакая, что бы столь быстро остужать раскалённый выхлоп… Не может там уже быть инверсионого следа — он если был бы — то должен был бы быть гораздо раньше и к этому времени как раз закончится.
Tim_23
16.06.2016 17:48По видео след появился на 80 секунде, а это должно быть 5-10 км подъема(с учетом низкой тяговооруженности РКН, неплохо б посчитать), вполне нормальная высота и температура окружающей среды для конденсации.
impetus
16.06.2016 20:29У Вас, случайно, нет под рукой графика полёта (высота-скорость) от времени? Не нашёл, что-то сходу, рыть форум НК недосуг.
Вопрос интересный.Tim_23
16.06.2016 20:38Графика нет. Можете сами прикинуть, зная, что начальная масса РКН 733 тонны, тяга 960 тонн. Расход топлива где-то 0,82 т/с через каждый двигатель. Грубо, но можно оценить. 30 километров никак не получается.
impetus
16.06.2016 21:43не, там средний дросселируются, тангаж уменьшается, скоростной напор растёт… отложу в долгий ящик — графики скорее всего мимо пробегут.
(всё равно — у самолёта инверсионный след появляется через неск секунд пролёта — это сотни метров, а там в движках выхлоп специально охлаждают-перемешивают вот этой деталью:
а тут этот дым явно ближе, при том выхлоп гораздо горячее (и сам, и не смешивается). Пока нестыкуется. Ок, порою — порою.Tim_23
16.06.2016 22:07Не очень то и ближе. Длина РКН метров 70, выхлоп по ракурсу на этой же длине и далее, то есть на конце струи, в метрах 80-100 от сопел.
Температура газа на выходе из сопел в районе 2000 К, но это в ядре струи. На границах струй поток уже слабенький и температура ниже раза в 2-3 (очень грубо) раза и охлаждается это все быстрее.
Вот наглядный пример, Протон-М. Видно, что пар «близко» к соплам, на конце струй и как бы слетает с их границ, там где газ холоднее, образуя «конус»:
impetus
16.06.2016 22:47ага. спасибо, о системе охлаждения я не подумал — там же горючее тупо в сопло сбрасывается, по кругу завесой? До 5% вроде да — на это дело идёт? И не сгорает в струе, а так — в кислороде воздуха окружающей атмосферы лишь, и то не всё? Вот оно-то и даёт этот след. а начинается с такой высоты — скорее всего там уже мало кислорода (не в процентах, а абсолютно), что бы всё его дожечь.
Уже лучше.
(обычно у атмосферных движков «срыв зажигания» километрах на 15 начинается, чисто из-за нехватки кислорода — вот где-то около и тт дым появляется...)
impetus
16.06.2016 22:54отдельно замечу, что оценка скорости и температуры потока «у границы струи» (классическая «затопленная струя» да?) как «слабенький» и «в 2-3 раза» мне представляется навскидку чересчур схоластической и неоправданно заниженной, но спорить об этом вопросе сейчас пожалуй всё же излишне, ибо похоже гипотеза о топливе системы охлаждения завесой может быть продуктивна))
Tim_23
17.06.2016 06:36+1Я поэтому в скобках дописал «очень грубо». Все-таки формат здесь научно-популярный, а не сугубо научный, да и без точных исходных данных и по видео материалам съемки подобные рассуждения носят вообще умозрительный характер)
По струе, это получается свободная затопленная струя, без учета скорости ракеты. Границы струи определяются вообще говоря по разным критериям, например по скоростному напору определенной величины, это вопрос субъективный и зависит от граничных условий.
utor
15.06.2016 19:171. а почему бы не насыщатьпространство вокруг ракеты например азотом?
2. не понятна фраза «для захолаживания… для исключения резких перепадов температур» не могли бы вы обьяснить подробнееTim_23
15.06.2016 19:301. Я думаю сложность реализации и огромный объем пространства вокруг, летучесть водорода.
