Двигатель РД58М долгое время был рекордсменом по УИ в классе кислородно-керосиновых двигателей для РБ.
Цитирую Гостя 22 из соседней темы:
ЦитироватьДля РД-58М (РД-58С - модиф. под синтин):
тяга - 85 кН (8.67 т)
УИ (п) - 354 с (керосин), 361 с (синтин)
pк - 7.8 МПа
степень расширения сопла - 189
Время работы 680-720 с.
Многократное включение.
Но появился РД0124 с УИ 359 с на керосине. У него четыре камеры , Тяга 30 тс , время работы 300с.
Планируется РД0124А для Ангары. Параметры те же, но время работы 500 с и возможность двукратного включения.
Возникает вопрос нельзя ли на базе четвертушки РД0124А создать однокамерный ЖРД для РБ?
Получим:
Тяга в вакууме 7,5тс.
УИ в вакууме 359с, а с раздвижным сопловым насадком 363 с (уже получено для РД0154).
Время работы 500-700с.
Возможность многократного включения.
Вполне может заменить РД58М.
Тем более что на базе одной камеры РД0124, уже делается РД0158 для "Воздушного старта". У него УИ 360с, но тяга только 3 тс.
ЦитироватьДвигатель РД58М долгое время был рекордсменом по УИ в классе кислородно-керосиновых двигателей для РБ.
Цитирую Гостя 22 из соседней темы:
ЦитироватьДля РД-58М (РД-58С - модиф. под синтин):
тяга - 85 кН (8.67 т)
УИ (п) - 354 с (керосин), 361 с (синтин)
pк - 7.8 МПа
степень расширения сопла - 189
Время работы 680-720 с.
Многократное включение.
Но появился РД0124 с УИ 359 с на керосине. У него четыре камеры , Тяга 30 тс , время работы 300с.
Планируется РД0124А для Ангары. Параметры те же, но время работы 500 с и возможность двукратного включения.
Возникает вопрос нельзя ли на базе четвертушки РД0124А создать однокамерный ЖРД для РБ?
Получим:
Тяга в вакууме 7,5тс.
УИ в вакууме 359с, а с раздвижным сопловым насадком 363 с (уже получено для РД0154).
Время работы 500-700с.
Возможность многократного включения.
Вполне может заменить РД58М.
Тем более что на базе одной камеры РД0124, уже делается РД0158 для "Воздушного старта". У него УИ 360с, но тяга только 3 тс.
РККЭ делать так не будет. При такой переработке получится незначительный рост УИ (1%), заметное падение тяги (13%). Многократно включаться может и РД-58. При этом придётся потратиться на переработку. При этом исходный двигатель сделан не в РККЭ - со всеми вытекающими, типа отсутствия кадров, накладных расходов, отсутствия истории разработки.
Не РККЭ может пойти на такую переработку. Сделать прямого конкурента РД-58. Надо бы, конечно, посмотреть, какой двигатель получится экономически эффективнее.
Заменить РД-58 такой двигатель не сможет. РД-58 сейчас используется только на РБ семейства "Блок Д". Это вотчина РККЭ. То есть, не-РККЭ придётся для этого двигателя искать применение.
Если сравнивать парвметры на одинаковом топливе нафтиле, то рост УИ несколько выше 1% 363/354*100%-100%=2,54%. Данных о параметрах РД0124 на синтине нет.
Падение тяги на 15% для РБ не имеет никакого значения, т.к У Бриза М тяга двигателя 2т (по сравнению с ДМ меньше на 76%), что не мешает ему выполнять те же задачи.
Смысл в другом.
Во-первых. ДМ фактически планируется использовать только в Sea Launch на Зените 3SL, т.е. потребность в РД58М резко снижается.
Есть планы создания РБ на базе РД58М для Союза 2-3 под названиями ЛМ,Корвет и Таймыр. Но здесь большую конкуренцию составляет Фрегат.
Во-вторых. Двигатель РД-58М производится на ВМЗ. РД-0124 на том же заводе.Потребность в РД0124, как двигателе второй ступени Ангары и третьей ступени Союза 2, Союза 2-3 неизмеримо выше. Изготовление РБ на базе двигателя с КС от РД0124 могло бы быть эффективным.
При этом ещё и выигрыш в УИ. :D
Нет смысла сейчас делать новый двигатель на керосине с практически аналогичными, как у 11Д58М, характеристиками (см. топик про "Полуметановый Союз"). Для того, чтобы окупить вложения и иметь перспективу не на 3-5 лет, а гораздо дальше, надо и идти гораздо дальше, к новому качеству.
Тяга для разгонных блоков, конечно, не настолько принципиальна, как для первых ступеней ракет, но всё же большая тяга часто оказывается удобней. Всё же удобней в один разгон на ГСО выходить, а не так, как Бриз-М. Это и в деньгах выражается.
ДМ пока что и на Протонах летает.
Фрегат не особо может серьёзную конкуренцию ДМ-у - Фрегат более чем в два раза уступает массой.
