Так сложилось, что для верхних ступеней ракет номенклатура у нас немногочисленная.
Кислородно-керосиновые 11Д33 и РД-58 слабоваты.
Ветеран РД-0110 супернадёжен, но имеет низкий УИ.
РД-0124 перекрывает этот недостаток и за нишу в 30 тс можно быть спокойным.
Но следующий шаг это уже РД-120 с тягой 85-93 тс.
Если к примеру нужно больше 30тс но меньше 80 тс, то приходится выдумывать "оригинальные" варианты со сдвоенными четырёхкамерными РД-0110 или РД-0124.
С кислородно-водородными движками ещё хуже. Там только РД-0146 и КВД-1 с тягой по 10 тс. И вот на Руси появляется недоразмеренная водородная ступень с тяговооружённостью РБ.
Нет ли необходимости подумать над вариантами расширения номенклатуры? В перспективных НИР ничего подобного нет.
Ну аналог Винчи или RL-60 нужно делать. Благо РД-0146 имеется и хоть какой-то опыт проектирования есть. Хотя мне хотелось бы движок безгазогенераторный с теплообменником в КС как проектируют японцы. У них, правда, мелкий, но такая схема с теплообменником ПМСМ позволит безгазогенераторник тонн эдак на 40-50.
Чтобы не раздувать номенклатуру, мне кажется разумным использовать многодвигательные ДУ.
Какую величину тяги Вы считаете оптимальной для такого двигателя?
Ситуация с кислородно-керосиновыми двигателями несколько проще.
Есть десяток однокамерных НК-31 и какое-то количество НК-39 тягой 41 тс производство которых теоретически можно возобновить.
Есть также возможность сделать однокамерный вариант РД-0124 тягой 30тс. Компонуя их по две, три, четыре штуки можно получить ступени разной размерности и тяги.
.
ЦитироватьСитуация с кислородно-керосиновыми двигателями несколько проще.
Есть десяток однокамерных НК-31 и какое-то количество НК-39 тягой 41 тс производство которых теоретически можно возобновить.
Есть также возможность сделать однокамерный вариант РД-0124 тягой 30тс. Компонуя их по две, три, четыре штуки можно получить ступени разной размерности и тяги.
.
Теоретически, и даже практически, можно и РД-120 в России производить (или в Украине закупать).
Это само собой. Я вот вспомнил восьмикамерного монстра из двух РД-0110. Два однокамерника смотрелись бы лучше.
ЦитироватьЧтобы не раздувать номенклатуру, мне кажется разумным использовать многодвигательные ДУ.
Какую величину тяги Вы считаете оптимальной для такого двигателя?
Ни один двигатель не производится в таком количестве что его серийность перебивает отдачу от широкой номенклатуры.
Исходя из того что движок на "мятом" газе дешевле чем с классическим ГГ можно помечтать хотя бы о аналогах Винчи и РЛ-60. Может я на счет 40-50 т и погорячился, но 30-40 при наличии теплообменника вполне...
Итого ряд водородников мнится мне таким: РД-0146 , гипотетический 40-тонник переросток РД-0146, восставший из пепла РД-0120.
Нынешние проекты Руси с 3 ступенями как раз от того что для 2 ступени нет соотв. водородника.
А в идеале мне хочется "а ля" Атлас с дефорсированным РД-171 до 600т+ТТУ и второй ступенью с 2-мя водородниками по 40 т. Лепить 6-8 РД-0146 как-то неправильно, а РД-0120 избыточен. С трудом представляю себе 6 РД-0146 с раздвинутыми насадками сопел...
П.С. Для РБ ПМСМ стоит отработать применение РД-0146 с дифторидом кислорода.
П.П.С. Судя по всему РД-0126 чем-то плох если о нем ничего не слышно. Хотя схема с тарельчатым соплом лично мне красиво смотрится.
ЦитироватьП.П.С. Судя по всему РД-0126 чем-то плох если о нем ничего не слышно. Хотя схема с тарельчатым соплом лично мне красиво смотрится.
у РБ "Ястреб" двигатель РД-0126. :idea:
Он существует в двух вариантах. В том числе и с соплом Лаваля.
Frigate
И где этот РБ Ястреб летает? При том что схема с тарельчатым соплом имеет для движков на "мятом" газе преимущество в виде большей площади поверхности омываемой горячим газом. В случае классического ГГ большая омываемая площадь-недостаток.
Кстати, РД-0146 существует тоже вроде номинально ибо ничего с ним не летало... Если я отстал от жизни:) то поправьте ссылкой.
Тратить деньги на разработку совершенно нового углеводородногоЖРД для верхней ступени наверное смысла не имеет. Есть два варианта серийных двигателей: РД-0110 и РД-0124. Есть ещё некоторое количество НК-31 и НК-39 на складе и документация для его производства. Есть ещё РД-58М, но это скорее для ракет лёгкого класса.
ЦитироватьFrigate
И где этот РБ Ястреб летает? При том что схема с тарельчатым соплом имеет для движков на "мятом" газе преимущество в виде большей площади поверхности омываемой горячим газом. В случае классического ГГ большая омываемая площадь-недостаток.
Кстати, РД-0146 существует тоже вроде номинально ибо ничего с ним не летало... Если я отстал от жизни:) то поправьте ссылкой.
РБ Ястреб фигурировал в планах по космодрому Восточный для РН Русь М, и двигатель там был стандартного типа с раздвижным соплом. :idea:
У Анатолия Зака на сайте http://www.russianspaceweb.com/ppts_lv.html см. Appendix.
А что, возобновление производства РД -57 абсолютно не реально? Фирма вроде в хорошем состоянии, не сравнить с СНТК и Моторостроителем.
ЦитироватьА что, возобновление производства РД -57 абсолютно не реально? Фирма вроде в хорошем состоянии, не сравнить с СНТК и Моторостроителем.
Остатки люлькинского КБ, которые входят в нынешний "Сатурн", говорят (за 100% достоверность не поручусь) насчитывают всего несколько десятков человек. А основной тон в "Сатурне" задают рыбинцы, которые к 11Д57 никаким боком. Так что, вряд ли. Проще будет сделать подобный водородник заново.
А что лучше делать: замкнутый сорокатонник или безгазогенераторный 25-30 тонник?
ЦитироватьЧтобы не раздувать номенклатуру, мне кажется разумным использовать многодвигательные ДУ.
Какую величину тяги Вы считаете оптимальной для такого двигателя?