2. Не специалист по ЖРД, но как смогу объясню. Жидкий водород имеет температуру ниже -252 градусов Цельсия. Магистрали и элементы РКН, вне баков имеют условно температуру окружающей среды(25 градусов например). Если резко начать заливать эти элементы жидким водородом возникают «большие» температурные напряжения, которые могут привести к разрушениям каких-то элементов. Другой момент, это интенсивное испарение жидкого водорода на «теплых» элементах насоса, что приведет к кавитации и нестабильному расходу компонента и тяги ЖРД если начинать это процесс без предварительной «подготовки».
Jeffryxon
15.06.2016 19:34+1Интересно, что захолаживание начинается за 5 секунд до отрыва, если ваши данные верны. У того же F9 двигатели первой ступени начинают охлаждаться за 10 минут до запуска. Вероятно, 10 минут дренажа водорода сравняли бы площадку с землёй в момент зажигания :)
Tim_23
15.06.2016 19:56Я все-таки наверно ошибся. За 5 секунд открывается основной клапан подачи водорода. А зажигалки начинают работать за 14.5 секунд до пуска, то есть скорее всего с этого времени начинается захолаживание, если конечно там нет какого-нибудь байпаса.
А у Ф9 дренаж наружу идет? Интересно как было на RS-25 и на РД-0120.Jeffryxon
15.06.2016 20:16А у Ф9 дренаж наружу идет?
Судя по всему, да. Вот здесь можно видеть дренаж через патрубки рядом с каждым двигателем. Но выходит, что у F9 только контур окислителя нуждается в предохлаждении. Вероятно, подача кислорода на DIV-H начинается также значительно раньше. Лично мне кажется, что такая длительная процедура охлаждения используется в многоразовом мерлине для снижения тепловых нагрузок и увеличения количества циклов без капремонта. Вторая ступень отлично стартует после очень короткого chill-down'а (другой вопрос, что у неё достаточно ограниченный запас кислорода)
utor
16.06.2016 17:12исходя из текста: сначала стравливают топливо — водород с температурой ~20 K, а потом пускают окислитель кислород с ~90 K (точка замерзания 50 К). После зажигания температура факела достигнет 3000 градусов цельсия. Точно нам нужно захолаживание? Может водород всё таки используется как «смазка»? см. статью про советские ракетные двигатели.
Tim_23
16.06.2016 18:15Это в камере сгорания и в струе такая температура. На стенках за счет охлаждения намного ниже. А захолаживаются прежде всего элементы внутри ЖРД, магистрали, клапана и т.п.
TedBronson
15.06.2016 19:35+7Готов гарантировать 78% азота в пространстве вокруг ракеты. Возьму недорого, миллионов двадцать.
lozga
15.06.2016 19:28+3Я сам об этом хотел написать :) Круто, что мои труды кого-то вдохновляют. Статья хорошая, только я бы вынес разновременный запуск двигателей в третье инженерное решение.
Tim_23
15.06.2016 19:55По факту да, третье. Тоже думал сделать по порядку, но решил добавить драматизма, как героическое преодоление назревшей проблемы )
Вообще немного поспешно получилось, не думал, что вообще буду писать на эту тему. Про это читал давно, в уме держалось. Но тут после пуска возник вопрос у людей по поводу обгорелости и прочего, пришлось втягиваться в тему и пришла идея сделать пост )lozga
15.06.2016 21:10Дело вкуса, я предпочитаю порядок и сделал бы отдельно. А вообще классный факт, штатно горящая при взлете ракета, причем не наша — это очень смешно :)
Tim_23
15.06.2016 21:25С одной стороны курьезно, а с другой — это показывает насколько инженеры уверены в своих расчетах и железе, что позволяют летать ей горящей) Я бы даже сказал, что американцы имеют такую черту в инженерной ментальности, «ходить на грани», тогда как у нас скорее всего сочтут это грубой ошибкой, которую срочно необходимо ликвидировать. Даже нештатные ситуации они умеют как-то по-иному обыгрывать. У нас в этом плане более осторожные.
lozga
15.06.2016 22:16У этой черты есть такая паршивая сестра как «нормализация отклонения» из-за которой два шаттла с экипажами погибли. Так что я бы ей так не восторгался.