Вопрос в том, будет ли новый однокамерник (заметно) дешевле двигателя РД-58. И то, думаю, это не вопрос для РККЭ - потому что они от своего двигательного отдела не откажутся принципиально, во всяком случае, по этому поводу.
А РД-58 - относительно простой двигатель. Его сложно по дешевизне превзойти. Тем более настолько, чтобы за разумные сроки окупить разработку.
В целом, думаю, для не-РККЭ такой вопрос может стоять - и надо понимать, что речь идёт о конкуренции с РД-58. Для РККЭ вопроса нет.
Тяга двигателя РБ важна, когда речь идет о точности выведения. Кстати, не знаете, почему для выведения ГЛОНАСС вернули ДМ?
ЦитироватьКстати, не знаете, почему для выведения ГЛОНАСС вернули ДМ?
На Бризы не хватило двигателей.
Гипотеза?
ЦитироватьГипотеза?
Факт который здесь уже озвучивался.
Факт, факт. Изготовитель двигателей для Фрегатов и Бризов не способен их делать сейчас больше, чем десять в год.
А тут они ещё один на испытаниях сожгли.
ЦитироватьА тут они ещё один на испытаниях сожгли.
Господи, и эти горят? :shock:
ЦитироватьФакт, факт. Изготовитель двигателей для Фрегатов и Бризов не способен их делать сейчас больше, чем десять в год.
А тут они ещё один на испытаниях сожгли.
А кто автор этого факта?
Военные сразу же после пуска первого Глонасса-М в декабре 2003 стали проталкивать идею о том, что надо переходить на ДМ. Аргументировали это тем, что после очень грубого выведения 2 старых Глонасса скорректировали орбиту, как обычно. А Глонасс-М не выбрал эксцентриситет. То есть, Эмки в части коррекции хуже старых, не могут исправлять большие погрешности выведения. А, поскольку особенности Бриза не позволяют выводить точно, надо использовать точный ДМ. Разработчики объясняли, много раз, официально, что для первого Глонасс-М было желание проводить коррекции только в зоне РВ. Ибо первый КА из серии. Баллистики нашли, что это вполне возможно и, хотя орбита получится несколько иная, но она будет полностью в пределах всех допусков. Естественно, что по этой схеме и работали. Так и получилось, какие могут быть вопросы? Тем не менее, заказчики цеплялись за ту версию - Эмки надо пускать ДМом, т. к. Бризом нельзя. Видимо, очень нужна была аргументация для перевода пусков на ДМ по каким-то серьезным причинам безотносительно КА. :roll: :roll: :roll:
Итак, уже есть два факта. А где истина? :-)
ЦитироватьИтак, уже есть два факта.
Эээээ... А какой второй факт?
ЦитироватьЦитироватьИтак, уже есть два факта.
Эээээ... А какой второй факт?
Двумя постами выше.
И еще. А что, нельзя наладить производство дополнительных двигателей для замечательного разгонника? Сколько "Фрегатов" в год летают?
ЦитироватьДвумя постами выше.
Так в чём факт то состоит?
ЦитироватьИ еще. А что, нельзя наладить производство дополнительных двигателей для замечательного разгонника? Сколько "Фрегатов" в год летают?
Я тоже удивляюсь, но говорят что нельзя.
Поэтому все имеющиеся в наличии движки пускают на коммерческие запуски которые подороже - Протом-М+Бриз-М и Союз-Фрегатом. Ну а дешовые пуски Рокотом и правительственные пуски Протоном в пролёте. Ну правда выделяют на правительственные пуски Фрегатом, тут альтернативы нет.
ЦитироватьЦитироватьДвумя постами выше.
Так в чём факт то состоит?
ЦитироватьИ еще. А что, нельзя наладить производство дополнительных двигателей для замечательного разгонника? Сколько "Фрегатов" в год летают?
Я тоже удивляюсь, но говорят что нельзя.
Поэтому все имеющиеся в наличии движки пускают на коммерческие запуски которые подороже - Протом-М+Бриз-М и Союз-Фрегатом. Ну а дешовые пуски Рокотом и правительственные пуски Протоном в пролёте. Ну правда выделяют на правительственные пуски Фрегатом, тут альтернативы нет.
Так как на счет точности выведения и желания военных вернуть пуски ГЛОНАСС на ДМ?
Я имел в виду вот этот материал, написанный покойным Иван Иванычем:
ЦитироватьКоммерсантЪ Daily. 24.10.2006. /К. Лантратов, И. Сафронов/.
Государственный космический научно-производственный центр имени Хруничева отказался от контракта стоимостью $10 млн на запуск таиландского спутника ThEOS. Причина - в дефиците ракетных двигателей, поставляемых Конструкторским бюро химического машиностроения. Центр Хруничева намерен инвестировать 1 млрд руб. в расширение производства двигателей. Иначе предприятие может терять $400 млн в год.