Получается однокамерный 30-ти тонник (вариант РД-0124-го?) для перспективных носителей. Два движка - 60т., четыре - 120т., а в промежутке РД-120 с его 80-90 тоннами тяги. Для помежуточных вариантов можно рулевики добавлять. Ну а меньшую тягу, с "пересечением", 10-20-40 тонн возложить на РД-0146. Таким образом вырисовывается три двигателя, два киросиновых и один водородник. Если конечно не потребуется что нибудь действительно мощное для полётов на Луну и планеты :wink:
Дык судя по потугам насчет семейства "Русь-М" 10-тонных водородников явно не хватает, и смысл в более мощном движке явно есть. Но - имхо только на базе опыта, приобретённого на практической эксплуатации РД-0146.
А вот касаемо перспектив практического применения имеющихся НК-31 (да и НК-39) у меня серьёзные сомнения... А про возможность их воспроизводства можно вообще не вспоминать.
А Энергомаш вроде бы уже обещал корейцам что-то однокамерное 30-тонное ?
За корейские деньги чего же не сделать. Только вот делать они его решили самостоятельно.
Ничего, обгадятся-прибегут... Движки ракетные делать не всем дано.
А вот водородник на 40 т тяги на "мятом" газе нужен... Причем без теплообменника, черпающнго тепло из КС, ПМСМ, не обойтись. И делать его нужно уже сейчас. Лезть в диапазон РЛ-60 и Винчи-отдать фору...
ЦитироватьА вот касаемо перспектив практического применения имеющихся НК-31 (да и НК-39) у меня серьёзные сомнения... А про возможность их воспроизводства можно вообще не вспоминать.
Это понятно, но на хранении в СНТК находились 10 НК-39 и 10 НК31.
И потом лично мне очень нравится вот такой вариант:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/209/41.shtml
ЦитироватьВысотный сорокатонник НК-31
Этот снабженный карданным подвесом двигатель разработан в начале 1970-х годов для четвертой ступени РКК Н-1–Л-3. Как следует из сопровождающей таблички, НК-31 имеет ресурс 1200 сек. Представленный экземпляр (№ М11501) проработал на стенде 1500 сек. Суммарная наработка ЖРД и его прототипа – 60350 сек. Двигатель обладает весьма современными параметрами и свойством «горячего» (без захолаживания) запуска.
Неожиданностью стало высказанное на «Двигателях-2000» предложение об использовании НК-31 в качестве маршевого двигателя третьей ступени перспективного РКК «Ямал». До последнего времени в качестве безальтернативного варианта всех «союзовских» блоков «И» рассматривался четырехкамерный ЖРД разработки КБ химической автоматики (КБХА, г.Воронеж). Однако некоторые трудности, связанные с отработкой сравнительно миниатюрной камеры сгорания воронежского РД-0124, вынуждают рассмотреть возможность перехода на однокамерный вариант.
Сейчас, на стадии окончания эскизного проектирования «Ямала», предложения по однокамерному ЖРД выглядят несвоевременными: «ЦСКБ-Прогресс» уже сориентировано на «четырехкамерник». «Однокамерность» подразумевает иную компоновку ступени, с возможным введением торового бака и установкой в его нише маршевого ЖРД. «Плывет» весь проект РКК, что требует серьезной переделки стартового комплекса.
Однако в свете сложившегося положения, чтобы не топтаться на месте, КБХА предложило четыре варианта компоновки блока «И» с однокамерным двигателем. Наибольшего внимания заслуживает модификация с ВСН. В «сложенном» положении ЖРД выше четырехкамерного собрата лишь на 250–300 мм, что позволяет не делать торовый бак, а ограничиться удлинением блока «И» на соответствующую величину. Это не ведет к коренной ломке наземной инфрастуруктуры – можно лишь слегка изменить заправочные шланги да немного (и то, если потребуется) нарастить площадки обслуживания на стартовом сооружении. Добавим: в России выдвижной насадок пока применялся лишь на твердотопливных ступенях МБР.
Интересен способ развертывания ВСН. Нынешний вариант «горячего» разделения ступеней «Ямала» позволяет ввести насадок только после включения ЖРД, что сложно и небезопасно с точки зрения динамики. Теперь предлагается несколько перекомпоновать двигательный отсек, жестко установив маршевый ЖРД и введя автономный рулевой двигатель с отдельным ТНА. Тяга «рулевика» невелика (4х300 кгс), но этого вполне достаточно для отработки программы тангажа – сильных возмущений на участке работы блока «И» практически нет...
Сначала включается рулевой ЖРД, обеспечивающий отход от второй ступени и устойчивый и управляемый полет. Затем, через 6–7 сек, разворачивается ВСН, проверяется герметичность и запускается маршевый двигатель. После выхода его на режим сбрасывается хвостовой отсек. Получается «полугорячая» схема разделения, используемая сейчас на «Зените» и «Протоне».
Все это позволяет перейти на однокамерный маршевый ЖРД оптимальной размерности, уйти от применения на нем кардана (облегчение конструкции) и решить задачу дросселирования (55–60% по ТЗ). «Рулевики» дают «дроссель» на 96% и глубже.
Сейчас необходимо убедить ракетчиков, которые считают слишком сложным иметь на ступени два автономных ЖРД. Однако в принципе неважно, сколько используется двигателей и каких – важно выполнить задачу. И камеры для «рулевиков», и подходящий ТНА можно подобрать из имеющейся номенклатуры.
КБХА уже демонстрировало на международных салонах однокамерный вариант РД-0124М с ТНА от четырехкамерного двигателя и камерой, взятой от ЖРД баллистической ракеты с подводным стартом. Однако он пока существует лишь в «полумакетном» исполнении.
(http://s004.radikal.ru/i208/1004/d6/01e6474a4b68.gif)
Возможна альтернатива: применение на воронежском двигателе самарской камеры от НК-31. ТНА и газоподающий тракт с РД-0124 остается практически без изменений. Специалисты КБХА рассматривают этот вариант, хотя и он небезупречен: по удельному импульсу и удельной массе НК-31 уступает РД-0124.
Это интересное решение имеет исторические корни. Так начинались все ЖРД третьих ступеней «семерки» – с камеры сгорания конструкции М.В.Мельникова (ОКБ-1) и ТНА конструкции С.А.Косберга (ОКБ-156). Четырехкамерный двигатель «Союза» возник путем сборки в блок четырех единичных (уже собственно воронежских) камер с общим ТНА.