Tim_23
15.06.2016 22:25Да, обратная сторона медали, причём с шаттлом такие промахи пошли уже с первого его пуска. У Маска и Спейс иск тоже есть нечто похожее, но они пока «молодые» и к пилотируемым пускам наверняка будут более «дисциплинированы» в этом плане, по крайней мере хочется надеяться.
impetus
15.06.2016 23:19Наши инженеры в крови имеют привычку закладывать некий запас на случай косяков и разброса параметров. Ну и как хлипкую защиту от прокуроров. Поэтому предельные, экстремальные, рекордные машины — у нас это всегда настоящий честный подвиг создателей.
t-nick
15.06.2016 19:59А почему подобной проблемы не было у шаттлов?
Tim_23
15.06.2016 20:29+1Там двигатель RS-25. Я не спец по двигателям, но из найденой в сети брошюре нашел циклограмму работы. Главный клапан горючего открывается на полную за 0,6 секунд от команды на пуск, а главный клапан окислителя открывается на 60% еще через 0,5 секунд, видимо здесь двигатель уже работает(прошло зажигание), на полную клапан открывается еще через 3 секунды. То есть выход на режим идет быстрее, плюс возможна другая схема захолаживания. Зажигалки у Шаттла начинают работать за 4 секунды до появления струи, у Дэльты аж за 14.
potan
15.06.2016 20:07А почему не охлаждать стоящую на площадке ракету, извне? Начать можно жидким азотом, потом перейти на гелий-водородную смесь.
ShabanovYT
15.06.2016 22:16жидкий азот замерзнет. и кристаллики могут где-то что-то закупорить.
гелий дорогой.
непонятно почему мерканцы используют водород-кислород для первой ступени. нет особого смысла.
Pavel-Well
15.06.2016 22:48Скорее всего просто привыкли использовать такие двигатели после Space Shuttle — на Дельте ведь стоят двигатели RS-68 — это доработки (точнее упрощение и удешевление) тех самых двигателей RS-25, что на самом челноке стояли (а там нужно было чтобы они до самой орбиты работали).
Но до этого на Saturn-5 для первой ступени керосин и кислород использовали! И да, это было куда безопаснее.Jeffryxon
15.06.2016 23:12+1доработки (точнее упрощение и удешевление) тех самых двигателей RS-25
На мой взгляд, "доработка" это очень большая натяжка. Из общего там разве что топливная пара. Другая конструкция, размеры, цикл (открытый), ТНА, сопло с абляционным покрытием и т.д. Вот RS-68A — доработка RS-68.Pavel-Well
15.06.2016 23:51Но по крайней мере изготовитель тот же: Aerojet Rocketdyne
Если посмотрите их «портфолио» по двигателям, то увидите, что все их мощные двигатели работают на этой топливной паре. Кроме нового Baby Bantam и ещё несделанных двигателей для Vulcan.Jeffryxon
16.06.2016 00:04… и ну очень мощного керосинового F-1, сделанного ещё до слияния с Aerojet ;)
Jeffryxon
15.06.2016 23:22нет особого смысла.
Из-за высокой эффективности, я полагаю. С другой стороны, как показывает история, носители с мощными кислород-водородными ступенями не бывают дешёвыми. Delta IV уже выводят из эксплуатации, оставляя только Heavy-вариант для тех ПН, для которых пока нет альтернативы. Ariane 5 это другая история, там центральная ступень — так называемая sustainer stage, не обеспечивающая существенной тяги для отрыва и полагающаяся на твердотопливные бустеры, но работающая очень долго и, по сути, в профиле полёта выполняющая немалую часть работы второй/третьей ступеней по сравнению с РН с продольным разделением. Очень маленькая вторая ступень выполняет только довыведение и разгон на ГПО. Аналогичное назначение и у первой кислород-водородной ступени SLS будет (но её стоимость и без того космическая, во всех смыслах)
nomadmoon
16.06.2016 03:19+1Надо сделать параболический трамплин, на котором разгонять ракету на электротележке до 500-1000 км/ч а двигатели включать перед отрывом. Тогда водород продувки будет просто оставаться позади ракеты в очень низкой концентрации.