Как рассказали Ъ в Центре Хруничева, предприятие отказалось участвовать в тендере на запуск таиландского спутника ThEOS, поскольку не имеет необходимых комплектующих для изготовления ракеты "Рокот". Разгонный блок "Бриз-КМ" на ракете комплектуется двигателем С5.98 производства ФГУП "Конструкторское бюро химического машиностроения имени Исаева" (г. Королев Московской области). "КБ химмаш уведомил нас, что не в состоянии поставить двигатель в требуемый срок,-- сообщил вчера Ъ гендиректор Центра Хруничева Владимир Нестеров.-- По условию тендера запуск должен состояться в 2007 году, за срыв срока предусмотрены очень жесткие санкции. Поэтому мы вышли из борьбы". Победителем в итоге стало российско-украинское СП "Космострас" с ракетой РС-20, а Центр Хруничева потерял около $10 млн. - во столько оценивается один пуск "Рокота". По той же причине пришлось перенести с 2007 на 2008 год парный запуск на "Рокоте" европейских спутников SMOS и Proba-2.
КБ химмаш производит двигатели С5.98, используемые в составе разгонного блока "Бриз-КМ" легкой ракеты "Рокот", блоке "Бриз-М" тяжелого носителя "Протон-М". Предприятие также изготавливает похожий двигатель С5.92 для разгонного блока "Фрегат" ракет "Союз-ФГ", "Союз-2" и "Зенит-2М". Блок "Фрегат" производит ФГУП "НПО имени Лавочкина".
Для исправления ситуации с двигателями Центр Хруничева намерен инвестировать в КБ химмаш собственные средства в размере до 1 млрд руб. "Эти средства есть у нас самих, наш годовой объем производства составляет около $500 млн.,-- заявил господин Нестеров.-- Мы можем взять их и в кредит у Внешторгбанка или Сбербанка. Иначе, не имея двигателя стоимостью 25 млн. руб., мы будем вынуждены терять контракты на 1,5 млрд руб. (стоимость одного коммерческого пуска ракеты "Протон-М".--Ъ)". Свои средства Центр Хруничева намерен инвестировать после присоединения к нему в качестве филиала КБ химмаш. 18 октября это слияние было одобрено межведомственной комиссией по реформированию и развитию оборонно-промышленного комплекса.
Официально в КБ химмаш отказались комментировать эту ситуацию. По информации же источника Ъ в КБ, "предприятие сейчас способно изготовить в год не более десяти двигателей С5.92 и С5.98". Однако в 2007 году их будет произведено только девять: недавно один из двигателей из задела на следующий год при испытаниях в КБ химмаш был поврежден и не подлежит восстановлению. По словам собеседника Ъ, "даже с учетом хруничевских инвестиций предприятие способно увеличивать объем производства только на два двигателя в год, достигнув в 2009 году уровня 16 двигателей".
Из-за проблем с производством двигателей в КБ химмаш может быть сокращен план запусков ракет "Протон", "Рокот" и "Союз" в 2007 году. НПЦ Хруничева объявил о планах провести в следующем году восемь-девять пусков "Протона-М" и один пуск ракеты "Рокот". В свою очередь, по информации НПО имени Лавочкина, в 2007 году планируется выполнить не менее семи пусков ракет с разгонным блоком "Фрегат": пять на ракетах "Союз" и два на "Зенит-2М".
Если же КБ химмаш сможет сделать всего только девять двигателей, Центр Хруничева в 2007 году не сможет выполнить до восьми запусков ракет на общую сумму $400 млн. Источник в КБ химмаш предположил, что, "когда предприятие станет филиалом Центра Хруничева, основная часть двигателей будет производиться для головной фирмы, а для НПО Лавочкина -- по остаточному принципу". Впрочем, первый замгендиректора НПО имени Лавочкина Константин Пичхадзе сообщил Ъ, что "пока двигателей для блоков "Фрегат" хватает", не исключив, что в дальнейшем может возникнуть их дефицит.
Вернёмся к теме .
Безусловно ДМ трогать не нужно. Продукция серийная. Пусть летает если будут заказы.
Но РККЭ предлагала новые РБ c кислородно-керосиновыми ЖРД.
Предлагалось модифицировать Блок Л в Блок ЛМ увеличив заправку до 6,5 т и заменив 11РД33 на РД- 58М.
Вот тут бы новый двигатель и мог бы конкурировать.
Во-первых время работы двигателя в этом случае 265 с , что совпадает с временем работы Блока И .
Во-вторых: Блок ЛМ всё равно создаётся заново и всё равно нужны огневые испытания.
В-третьих: выигрыш В ПН тоже что-то значит.
В-четвёртых: тяги в 7,5 т в этом случае вполне достаточно.
ЦитироватьВернёмся к теме .
Безусловно ДМ трогать не нужно. Продукция серийная. Пусть летает если будут заказы.
Но РККЭ предлагала новые РБ c кислородно-керосиновыми ЖРД.
Предлагалось модифицировать Блок Л в Блок ЛМ увеличив заправку до 6,5 т и заменив 11РД33 на РД- 58М.