В принципе, предлагаемая схема позволяет в ряде случаев объединить третью ступень и разгонный блок. Все зависит от задач полета. Если требуется, например, вывести КА на солнечно-синхронную орбиту высотой порядка 1000 км, то основной участок можно пройти на маршевом двигателе, а высоту поднять на «рулевиках». Так работает «Зенит-2». При выходе на более высокую орбиту отрабатывается одно включение маршевого ЖРД, потом полет на «рулевиках», а затем – повторный запуск. Так работает «Циклон-3». На определенных орбитах такой режим дает выигрыш.
Для достижения высоких орбит надо повторно включать маршевый ЖРД через
45 мин (в антиподной точке). Так долго тянуть на «рулевиках» нельзя – их обязательно надо выключать. Значит, для повторного включения нужны системы управления (СУ) и обеспечения запуска (СОЗ) – это уже прямая дорога к разгонному блоку. А ЖРД третьей ступени для него переразмерен...
ЦитироватьА Энергомаш вроде бы уже обещал корейцам что-то однокамерное 30-тонное ?
В принципе тридцати тонный однокамерник открытой схемы можно сделать на базе серийных компонентов при некоторой кооперации КБ.
Берём газогенератор и ТНА от РД-0110, а камеру сгорания от РД-108А. Ставим углерод-углеродный неохлаждаемый сопловый насадок с большой степенью расширения и будет нам счастье.
ЦитироватьЦитироватьА Энергомаш вроде бы уже обещал корейцам что-то однокамерное 30-тонное ?
....
Берём газогенератор и ТНА от РД-0110, а камеру сгорания от РД-108А. Ставим углерод-углеродный неохлаждаемый сопловый насадок с большой степенью расширения и будет нам счастье.
Однако больно давления разные. Дефорсировать ТНА - тяга меньше получится. Кроме того, закрытая схема скорее потребует переделки гидравлической схемы КС...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА Энергомаш вроде бы уже обещал корейцам что-то однокамерное 30-тонное ?
....
Берём газогенератор и ТНА от РД-0110, а камеру сгорания от РД-108А. Ставим углерод-углеродный неохлаждаемый сопловый насадок с большой степенью расширения и будет нам счастье.
Однако больно давления разные. Дефорсировать ТНА - тяга меньше получится. Кроме того, закрытая схема скорее потребует переделки гидравлической схемы КС...
Да несильно разные там давления в КС.
ЦитироватьДа несильно разные там давления в КС.
Мда, почему-то прочитал вместо РД-110 РД-0124
(http://i055.radikal.ru/1004/95/2c2e57464bb8.jpg)
(http://i003.radikal.ru/1004/3b/863c04cecb15.jpg)
(http://s12.radikal.ru/i185/1004/5d/a2795b18e554.jpg)
У РД-0110 соотношение компонентов 2,183; тяга 30,48 тс в вакууме и давление 6,8 Мпа.
У РД-108А соотношение компонентов 2,39; тяга без РА 94 тс в вакууме (23,5 тс на камеру) и давление 5,44 Мпа.
У РД-107А соотношение компонентов 2,47; тяга без РА 99 тс в вакууме (24,75 тс на камеру) и давление 6,0 Мпа.
http://www.lpre.de/energomash/RD-107/index.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/11942.jpg)
(http://i080.radikal.ru/1004/e1/ac9e71817148.gif)
(http://s002.radikal.ru/i200/1004/2c/b15a49439cfc.gif)
Геометрическая степень расширения сопла РД-107 равна 18,86 при диаметре 720 мм. Если поставить сопловый насадок с диаметром среза сопла 1440 мм, то геометрическая степень расширения сопла возрастёт вчетверо и составит 4*18,86=75,44. Думаю УИ возрастёт на 10-15 секунд.
Одновременно возрастёт и тяга. Можно увеличить соотношение компонентов с 2,18 до 2,39 с одновременным снижением давления до приемлемых для камеры РД-108А величин.
К сожалению по камере РД-0110 данных у меня нет. Диаметр среза сопла, насколько я могу судить, равен 1100 мм при длине 1400-1500 мм (по данным на РД-0105-0109).
ЦитироватьНичего, обгадятся-прибегут... Движки ракетные делать не всем дано.
А вот водородник на 40 т тяги на "мятом" газе нужен... Причем без теплообменника, черпающнго тепло из КС, ПМСМ, не обойтись. И делать его нужно уже сейчас. Лезть в диапазон РЛ-60 и Винчи-отдать фору...
Слабо представляю где и как там можно теплообменник разместить. :roll:
Эх... Если найду ПДФ-ки то выложу. Вроде они выложены были на ветке Гостя 22. Там про японские изыскания мельком было. По памяти что-то вроде возле форсуночной головки, как бы не кольцом вокруг форсунок не вылазя за концы форсунок. А теплообмен, нужно полагать, за счет водорода вдуваемого через днище ФГ и лучистый.
ЦитироватьДоклады по японским безгенераторным двигателям:
MB-60:
http://www.lpre.de/resources/articles/2009-a-03.pdf
LE-X:
http://www.lpre.de/resources/articles/2009-a-04.pdf
http://www.lpre.de/resources/articles/2009-a-05.pdf
По LE-X и MB-60 интересная информация. Но схема там другая: безгазогенераторная с открытым циклом. LE-X они собираются на первую ступень ставить.
(http://i065.radikal.ru/1004/52/03f00a418619.jpg)
И для увеличения теплоотдачи им пришлось камеру сгорания удлинять.
http://ru-patent.info/21/80-84/2183759.html
http://www.sibpatent.ru/patent.asp?nPubl=2183759&mpkcls=F02K009&ptncls=F02K009/48&sort=2
ЦитироватьКИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в транспортных космических системах. Двигатель включает камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты. Кислородный насос одного турбонасосного агрегата снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием. Водородный насос другого турбонасосного агрегата снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. Выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя и уменьшить его габариты при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого турбонасосного агрегата.
Номер патента: 2183759
Класс(ы) патента: F02K9/48
Номер заявки: 2000102271/06
Дата подачи заявки: 27.01.2000
Дата публикации: 20.06.2002
Заявитель(и): Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая
корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"
Автор(ы): Иванов Н.Ф.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"
Описание изобретения:
Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) относится к ракетно-космической технике и предназначен для транспортных космических систем (ТКС), хотя бы один из компонентов топлива которых является криогенной жидкостью.