tmteam
16.06.2016 03:45Что делать с боковыми нагрузками на этот небоскрёб?
nomadmoon
16.06.2016 09:49Ладно, про параболическую я загнал, например возьмем трамплин в форме сектора окружности. Возьмем в качестве опоры какую нибудь известную гору, например высота эвереста (радиус нашей окружности) 8 848 м, при 1000 км/ч ускорение, вызванное изменением направления скорости составит 9,2 м/с2, то есть ракета будет весить в два раза тяжелее. На 500 км/ч доп ускорение вообще всего 2,3 м/с2 и то будет напрямую складываться с силой тяжести только на первых этапах доворота.
arheops
16.06.2016 15:19Осталось только расчитать стоимость такого трамплина, который бы еще и выдерживал вес ракеты в 733 тонны, причем ракету нельзя трясти.
nomadmoon
20.06.2016 03:27Ну не обязательно же самым тяжелым пулять. Если верить энторнетам то водородный Безосовский New Shepard весит всего 75,000 kg в заправленном виде.
totally_nameless
16.06.2016 05:47А напишите, как решается проблема отрыва от стола. Я что-то такое читал давно, что там довольно сложная система синхронизации, чтобы отпустить ракету в нужный момент когда тяга от двигателей уже достаточная, чтобы начать подъем, но не настолько большая чтобы разрушить РН. При этом тот источник который я читал лет 15 назад утверждал, что советские инженеры решили проблему «без всякой электроники» просто за счет того, что ракета своим весом удерживает три «мачты» вокруг себя, а когда начинается отрыв, они за счет противовесов сами расходятся…
Tim_23
16.06.2016 05:58Проблемы на самом деле нет. Отрыв начинается тогда, когда перегрузка переваливает за единицу, то есть тяга начинает превышать стартовый вес, при отсутствии системы удержания. Такой тяги, чтобы РКН разрушило на старте у космических ракет не бывает, точнее не тяги, а перегрузки. А максимальные перегрузки, на которые рассчитана РКН достигаются на некоторой высоте, например при переходе через трансзвук, или по окончании топлива в баках. Для уменьшения перегрузок регулируют тягу ступеней.
У данной ракеты например тяговооруженость(стартовая перегрузка) в районе 1,15. У ракеты Зенит чуть ли не 1.4.
А ваш пример — это стартовая схема ракеты Союз. Ракеты висит на фермах, в момент старта она сходит с направляющих, фермы освобождаются и за счёт противовесов отводятся вбок дабы исключить соударение с ракетой. Здесь основная проблема соударение. Её решили чисто за счёт кинематики и противовесов. У Протона например есть гидротолкатели опор, для ускорения отвода.
ShabanovYT
16.06.2016 09:46Советские инженеры на самом деле были не совсем как-бы советские, но и они позаимствовали идею.
первоисточник: http://digi.ub.uni-heidelberg.de/diglit/mariette1870bd1/0054?sid=d4d9dc089412df3a119bd7bfcf20f0fe
ShabanovYT
16.06.2016 06:36Извиняюсь, не в тему: пытались взять камеру сгорания от твердотопливного двигателя с абляционным охлаждением и все такое и присобачить к нему все остальное от жидкостного? Мне кажется будет проще и дешевле за счет отсутствия системы охлаждения камеры, и соответственно надежней. Температуру и давление в камере сгорания можно сделать побольше. Несколько больший вес камеры сгорания компенсируется увеличением импульса.
Двигатели 1-й ступени 7-ки работают всего 42 секунды.
AxVPast
16.06.2016 09:12Задуть (противопожарной) пеной до половины высоты ракеты.
Водород через нее толком не пройдет (и уйдет вниз).
ITMatika
16.06.2016 10:19На фотографии NROL-49 в 2011-м и NROL-65 в 2013-м — одна и та же ракета.