Вот тут бы новый двигатель и мог бы конкурировать.
Во-первых время работы двигателя в этом случае 265 с , что совпадает с временем работы Блока И .
Во-вторых: Блок ЛМ всё равно создаётся заново и всё равно нужны огневые испытания.
В-третьих: выигрыш В ПН тоже что-то значит.
В-четвёртых: тяги в 7,5 т в этом случае вполне достаточно.
А для ЛМ вполне пригодиться РД-0158 (на основе камеры РД-0124) и тягой 3 тс.
2 Андрей Суворов
Из приведенного материала следует, что в ГКНПЦ наступили на собственные грабли. Отказавшись от возможности использовать блок ДМ на "Протон-М", они теперь рискуют потерять часть заказов из-за отсутствия мощностей для производства двигателей. Они что, узнали о производственных мощностях КБ Химмаш только сегодня? Ладно, это одна версия возврата ГЛОНАСС на ДМ. А как быть со второй, которую озвучил Feol? Вообще, какую точность выведения обеспечивает "Бриз-М"?
Я о точности выведения "Бриза-М" ничего не знаю :)
И вовсе не считаю его таким уж замечательным :)
БОльше того, ДМ мне нравится, и я жду не дождусь, когда же, наконец, запустят его улучшенную версию с увеличенной заправкой, сопловым насадком, боралюминиевой фермой и прочими внедрениями :)
А ещё хочется к Луне полететь...
ЦитироватьЯ о точности выведения "Бриза-М" ничего не знаю :)
И вовсе не считаю его таким уж замечательным :)
БОльше того, ДМ мне нравится, и я жду не дождусь, когда же, наконец, запустят его улучшенную версию с увеличенной заправкой, сопловым насадком, боралюминиевой фермой и прочими внедрениями :)
А ещё хочется к Луне полететь...
Да дело не в том, нравится или нет. Я не спец по баллистике, но мне так представляется, что при выдаче больших импульсов тяги разгонным блоком выгоднее иметь двигатель с большей тягой. Это повышает и точность виведения, и снижает потери от неоптимального направления вектора тяги во время маневра. Есть такое мнение (в РККЭ), что точность выведения ПН блоком ДМ существенно выше, чем у "Бриза-М". А изготовление первого летного нового ДМ вроде идет. А когда первый полет не знаю.
Точность у Бриза очень нестабильная, то так, то сяк. Я слышал (через десятые руки), что там проблема "с платформой". Какой? Гиростабилизированной :roll: ? Якобы, разработчики Бриза говорят, что нужно менять эту самую платформу.
Что до Глонассов и их перевода на ДМ. Меня эта загадка давно интересует. Но не нахожу ответа. 10 декабря 2003 года пустили первый Глонасс-М. А в январе - феврале 2004 уже заказчики стали искать обоснование для возврата на ДМ. Что мы имеем:
1. Потребность в этом у военных возникла сразу же после запуска в конце 2003 года. А, может, была и раньше.
2. Были у них какие-то внутренние трудности по проталкиванию этой идеи. Пришлось им всеми силами искать аргументацию. Цепляясь за версию неприемлемо низкой точности для Глонасса-М, в частности. Разработчики КА отбивались, естественно, боясь стать разменной монетой в чьей-то игре. Самому Глонассу-М реально безразлично, на чем лететь. После компенсации погрешности грубого даже для Бриза выведения тройки с первым Глонассом-М, на борту осталось 2/3 запаса рабочего тела. Которое ему больше никогда не нужно, кроме аварийных режимов, но там расход мизерный. Никаких ограничений на коррекции нет, включая конкретно 701 аппарат. Военным это объясняли многократно, предлагали на 701 провести доп. коррекцию и убрать этот эксцентриситет, если так мешает. Но версия оказалась на редкость живучей. В предположение, что военные дебилы и никак не могли понять очевидное, я не верю. Это чушь. Почему-то им надо было перейти с Глонассами обратно на ДМ и что-то им сильно противодействовало.
И в итоге, больше пусков Глонассов на Бризе не было. Вот такая загадка :roll: .....
Я думаю, может быть, Хруничев стал лоббировать через военных сброс гос. заказа запусков Глонассов с Бриза, чтоб расчистить место для коммерческих? Когда стало ясно, что с производством напряженка?
Дмитрий В. писал:
ЦитироватьА для ЛМ вполне пригодиться РД-0158 (на основе камеры РД-0124) и тягой 3 тс.
Дмитрий, как Вы думаете зачем РД0158 "задушили" с 7,5 тс до 3тс. Это связано с характеристиками РН "Полёт" или просто был подходящий ТНА с газогенератором? Ясно, что это сделали не путём понижения давления в КС или укорочения сопла, поскольку УИ у него 360с.