Конкурентоспособность современных ТКС определяется стоимостью выведения единицы массы полезного груза (ПГ) на заданную орбиту и их надежностью. Существенное снижение стоимости выведения возможно на многоразовых ТКС. Первые многоразовые системы "Спейс-Шаттл" [1] и "Буран" [2] не дали ожидаемых результатов снижения стоимости выведения. Во многом это объясняется попыткой решения новых задач старыми методами - для повышения удельного импульса ЖРД максимально форсировалось давление в камере сгорания (свыше 200 кГс/см2). Это привело к необходимости выполнения их двигателей по замкнутой газогенераторной схеме с дожиганием, характеризующейся предельно напряженным режимом работы турбонасосных агрегатов (ТНА). В результате, для обеспечения приемлемой надежности, кислородо-водородные двигатели "Шаттла" приходится перебирать после каждого полета при прогнозировании ресурса в 55 полетов [1, с.87] , а кислородо-водородные ЖРД "Бурана" обеспечили только однократное применение. О значении надежности при современной стоимости ПГ говорят, например, потери из-за аварий ракет-носителей (РН) только в США за неполный год в сумме 3,5 млрд. долл. [3]. Опыт создания и эксплуатации первых многоразовых систем показал необходимость системного подхода к надежности, ресурсу и удельному импульсу ЖРД.
Известны ЖРД открытой схемы с выбросом продуктов привода ТНА после турбины во внешнюю среду, обеспечивающие высокую надежность ТКС. Например, РН типа "Союз" с такими двигателями эксплуатируются уже несколько десятилетий и зарекомендовали себя самыми надежными средствами выведения ПГ [4]. Новейшая европейская тяжелая РН "Ариан 5" имеет на первой ступени кислородо-водородный ЖРД "Вулкан", выполненный по открытой схеме [5, с.85].
Однако такие двигатели не нашли применения в многоразовых ТКС несмотря на их простоту и высокую надежность из-за ограниченного давления в камере сгорания (не превышает 100 кГс/см2).
Известны кислородо-водородные ЖРД замкнутой безгазогенераторной схемы с дожиганием типа RL10, также десятилетиями эксплуатации подтвердившие свою высокую надежность [5, с.47]. Привод турбины ТНА этого двигателя обеспечивается газифицированным в тракте регенеративного охлаждения камеры водородом.
К недостаткам этого ЖРД относится еще более ограниченное давление в камере сгорания (не превышает 50 кГс/см2).
Известен кислородо-водородный ЖРД ( США, патент 4171615, кл. F 02 К 9/02 ), принятый за прототип предлагаемого изобретения. Храктерной особенностью этого кислородо-водородного ЖРД является применение комбинированной системы подачи компонентов топлива - замкнутой безгазогенераторной, аналогичной двигателю RL10, и открытой газогенераторной. Такая комбинация, сочетая простоту и надежность указанных систем, позволяет существенно повысить давление в камере сгорания, увеличивая тем самым удельный импульс тяги и сокращая габариты двигателя при неизменной степени расширения сопла. Для кислородо-водородного двигателя достижимое давление в камере сгорания поднимается за счет автономного привода каждого ТНА до уровня около 120-150 кГс/см2 в зависимости от соотношения компонентов топлива. Кислородо-водородный ЖРД включает камеру с трактом регенеративного охлаждения и автономные ТНА топливных компонентов, первый из которых снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием, второй ТНА снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива. При этом отборы компонентов топлива для газогенератора выполнены сразу за насосами, тем самым исключая часть компонента топлива из тракта регенеративного охлаждения и привода турбины первого ТНА с соответствующим ограничением давления за насосом этого ТНА.
Задачей изобретения является увеличение удельного импульса тяги двигателя и сокращение его габаритов при неизменной степени расширения сопла за счет повышения давления в камере, достигаемого повышением давления за насосом первого ТНА.
Поставленная задача достигается тем, что в кислородо-водородном ЖРД, включающем камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные ТНА, кислородный насос которых снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием, водородный насос снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива в отличие от известных решений, выходная полость турбины ТНА кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода ТНА водорода.
Изобретение поясняется чертежами на примере кислородно-водородного двигателя в двух вариантах:
фиг.1 - схема кислородо-водородного ЖРД с сопловым насадком;
фиг.2 - схема кислородо-водородного ЖРД с соплами крена.
(http://s49.radikal.ru/i125/1004/3c/a470635c1b37.jpg)
фиг.1 - схема кислородо-водородного ЖРД с сопловым насадком;
На чертеже представлены следующие позиции:
1 - камера двигателя;
2 - ТНА кислорода;
3 - ТНА водорода;
4 - газогенератор;
5 - регулятор тяги;
6 - регулятор соотношения компонентов;
7 - тракт регенеративного охлаждения;
8 - смесительная головка камеры;
9 - смесительная головка газогенератора;
10 - сопловой насадок;
11 - насос кислорода;
12 - турбина кислорода;
13 - входная полость турбины кислорода;
14 - выходная полость турбины кислорода;
15 - насос водорода;
16 - турбина водорода;
17 - входная полость турбины водорода;
18 - выхлопные патрубки;
19 - отсечной клапан кислорода;
20 - отсечной клапан водорода;
21 - газовод турбины кислорода;
22 - входной газовод газогенератора;
23 - трубопровод кислорода газогенератора;
24 - напорная магистраль кислорода;
25 - выходной газовод газогенератора;
26 - патрубок сброса водорода;
27 - коллектор сброса газа;
28 - сопла крена.