Многоразовая? ;)
black_semargl
16.06.2016 11:21Там оба раза 65я
А жаль, 49я была куда красивше
http://www.spaceflightnow.com/delta/d352/launch/02.jpg
http://www.spaceflightnow.com/delta/d352/launch/04.jpg
Rumlin
16.06.2016 14:36Полуофф. С каким рисунком обгорает краска на Фальконе:
Общий вид
Jeffryxon
16.06.2016 17:10Он не обгорает, это копоть. На последнем снимке из ангара одну из ступеней уже отмыли (F9-021, вероятно)
emankcinon
16.06.2016 17:50+2Starboard/port в английском это правый/левый борт корабля, кстати. Глаз зацепился в статье, что термины не переведены.
Tim_23
16.06.2016 17:51Спасибо за инфо. Не нашел перевода поэтому оставил. Сам удивился, почему такие странные названия.
impetus
16.06.2016 20:32Ух ты! спасибо. А не в курсе, случайно истории — почему так?
Avenger911
16.06.2016 21:40Морские термины, а моряки — они такие… Что по-русски вместо пола палуба, что по-английски. А вообще, если верить Википедии, «starboard» происходит от «steer» («рулить»), потому что в древности рулевое весло стояло по правому борту. А «port», соответственно, потому что швартовались в порту свободным левым бортом.
amarao
А иметь постоянно работающий на отсос вентилятор на стартовой площадке (пусть даже одноразовый и сгорающий при старте) — не?
zapimir
Возможно связано с летучестью водорода, он как бы значительно легче кислорода, а пары керосина вообще тяжелее воздуха.
Tim_23
Вентилятор — интересное решение. Но тут нужно иметь ввиду нюансы. Какова потребная производительность вентилятора? Струя из сопла вытекает со скоростями 2900-3500 м/с и создает мощный спутный поток и разрежение вокруг себя, а в узком канале работает как пылесос (и даже этого недостаточно). Открытый вентилятор, на мой взгляд, не сможет «обработать» такую площадь (ширина ракеты около 12 метров). То есть уже вырисовывается система вентиляторов, а еще лучше для создания существенного пониженного давления — труба(ы) (наподобие аэродинамической или воздухозаборника ВРД). Далее, а вентилятор ли нам нужен? Если избыток водорода просто прогонять вентилятором, то эти газы начнут распространятся вокруг, то есть нужен вообще говоря отдельный дренаж, чтобы это не полыхало на еще большей площади. Скорее нужно эти газы заталкивать в канал газохода, пусть там горят. А прокачать такой канал непростая задача.
Получается от идеи простого одноразового вентилятора мы плавно переходим к целой системе с обслуживанием и неслабым энергопотреблением. Но это уже отдельная инженерная система и делать ее одноразовой смысла нет.
Вентиляторы эффективнее было бы поставить внутри газохода для создания пониженного давления и отсоса газов перед пуском, но это строительные работы, переделка старта. Второе решение — как на «Союзе» (но места под трубы вокруг стола, судя по фото, нет).
p.s. Если повнимательнее посмотреть фото, то ракета стоит на довольно высоком постаменте. Внизу есть проемы. Туда в принципе можно было смонтировать что-то вроде эжекторов.
Jeffryxon
Для керосиновых, у RS-68A — 4040 м/с на уровне моря.
argentumbolo
Объёмы газов при старте ракеты *огромны*, таких вентиляторов в природе нет.
Разве что можно поставить ещё один двигатель в канале, что бы работал эжектором ещё до момента запуска. Но это будет слишком дорого.
black_semargl
Можно взять б/у движок от самолёта.
Но наверно решили не усложнять, раз и так работает.
argentumbolo
Вы не осознаёте разницы параметров.
Самые мощные самолётные двигатели имеют расход воздуха ~100..150 кг в секунду.
Расходы ЖРД измеряются тоннами с секунду и приводом эжектора может быть лишь двигатель сравнимой тяги.
А его тоже нужно как-то обслуживать и запускать…
black_semargl
судя по фото — диаметр образующегося файрбола где-то 25м
Это 8000м3 т.е. максимум полтонны водорода
так что создать достаточно мощный поток воздуха который засосёт этот водород вниз в газоход должно быть вполне реально.
argentumbolo
Весь водород плюс подсосанный воздух. И так быстро, что бы всё это спонтанно не загорелось. И что бы двигатель внезапно не поломался. И что бы случайно не подпалил не то, что нужно.