Разгонній блок РН "Полёт" с сайта "Воздушного старта"
http://www.airlaunch.ru/Russian/HTML_O/Upp_St_Boost/upp_st_boost.htm
(http://www.airlaunch.ru/Russian/Images/Small/boaster_s.gif)
Основные характеристики КРБ
Стартовая масса, кг 6620
Грузоподъемность, т:
• на ГПО до 1,65
• на ГСО до 0,8
Компоненты топлива
керосин, жидкий кислород
Характеристики двигателя:
• тип двигателя РД0158
• тяга, тс 3,0
• удельный импульс тяги, с 360
Габариты, м:
• длина х диаметр 3,2x2,6
Двигатель РД-0158
(http://www.airlaunch.ru/Russian/Images/Small/upp_st_enrd0158_s.gif)
Хотя если верить рисунку У РД-0158 сопло короче чем у РД-0124.
(http://www.airlaunch.ru/Russian/Images/Small/upp_st_enrd0158_s.gif)
(http://www.airlaunch.ru/Russian/Images/Small/sec_st_enrd0124_s.png)
ЦитироватьЦитироватьЯ о точности выведения "Бриза-М" ничего не знаю :)
И вовсе не считаю его таким уж замечательным :)
БОльше того, ДМ мне нравится, и я жду не дождусь, когда же, наконец, запустят его улучшенную версию с увеличенной заправкой, сопловым насадком, боралюминиевой фермой и прочими внедрениями :)
А ещё хочется к Луне полететь...
Да дело не в том, нравится или нет. Я не спец по баллистике, но мне так представляется, что при выдаче больших импульсов тяги разгонным блоком выгоднее иметь двигатель с большей тягой. Это повышает и точность виведения, и снижает потери от неоптимального направления вектора тяги во время маневра. Есть такое мнение (в РККЭ), что точность выведения ПН блоком ДМ существенно выше, чем у "Бриза-М". А изготовление первого летного нового ДМ вроде идет. А когда первый полет не знаю.
Большая тяговооруженность снижает грав. потери но повышает погрешность выведения (из-за расброса тяги в момент выключения ДУ). Если у Бриза ниже точность, проблема может быть только в СУ.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ о точности выведения "Бриза-М" ничего не знаю :)
И вовсе не считаю его таким уж замечательным :)
БОльше того, ДМ мне нравится, и я жду не дождусь, когда же, наконец, запустят его улучшенную версию с увеличенной заправкой, сопловым насадком, боралюминиевой фермой и прочими внедрениями :)
А ещё хочется к Луне полететь...
Да дело не в том, нравится или нет. Я не спец по баллистике, но мне так представляется, что при выдаче больших импульсов тяги разгонным блоком выгоднее иметь двигатель с большей тягой. Это повышает и точность виведения, и снижает потери от неоптимального направления вектора тяги во время маневра. Есть такое мнение (в РККЭ), что точность выведения ПН блоком ДМ существенно выше, чем у "Бриза-М". А изготовление первого летного нового ДМ вроде идет. А когда первый полет не знаю.
Большая тяговооруженность снижает грав. потери но повышает погрешность выведения (из-за расброса тяги в момент выключения ДУ). Если у Бриза ниже точность, проблема может быть только в СУ.
Спасибо за разъяснение. Про импульс последействия я позабыл. Хоть мы с ним и мучались во время автономного полета СМ.
Вообще, на счет причин перевода запусков Глонасс обратно на ДМ, самая стройная версия у меня получается, если предположить невероятное - в этой истории все вели себя честно :lol: :
1. Разработчики Бриза уведомили заказчиков о реальной погрешности выведения. И когда принимается решение об использовании РБ, то такую погрешность следует считать штатной и на неё закладываться.
2. Заказчики Глонассов обнаружили, что есть какая-то вероятность того, что может реализоваться погрешность выведения, для компенсации которой у КА просто не хватит рабочего тела. И никакое искусство управления КА этому горю не поможет. В принципе, окажись погрешность выведения 1-ого Глонасса-М раза в 2-3 больше, то так оно и было бы. Все Глонассы проектировались под ДМ. Сейчас не секрет, что он выводит весьма точно. По этому, запас рабочего тела на КА, хотя и с большим избытком для ДМ, но, в общем-то, очень невелик.
3. Итого, становится возможной ситуация, при которой РБ отрабатывает штатно, все 3 КА исправны, но ни один из них невозможно использовать по назначению. Причина - выбор для запуска РБ, у которого максимальная погрешность выведения заведомо превышала допустимую. Для того, кто отвечает за выбор РБ, такая ситуация наихудшая. А выбирают РБ военные. По этому, они решили заказать ДМ и не идти на преступление.
А при запуске коммерческих КА на геопереходную орбиту, погрешность работы РБ не имеет значения, т. к. на КА в разы больше топлива для перехода на ГСО и он все скорректирует. Тут Бриз-М в своей тарелке.