Кислородо-водородный ЖРД включает камеру 1, создающую основную тягу двигателя, первый ТНА (кислорода) 2 и второй ТНА (водорода) 3, обеспечивающие подачу компонентов, газогенератор 4 привода ТНА 3. Регулятор тяги 5 служит для поддержания тяги двигателя в заданном диапазоне, регулятор соотношения компонентов 6 поддерживает расход водорода, соответствующий расходу кислорода. Тракт регенеративного охлаждения 7 обеспечивает допустимый температурный режим камеры 1 и привод ТНА 2. Смесительные головки 8 камеры 1 и 9 газогенератора 4 создают условия для нормального горения компонентов топлива. Сопловой насадок 10 увеличивает степень расширения продуктов сгорания камеры 1 и газогенератора 4, создавая дополнительную тягу (один из вариантов утилизации продуктов сгорания). Насос кислорода 11 создает давление, необходимое для подачи компонента в камеру 1 и газогенератор 4. Привод насоса 11 обеспечивает турбина кислорода 12. Входная полость турбины кислорода 13 создает условия для нормальной работы турбины 12, выходная полость турбины кислорода 14 формирует поток газа для подачи в смесительные головки 8 и 9. Насос водорода 15 создает давление для подачи компонента в тракт регенеративного охлаждения 7, привод насоса 15 обеспечивает турбина водорода 16. Входная полость турбины водорода 17 создает условия для нормальной работы турбины 16. Отработанные газы отводятся от турбины 16 выхлопными патрубками 18. Отсечные клапаны кислорода 19 и водорода 20 открывают или отсекают подачу компонентов в камеру 1 и газогенератор 4. Газовод турбины кислорода 21 сообщает тракт регенеративного охлаждения 7 с входной полостью турбины 13. Входной газовод газогенератора 22 соединяет выходную полость турбины кислорода 14 со смесительной головкой 9, трубопровод кислорода газогенератора 23 сообщает напорную магистраль кислорода 24 со смесительной головкой 9. Выходной газовод газогенератора 25 служит для подвода газа к входной полости 17. Патрубок сброса водорода 26 обеспечивает сброс газифицированного водорода в обход турбины 12 для регулирования тяги. Коллектор сброса газа 27 равномерно распределяет отработанный на турбине 16 газ по периферии соплового насадка 10. Качающиеся сопла крена 28 (фиг.2) создают дополнительную тягу и обеспечивают управление летательным аппаратом по крену (второй вариант утилизации продуктов сгорания газогенератора).
В исходном состоянии насосы кислорода 11 и водорода 15 сообщены с баками компонентов топлива расходными магистралями и захоложены до рабочего состояния. Функционирование двигателя начинается с открытия отсечного клапана водорода 20, при этом жидкий водород под баковым давлением или при дополнительной раскрутке турбины 16 от бортовых баллонов поступает в тракт регенеративного охлаждения 7, где газифицируется за счет аккумулированного конструкцией тепла. Через газовод 21 водород подается на турбину 12 и далее в камеру 1, а через газовод 22 - в газогенератор 4 и на турбину 16, истекая через патрубки 18 и сопловой насадок 10 или сопла крена 28 (фиг.2). По достижении расчетного давления открывается отсечной клапан кислорода 19 и окислитель через напорную магистраль 24 поступает в смесительную головку 8, а по трубопроводу 23 - в смесительную головку 9. В камере 1 и газогенераторе 4 компоненты зажигаются от источника воспламенения, интенсифицируется процесс подогрева газа в тракте регенеративного охлаждения 7. Регулятором тяги 5 и соотношения компонентов 6 двигатель выводится на расчетный режим тяги. Выключение ЖРД начинается переводом регулятора 5 на режим малой тяги за счет сброса части водорода через патрубок 26 в обход турбины 12. Падает расход кислорода через камеру 1 и газогенератор 4, ТНА 3 так же переходит на малый расход водорода. По достижении расчетного давления за насосами кислорода 11 закрывается отсечной клапан 19, прекращается горение в камере 1 и газогенераторе 4. Закрывается отсечной клапан 20, прекращается подача водорода в двигатель.
Для предлагаемого кислородо-водородного ЖРД проведена оценка возможного повышения давления за насосом ТНА кислорода, являющегося определяющим для достижимого давления в камере сгорания.
Исходные данные для расчета представлены в табл.1.
На основании этих исходных данных определены относительные расходы водорода в двигателе, приведенные в табл.2.
Таким образом, повышение давления за насосом кислорода по сравнению с прототипом, пропорциональное увеличению расхода газифицированного водорода через турбину ТНА кислорода, составит 2/12,3•100%=16,3%.
Указанный уровень достижимых давлений в камере сгорания делает реальным применение предлагаемого двигателя не только на разгонных блоках, но и на ракетах-носителях. Кроме того, облегчается компоновка ЖРД на изделии за счет уменьшения габаритов двигателя.
Комплектующие указанного кислородо-водородного ЖРД освоены отечественной промышленностью.
ЛИТЕРАТУРА
1. "МТКС "Спейс Шаттл". Часть 1. Технико-экономическое обоснование и основные характеристики". ГОНТИ - 4 (РКК "Энергия"), 1976.
2. "Многоразовый орбитальный корабль "Буран". 1995 г., М.: Машиностроение.
3. "Президент США распорядился провести расследование причин шести неудачных запусков". Еженедельник "Аэрокосмос", 20, 1999, "ИТАР-ТАСС". М.: ИТАР-ТАСС.
4. "Ракеты-носители государственного космического центра "Прогресс". "Отечественные ракеты-носители", Санкт-Петербург, 1996.
5. В. В. Андреев, В. А. Мазарченков "Зарубежные ракетные двигатели". "Министерство обороны РФ", 1997 г.
Формула изобретения: Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель, включающий камеру с трактом регенеративного охлаждения водородом и автономные турбонасосные агрегаты, кислородный насос которых снабжен приводом по замкнутой безгазогенераторной схеме с дожиганием, водородный насос снабжен приводом по открытой газогенераторной схеме на основных компонентах топлива, отличающийся тем, что выходная полость турбины турбонасосного агрегата кислорода сообщена газоводом со смесительной головкой газогенератора привода турбонасосного агрегата водорода.
Похожий вариант предлагал и я, но с ТНА горючего, выполненным по замкнутой безгазонераторной схеме, и ТНА окислителя замкнутой схемы на окислительном газогенераторном газе.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=509199#509199
ЦитироватьНа ЖК/пропане (ЖК/метане) можно реализовать полубезгазогенераторную схему газ-газ.
Используем два ТНА: один для кислорода и второй для пропана.
Весь кислород подаём в газогенератор, где и сжигаем с небольшим количеством пропана. Кислый газ подаём на турбину кислородного ТНА, а после неё в КС. Пропан пропускаем через рубашку КС, затем подаём на турбину пропанового ТНА, а после неё в КС.
Это позволит снизить мощность кислородного ТНА, а значит и температуру кислого газа.
Кроме того упрощаются сами ТНА, поскольку снижаются требования к уплотнениям между насосами и турбиной.
Правда придётся повозиться с синхронизацией ТНА. И остаётся проблема с медленным выходом на мощность.
ЦитироватьВ принципе такой гибрид возможен и в открытой схеме, поскольку снижается количество топлива сжигаемого в газогенераторе, а значит растёт УИ.
Такие гибридные схемы позволяют снять ограничение в 30 тс тяги, характерное для двигателей расширительного цикла, и/или поднять давление в КС.
Цитировать...Патент Российской Федерации...
ЦитироватьПохожий вариант предлагал и я, но с ТНА горючего, выполненным по замкнутой безгазонераторной схеме, и ТНА окислителя замкнутой схемы на окислительном газогенераторном газе.
Надо было патентовать....
ЦитироватьТакие гибридные схемы позволяют снять ограничение в 30 тс тяги, характерное для двигателей расширительного цикла, и/или поднять давление в КС.
Такие схемы явно имеют недостатки по сравнению с классической с дожиганием (вялый старт, сложность синхронизации ТНА), а вот преимущества что-то не очевидны (ГГ мы уже добавили).
В чем же profit?
Там патент от 2002 года. :wink:
Правда на гибридную открытую схему.
Профит для безгазогенераторника: преодоление барьера в 30 тс тяги и/или повышение удельных параметров.
Профит для замкнутой схемы: резкое снижение количества и параметров газогенераторного газа и как следствие повышение надёжности.
Профит в возможности обойти ограничение на теплосъем с КС для "мятия газа" и ГГ тут будет далекий от вылизанности его в нормальных движках.
Водородник с поноценным ГГ и ТНА дороже чем на "мятом газе", но у последнего ограничение по максимальной достижимой тяге в 25-30 т, которое и пытаемся обойти. 10-тонник для 2 ступени маловат и 25-тонник тоже. Нужно 40-50 т.
П.С. Что перевесит я не уверен. Но схема на жизнь имеет право.
Положим замкнутый водородник с дожиганием сладкого газогенераторного газа будет проще.
Но для метана и пропана схему можно использовать.
ЦитироватьТам патент от 2002 года. :wink:
Правда на гибридную открытую схему.
Профит для безгазогенераторника: преодоление барьера в 30 тс тяги и/или повышение удельных параметров.
Профит для замкнутой схемы: резкое снижение количества и параметров газогенераторного газа и как следствие повышение надёжности.
Безгазогенераторником двигатель с ГГ я бы не рискнул уже называть :)
Ну в общем, видимо преимущества не оправдывают недостатков. Не зря все выполняют этот диапазон в традиционной схеме.
Тут еще можно вспомнить про холивар - два или один ТНА...
ЦитироватьПрофит в возможности обойти ограничение на теплосъем с КС для "мятия газа" и ГГ тут будет далекий от вылизанности его в нормальных движках.
Водородник с поноценным ГГ и ТНА дороже чем на "мятом газе", но у последнего ограничение по максимальной достижимой тяге в 25-30 т, которое и пытаемся обойти. 10-тонник для 2 ступени маловат и 25-тонник тоже. Нужно 40-50 т.
П.С. Что перевесит я не уверен. Но схема на жизнь имеет право.
Вы как-то быстро шапки переодеваете на себе :) "Полумятая" схема и ГГ имеет (и вылизывать его придется точно так же, только расход меньше будет), и в то же время всю тяжесть "рубашечной" газификации на себе тащит (ПГС там сложнее). 2 ТНА опять же, специально придеться ставить схемы слива одного из компонентов при запуске, что бы добиться синхронности, и еще наверняка миллиард проблем.
Вспомнил что за движок планировался с теплообменником в камере-японский HIPEX.
Угадайка (не нашёл старый топик)
Что это?
(http://i070.radikal.ru/1007/ee/a0c16840f726.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитироватьУгадайка (не нашёл старый топик)
Что это?
(http://i070.radikal.ru/1007/ee/a0c16840f726.jpg) (http://www.radikal.ru)
http://www.yuzhnoye.com/?id=144&path=Aerospace Technology/Rocket Propulsion/Liquid Engines/Sustainers/RD-858/RD-858
Но он не для верхнихступеней.
Вернее некуда :lol:
Сравните с ДУ блока Е ЛК.
(http://s57.radikal.ru/i155/0903/81/d522b6149a2f.jpg)
ЦитироватьВернее некуда :lol:
Сравните с ДУ блока Е ЛК.
(http://s57.radikal.ru/i155/0903/81/d522b6149a2f.jpg)
"Если на клетке с буйволом написано "тигр", не верь глазам своим"! :lol:
:lol:
PS
Почему то запомнилось, что один из двигателей блока Е, все же использозовался на верхней ступени одного из боевых комплексов.
PSS
В поисках одного, набрел на другое. Улыбнуло :)
(http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/energia-50/156.jpg)
Лунный корабль
2. Ракетный блок Е
ЦитироватьПочему то запомнилось, что один из двигателей блока Е, все же использозовался на верхней ступени одного из боевых комплексов.
Почему-то мне такого не попадалось.
Подробностей нет ?
ЦитироватьЦитироватьПочему то запомнилось, что один из двигателей блока Е, все же использозовался на верхней ступени одного из боевых комплексов.
Почему-то мне такого не попадалось.
Подробностей нет ?
Информация проскакивала в открытом интервью по ТВ от уткинцев (начало - середина 90) это все к сожелению.
http://www.spacenews.com/military/air-force-upper-stage.html
ЦитироватьFri, 15 October, 2010
U.S. Air Force Ponders New Upper-stage Rocket Engine[/size]
By Turner Brinton
WASHINGTON — The U.S. Air Force is beginning to weigh options for developing a more capable and affordable upper-stage engine for the Atlas 5 and Delta 4 rockets the service uses to launch most national security payloads.
The Air Force Space and Missile Systems Center in Los Angeles is giving industry until Nov. 9 to submit ideas for building a next-generation upper-stage engine to replace by 2017 the two versions of the RL-10 engine Pratt & Whitney Rocketdyne builds for the Atlas 5 and Delta 4. A formal request for information the Air Force posted Sept. 27 on the Federal Business Opportunities website has garnered the attention of Pratt & Whitney Rocketdyne and its rival Aerojet, the other main U.S. producer of liquid-fueled rocket engines.
Originally developed under the Air Force's Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV) program as competing rockets, the Atlas 5 and Delta 4 are operated today by United Launch Alliance of Denver, a Boeing-Lockheed Martin joint venture. The rockets use slightly different versions of the liquid hydrogen-fueled RL-10 engine to power their upper stage. While the engine has evolved over the years, Pratt & Whitney Rocketdyne officials say engineers are reaching the limit of additional improvements that can be squeezed out of the 50-year-old engine design.