Нашёл в НК №4 за 2006 год в статье И.Афанасьева " Универсальная верхняя ступень" :
ЦитироватьУниверсальная верхняя ступень
Двигатель РД-0158 для РБ системы «Воздушный старт» базируется на камере РД-0124. Необходимо заново разработать и изготовить систему подачи – бустерные насосы и основной турбонасос. Масса сухого двигателя – 151.45 кг, габариты – 1700х905 мм, тяга – 3 тс, удельный импульс – 360 сек. При его создании будет применен весь опыт КБХА, полученный при разработке РД-0124.
Судя по рисунку Блока И приведенному в статье размер четвертушки РД-0124 примерно 1450Х750 мм. Можно сделать вывод, что на РД-0158 стоит сопло большего удлинения (примерно на 20%).
При этом УИ вырос c 259c до 260 c. Секундный расход у РД-0158 ниже, поскольку тяга ниже в 2,5 раза (3 тс вместо 7,5 тс). Можно с уверенностью говорить что при использовании той же камеры давление в КС должно быть существенно ниже. Или камера должна быть меньше. Интересно компенсирует ли удлинение сопла на 20% уменьшение давления вКС в два раза в плане величины УИ. Я думаю ответ -нет.
Там же:
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/279/RD-0158.jpg)
В той же статье:
ЦитироватьСегодня КБ химавтоматики находится на завершающей стадии доводочных испытаний РД-0124. Изготовлено и испытано семь установок, 24 двигателя, проведено 144 стендовых огневых испытания. В сумме наработано 20144 сек, а ряд двигателей последней модификации имеет наработку 1553 сек, 1753 сек, 2050 сек, 2135 сек, что превышает время работы в полете в 4–8 раз.
Нашёл в книге "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001." стр.979:
ЦитироватьВОЗМОЖНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК РКН «ЗЕНИТ-3SL»
В соответствии с разработанным партнерами «Описанием комплекса «Морской старт» (0688-10406-1) РКН «Зенит-ЗSL» обеспечивает выведение на геопереходные орбиты с низким перигеем (Нp = 200 км, Нa = 35 786 км, i = 0°) КА массой 5 000 кг.
Применительно к миссии Thurауа (и ряду последующих) партнеры договорились о внедрении мероприятий, обеспечивающих увеличение массы КА до 5 250 кг (Решение партнеров проекта «Морской старт» от 30.04.99 г.).
Увеличение массы КА достигается (с учетом сокращения имевшегося резерва) за счет:
-форсирования маршевого двигателя II ступени до 87 тс;
-использования 50 % заправки ДУ СОЗ на блоке ДМ-SL;
-уменьшения массы элементов отсека полезного груза, обеспечивающих установку и капсулирование КА.
Возможно дальнейшее увеличение грузоподъемности РКН «Зенит-3SL» за счет проведения на блоке ДМ-SL дополнительных мероприятий, направленных на увеличение массы полезного груза, а также использования схемы установки КА на блоке ДМ-SL без капсулирования (как на РН«Протон»).
Таким образом, комплекс проведенных мероприятий позволяет:
-в результате совместных решений получить характеристики РКН «Зенит-ЗSL», обеспечивающие с третьего пуска выведение на геопереходную орбиту КА массой 5 250 кг (Решение партнеров проекта «Морской старт» от 30.04.99 г.);
-за счет улучшения энергетической эффективности блока ДМ-SL при незначительных изменениях его конструкции возможно увеличение массы полезного груза приблизительно на 108...138 кг;
-внедрение синтетического горючего (типа боктана или синтина) позволит обеспечить дополнительное увеличение массы полезного груза на 170 кг;
-наибольшее увеличение массы полезного груза — 510 кг (680 кг при использовании синтетического горючего) — может быть обеспечено за счет модернизации двигателя 11Д58М с использованием камеры, разработанной КБХА для двигателя РД0124;
-значительное увеличение массы полезного груза (300...400 кг) -обеспечивается также при отказе от принятой для комплекса «Морской старт» схемы с капсулированием полезного груза;
-в целом, при внедрении мероприятий в полном объеме возможно увеличение массы КА на геопереходной орбите с 5 250 до 6 340...6 470 кг. Необходимо провести дополнительный анализ рассмотренных выше мероприятий и определить возможные сроки и стоимость их реализации;
-для упорядочения работ по совершенствованию характеристик комплекса «Морской старт» возникла необходимость решить с компанией «Морской старт» вопрос об организации конкурса по улучшению массовых и энергетических характеристик и определить порядок финансирования работ по внедрению мероприятий.
Цитировать-наибольшее увеличение массы полезного груза — 510 кг (680 кг при использовании синтетического горючего) — может быть обеспечено за счет модернизации двигателя 11Д58М с использованием камеры, разработанной КБХА для двигателя РД0124;
Интересно, как они хотели увеличить ПН на полтонны при росте УИ на 6, ну в лучшем случае 10 секунд. При этом пришлось бы создавать фактически новый ТНА, а УИ самого 11Д58М может быть улучшен с использованием соплового насадка.