The Air Force plans to continue to rely heavily on the EELV rockets until at least 2030, and the service wants to have a new upper-stage engine produced and qualified by 2017 that uses the same cryogenic fuel as the RL-10, according to the Sept. 27 posting. The proposed next-generation engine "would use modern design and manufacturing methods. It is expected that the new engine will demonstrate state-of-the-art operating margin and reliability and minimize life-cycle costs," the posting said.
The RL-10B-2 engine used in the Atlas 5 vehicle is more capable than its Delta 4 counterpart, the RL-10A-4-2. The Atlas variant produces 24,750 pounds of thrust and has a specific impulse — a measure of the engine's efficiency — of 465.5 seconds. The Air Force would like the next-generation engine to be as efficient as the current Atlas design and produce between 25,000 pounds and 35,000 pounds of thrust, the posting said.
Canoga Park, Calif.-based Pratt & Whitney Rocketdyne has encouraged the Air Force to invest in new engine development as a way to drive down the ever-increasing costs of the EELV program.
"We certainly have been advocating the need to go to a next-generation engine, not because we believe the RL-10 is necessarily a bad engine — it has a tremendous demonstrated reliability and has flown more than 500 times — but it's based on technology that was formed in the late '50s and early '60s," said Steve Bouley, Pratt & Whitney Rocketdyne's vice president for launch vehicles and hypersonic systems.
"We see an advantage in making an investment now to go to a next-generation engine and leverage the ability to have the same kind of reliability and performance as a minimum and reduce the cost, improve the manufacturability and leverage the history of the RL-10," he said.
Pratt & Whitney Rocketdyne in recent years has invested some $40 million in new technologies such as turbo pumps and new engine chamber and ejector designs, and it has presented the Air Force with a roadmap for moving to a next-generation engine design, Bouley said.
The other primary U.S. developer of liquid-fueled rocket engines, Aerojet of Sacramento, Calif., also plans to respond to the Air Force's request for information.
"We're pleased that advanced capabilities are being evaluated," said Julie Van Kleeck, Aerojet's vice president for space and launch systems. "We think anything to further the U.S. propulsion capability in terms of using modern manufacturing processes is a positive."
More than improved performance, Van Kleeck believes the Air Force is most interested in developing an engine that will be more affordable while retaining the same level of reliability as the current designs.
"One of the things that is pretty clear within the industry is affordability is what we will all be living with and having to treat as the key criteria for any decisions that get made going forward," she said. "As a company, we've been working on our competitiveness and affordability for quite some time, leaning out the operation and reducing the footprint, and so on. ... We think there are some advances in technology that can improve the affordability and robustness in this product."
Pratt & Whitney Rocketdyne and Aerojet face a measure of business uncertainty because both are developing propulsion systems for NASA's Constellation program, which the White House is trying to cancel. Pratt & Whitney Rocketdyne, for example, has been developing the J2-X engines that would power the upper stages of the Ares 1 and Ares 5 rockets, and Aerojet has been developing multiple propulsion systems for the Orion crew capsule and escape system.
Air Force spokeswoman LaGina Jackson was unable by press time to provide further schedule and funding details related to the next-generation engine efforts.
Federal Business Opportunities Web site:
Next Generation Engine (NGE) Request for Information (https://www.fbo.gov/index?s=opportunity&mode=form&id=d23c8a2ed2c27f3ce252c6e702a89a10&tab=core&_cview=0)
Solicitation Number: SMC10-55
Agency: Department of the Air Force
Office: Air Force Space Command
Location: SMC - Space and Missile Systems Center
ЦитироватьSolicitation Number: SMC10-55
Notice Type: Sources Sought
Synopsis: Added: Sep 27, 2010 12:00 pm
This is a Request for Information (RFI) for market research purposes issued by the Launch and Range Systems Wing (LRSW) at the Space and Missile Systems Center (SMC). The United States Air Force (USAF) is seeking information from domestic manufacturers capable of developing and manufacturing a new upper stage engine for the EELV Program.
PURPOSE
The purpose of this RFI is to seek information from domestic manufacturers capable of developing and manufacturing a new upper stage engine.
THIS IS A REQUEST FOR INFORMATION ONLY. This RFI is issued solely for information and planning purposes. It does not constitute a solicitation (Request for Proposal or Request for Quotations) or a promise to issue a solicitation in the future. As stipulated in FAR 15.201(e), responses to this notice are not considered offers, shall not be used as a proposal, and cannot be accepted by the Government to form a binding contract. This RFI does not commit the Government to contract for any supply or service whatsoever. Furthermore, we are not seeking proposals at this time. Responders are advised that the Government will not pay for any information or administrative costs incurred in response to this RFI. All costs associated with responding to this RFI will be solely at the responding party's expense.
The Government requests that non-proprietary information be submitted in response to this RFI. However, should proprietary information be submitted, it should be marked PROPRIETARY and will be handled accordingly. The Government shall not be liable for or suffer any consequential damages for any proprietary information not properly identified. Proprietary information will be safeguarded in accordance with the applicable Government regulations. Proprietary information or trade secrets should be clearly identified.
BACKGROUND:
The Atlas V and Delta IV upper stages currently employ two different variants of the RL10 rocket engine. While the RL10 engines meet current requirements, the Air Force anticipates needing a new engine produced and qualified NET 2017.
OVERVIEW OF OBJECTIVES:
The Air Force is seeking an upper stage engine utilizing modern design and manufacturing methods. It is expected that the new engine will demonstrate state-of-the-art operating margin and reliability and minimize life-cycle costs.
UPPER STAGE ENGINE TECHNICAL REQUIREMENTS
The engine will be a U.S. developed and manufactured LOX/LH2 rocket engine with a vacuum thrust in the range of 25k lbfs to 35k lbfs integratable with the upper stage of the EELV family of launch vehicles.
Additional top level technical requirements:
Isp (vacuum): 465 seconds or greater
Nozzle: Fixed (preferred, but not required)
Throttle: Throttlable down to 21,000 lbs (deeper throttle desired, but not required)
Restartable: Minimum of 4 flight starts
Life expectancy: 3000 seconds or greater
Reusable: Not required
Mixture Ratio: Adjustable during operation
Length (gimbal to nozzle exit): NTE 90 inches
Exit Diameter: NTE 73 inches (desired)
Threshold Reliability: 0.9990 or greater
UPPER STAGE ENGINE INFORMATION SOUGHT
The Air Force is asking for insight into the state of development of candidate solutions for upper stage engines, technology readiness levels (TRL), manufacturing readiness level (MRL), and critical technology risk reduction efforts.
Listed below are areas that the response shall cover.
Capabilities:
1. If a prototype engine or major subsystems exist and have been operated, provide the following: engine and installation photographs; non-proprietary description of engine characteristics that are critical to achieving the required thrust, specific impulse, and reliability; historical data on operation with LOX/LH2; information regarding where and how the engines have been tested or operated and in what configuration; and, name of technical POC to whom engine inquiries may be addressed.
2. Provide schedule to mature engine to TRL 6. TRL 6 is defined as: System/subsystem model or prototype demonstration in a relevant environment. TRL 6 represents a major step up in the technology's demonstrated readiness. Examples include testing a prototype in a high fidelity laboratory environment, or in a simulated operational environment.
3. Detail any proven manufacturing programs and capability related to liquid-propellant rocket engines.
4. Provide manufacturing process and material issues that contribute to engine's design, performance, durability, reliability, or cost.
5. Provide schedule to mature engine manufacturing processes to a Manufacturing Readiness Level (MRL) of 7. MRL 7 is defined as: capability to produce systems, subsystems or components in a production representative environment. MRLs provide a better understanding of the maturity and risks involved with respect to the products manufacturing readiness.
6. Provide an estimated annual production rate that supports the industrial base to include critical suppliers. Provide details for any components or supplier not in the United States.
PROGRAM AND BUSINESS MANAGEMENT
The USAF is seeking Industry inputs into methods to manage these programs to include effective and affordable business practices.
a) Discuss procurement approaches to include alternative business arrangements, such as teaming.
b) Describe how you would leverage any existing efforts to include hardware, designs, analysis, and facilities to save cost and accelerate schedule. Identify any existing assets from which you require or obtain benefit that support the technology maturation in a timely, affordable, and efficient manner. Identify any new assets that may be required, such as new testing facilities.
REFERENCES LIBRARY
Reference documents are available only upon request and will be provided only to individuals with the proper security clearances.
EELV Satellite Interface Specification
SUBMISSION OF RESPONSES: ALL RESPONSES SHALL BE SUBMITTED VIA EMAIL TO THE POC IDENTIFIED BELOW.
Interested sources possessing the capacity to meet all of the requirements and conditions outlined above must so indicate by responding via email to Point of Contact (POC) identified herein. All submissions should include the company name and POC to include, name, position, telephone number and email address. All interested sources are encouraged to respond to this Sources Sought synopsis by providing the above information on or before Close of Business 30 days following the publication of this RFI. All responses must be unclassified. If submitted, all proprietary and restricted information shall be clearly marked. The Government will NOT be responsible for any proprietary information not clearly marked.
Reference the section numbering convention when responding to the RFI. All documents must be electronically provided in Microsoft Word, Excel or other Microsoft Office compatible format. Response is limited to 25 pages, single spaced, Times New Roman, 12 pt font, with minimum one-inch margins. Appendices are allowed, but limited to drawings, schematics, photographs, and tables.
SUMMARY
SMC strives to develop a comprehensive acquisition approach to invest in the development a new upper stage engine. Industry involvement early in the development phase is essential for SMC to formulate a strategy to meet the national objectives of developing domestic propulsion systems that are both affordable and used by multiple customers. Any resulting acquisition approach will utilize these guiding principles:
a) Affordability
b) Satisfy multiple customers
c) Maximize competition
d) Procure appropriate intellectual property
e) Leverage existing programs
f) Apply the appropriate set of performance measures and incentives
g) Leverage existing industry programs
h) Maximize the use of small businesses
Responses must clearly demonstrate the qualifications, capability and expertise of the vendor. Responses to this notice will be used as part of the market research to develop the acquisition strategy that satisfies this potential requirement. Responses from small and disadvantaged business is highly encouraged. The applicable NAICS is 541712 with a 1,000 employee size standard. The Government has not formalized an acquisition strategy. There is no solicitation and there is no other information available at this time.
Contracting Office Address: 483 North Aviation Blvd El Segundo, California 90245-2808
Place of Performance: 483 N. Aviation Blvd El Segundo, California 90245 United States
Primary Point of Contact.: Kathleen Scholefield, Contracting Officer kathleen.scholefield@losangeles.af.mil Phone: 310-653-3696
Secondary Point of Contact: Doreen Grosvirt-Dramen, Contract Specialist doreen.grosvirt-dramen@losangeles.af.mil Phone: (310)653-3343
Жалко КБХА не дадут подать заявку - конкурс полу-закрытый ("Америка для американцев"),
даже документацию для тендера нельзя получить без соответствующих "proper security clearances". :roll:
При наличии РД-0146/РД-0148 КБХА вполне бы вписался с запасом в требуемые HхD 2286 х 1854.2 мм:
у РД-0146 HхD 2200 х 1250 мм, удельный инмпульс 463 сек (при требуемых 465 сек),
правда тяга маловата - 98.1 кН при требуемом диапазоне тяги от 111 до 155 кН.
Если Pratt & Whitney выиграет, может что-то перепадёт и Воронежу для продвижения РД-0148 на рынок.
Даже с учетом того что заказчик (ВВС США) отдаёт предпочтение своим производителям по
политико-экономическим причинам, он признавал еще в 2006 году что двигатели РД-0146 сопоставимы по ТТХ c RL-10:
A Review of United States Air Force and Department of Defense Aerospace Propulsion Needs.
Committee on Air Force and Department of Defense Aerospace Propulsion Needs, National Research Council.
ISBN: 0-309-66243-5, 90 pages, 6 x 9, (2006)
Цитироватьтребуемые HхD 2286 х 1854.2 мм:
требуемый удельный импульс 465 сек,
требуемый диапазон тяги от 111 до 155 кН.
Ну да, написано почти один к одному про RL-10-B-2. ;)
За исключением сопла только. К чему называть его новым, неясно.
Попил по-американски?
ИМХО речь идет о финансировании нового RL-10-B-3 :idea:
ЦитироватьИМХО речь идет о финансировании нового RL-10-B-3 :idea:
Согласен.
ЦитироватьЦитироватьИМХО речь идет о финансировании нового RL-10-B-3 :idea:
Согласен.
Вообще-то я слегка погорячился: речь идет также о двигателях
RL-10A4-3 и NGE (New Generation Engine):oops:
(//TODO%20Picture)
Heavy Lift Launch Vehicle Study (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=13737.0;attach=228168)