ТНА у КБХА есть. С этим ТНА под одну камеру РД-0124 они отрабатывали КС и форсуночную головку. :wink:
По-поводу насадка всё тоже самое касается и двигателя с КС от РД-0124. Т.е. зазор в 8с УИ останется.
Может тбыть что-то удалось сэкономить на массе двигателя.
Масса РД58М 300 кг. РД58МФ -230 кг.
Масса РД-0124 460-500 кг при тяге в 30тн.
Думаю можно получить 120-130 кг на однокамерном двигателе.
Кстати насадок был применён на РД-58М для РБ ДМ-SL.
В статье "Сопловые насадки из Перми" НК №5 за 2005 год писалось, что УИ вырос на 2% (7с), ПН выросла на 120кг. Вес насадка составил 30 кг. Чистый выигрыш 90 кг. :wink:
ЦитироватьТНА у КБХА есть. С этим ТНА под одну камеру РД-0124 они отрабатывали КС и форсуночную головку. :wink:
А где про него можно прочитать?
ЦитироватьПо-поводу насадка всё тоже самое касается и двигателя с КС от РД-0124. Т.е. зазор в 8с УИ останется.
Зазор зависит от исходных степеней расширения.
ЦитироватьМожет тбыть что-то удалось сэкономить на массе двигателя.
Масса РД58М 300 кг. РД58МФ -230 кг.
Масса РД-0124 460-500 кг при тяге в 30тн.
Думаю можно получить 120-130 кг на однокамерном двигателе.
При большем давлении в КС и с многократным запуском получить вряд ли получится, хорошо, если столько же.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4653
ЦитироватьЦитироватьТакие насадки давно используют на RL-10B-2 (Центавр для Дельты 4).
И будут использовать на РБ ESC-B c ДУ Vinci.
Такие, да не совсем. На RL-10B-2 насадок имеет кусочно-линейный продольный контур и состоит из трех конических секций.
Описанный в патенте насадок имеет продольный контур в виде кривой, описываемой полиномом третьей степени.
ЦитироватьКто-нибудь знает какая у этого насадка (который на РД-58М) геометрическая степень расширения?
Cтепень расширения 11Д58М без насадка ~190, с насадком ~ 280.
ЦитироватьНа сколько увеличился УИ?
От 7 до 10 секунд в зависимости от горючего.
Кстати масса РД58М 230 кг это без насадка. С насадком:
230кг+30кг=260 кг.
УИ РД58М с насадком 353с+7с=360с.
У РД-0124 УИ 359с (интересно при какой степени расширения сопла).
Значит 366с получить можно без проблем, а может и 370с с раздвижным СН.
ЦитироватьЦитироватьТНА у КБХА есть. С этим ТНА под одну камеру РД-0124 они отрабатывали КС и форсуночную головку. :wink:
А где про него можно прочитать?
ЦитироватьПо-поводу насадка всё тоже самое касается и двигателя с КС от РД-0124. Т.е. зазор в 8с УИ останется.
Зазор зависит от исходных степеней расширения.
ЦитироватьМожет тбыть что-то удалось сэкономить на массе двигателя.
Масса РД58М 300 кг. РД58МФ -230 кг.
Масса РД-0124 460-500 кг при тяге в 30тн.
Думаю можно получить 120-130 кг на однокамерном двигателе.
При большем давлении в КС и с многократным запуском получить вряд ли получится, хорошо, если столько же.
РД-0158 (на основе камеры 0124) з-тонной тяги сколько вестит? Около 150 кг, емнип, если не больше. Так что, думаю, цифра в 200 кг выглядит более правдоподобной.
В НК №4 за 2006 год в статье И.Афанасьева " Универсальная верхняя ступень" :
ЦитироватьУниверсальная верхняя ступень
Двигатель РД-0158 для РБ системы «Воздушный старт» базируется на камере РД-0124. Необходимо заново разработать и изготовить систему подачи – бустерные насосы и основной турбонасос. Масса сухого двигателя – 151.45 кг, габариты – 1700х905 мм, тяга – 3 тс, удельный импульс – 360 сек. При его создании будет применен весь опыт КБХА, полученный при разработке РД-0124.
При тяге 7,5 тс масса будет больше, но не в 1,5 раза.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/199/25.shtml
ЦитироватьОсновной вариант – четырехкамерный РД-0124. Перейдя на замкнутую схему в тех же габаритах, воронежские двигателестроители получили прирост удельного импульса +33 единицы, что эквивалентно увеличению массы полезного груза ракеты на 950 кг.
Однако более привлекательной, особенно для зарубежного заказчика и ряда отечественных проектов, представляется однокамерная схема подобного двигателя. В Париже был представлен один из нескольких вариантов РД-0124М тягой 30 тс. Агрегаты ЖРД (турбонасосный агрегат, газогенератор, трубопроводы, автоматика и т.п.) были взяты с четырехкамерного РД-0124 и прошли полный объем наземных стендовых испытаний по теме «Русь». Камера является новым изделием, а сопло взято с двигателя одной межконтинентальной баллистической ракеты (МБР), снимаемой с вооружения. Существует два варианта РД-0124М – с «земным» и высотным соплами.
Однокамерный двигатель РД-0124М для «Руси»
Интерес к этим двигателям проявило французское космическое агентство CNES, рассматривающее перспективные носители. Для верхней ступени французам нужен ЖРД тягой примерно 15 тс. КБХА может дать и «четвертушку» РД-0124 (одна камера и турбонасосный агрегат) с тягой примерно 7 тс.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml
ЦитироватьПервая разработка – кислородно-керосиновый двигатель РД-0124 для третьей ступени РН «Союз-2» производства ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс». ЖРД обладает практически идентичными габаритно-стыковочными размерами и массовыми характеристиками существующего РД-0110, но отличается более высокими параметрами (см. табл.), находящимися на уровне лучших разработок данного класса. Замкнутая схема с дожиганием окислительного генераторного газа и более высокий удельный импульс позволяют с его помощью выводить на орбиту полезные грузы большей (на ~950 кг) массы или обеспечивать запуски «Союза-2» с космодромов, расположенных севернее Байконура.
Для отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор. Подбор, оценка и испытание форсуночных головок и камер различной конфигурации позволили получить удельный импульс тяги заданной величины.
Вполне верояно, что этот ТНА не имеет ничего общего с летным и даже работает не на кислом газе. А иначе разработка двигателя будет слишком дорогой.
Если газ не окислительный, то какой смысл имеет подбор, оценка и испытание форсуночных головок и камер различной конфигурации?
На восстановительном газе подбирать параметры КС и форсунок двигателя замкнутой схемы? :roll:
ЦитироватьКстати насадок был применён на РД-58М для РБ ДМ-SL.
В статье "Сопловые насадки из Перми" НК №5 за 2005 год писалось, что УИ вырос на 2% (7с), ПН выросла на 120кг. Вес насадка составил 30 кг. Чистый выигрыш 90 кг. :wink:
А должно быть полтонны. :wink: Хотя у меня есть большие подозрения, что 7 секунд это в сравнении с самой древней модификацией, а реально - 4 секунды.
ЦитироватьЕсли газ не окислительный, то какой смысл имеет подбор, оценка и испытание форсуночных головок и камер различной конфигурации?
На восстановительном газе подбирать параметры КС и форсунок двигателя замкнутой схемы? :roll:
ТНа открытой схемы, подающий компоненты в КС и два ГГ, а из окислительного ГГ газ идет прямо в КС.
ЦитироватьЦитироватьКстати насадок был применён на РД-58М для РБ ДМ-SL.
В статье "Сопловые насадки из Перми" НК №5 за 2005 год писалось, что УИ вырос на 2% (7с), ПН выросла на 120кг. Вес насадка составил 30 кг. Чистый выигрыш 90 кг. :wink:
А должно быть полтонны. :wink: Хотя у меня есть большие подозрения, что 7 секунд это в сравнении с самой древней модификацией, а реально - 4 секунды.
Т.е. 356-357с?
ЦитироватьТНа открытой схемы, подающий компоненты в КС и два ГГ, а из окислительного ГГ газ идет прямо в КС.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/228/33.shtml
ЦитироватьДля отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор.
А газогенератор назван в единственном числе. :wink:
ЦитироватьА газогенератор назван в единственном числе. :wink:
Так может он не специально спроектированный, а от РД-0110. Хотя, конечно, это все предположение и вполне вероятно, что КБХА создало два двигателя по цене одного. Или наоборот. :) И еще более вероятно, что четвертинку в любом случае надо доводить до летного состояния, а вот выигрыш получается весьма небольшой.
ЦитироватьТ.е. 356-357с?
Да, и именно столько указывалось для модификации с раздвижным насадком для версии ДМа 11С861-03.
ЦитироватьТак может он не специально спроектированный, а от РД-0110.
ЦитироватьДля отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор.
:P
ЦитироватьХотя, конечно, это все предположение и вполне вероятно, что КБХА создало два двигателя по цене одного. Или наоборот. :) И еще более вероятно, что четвертинку в любом случае надо доводить до летного состояния, а вот выигрыш получается весьма небольшой.
Выигрыш конечно небольшой. Только вот не вижу у РККЭ желания делать Ястреб. :roll:
А для морского старта, да и для наземного, 200-300 кг совсем не лишние. Проблема видимо в том, как развести Вoeing на бабки для такой модернизации. А свои явно жалеют. :(
ЦитироватьДля отработки процессов сгорания на предприятии был создан специальный стенд, включающий одну камеру от РД-0124 и специально спроектированные турбонасосный агрегат и уменьшенный в четыре раза газогенератор.
:P
Тут говорится только про специально спроектированные агрегаты, а про отдельные готовые элементы могли и не упомянуть.
ЦитироватьВыигрыш конечно небольшой. Только вот не вижу у РККЭ желания делать Ястреб. :roll:
И поэтому надо модернизировать старый блок с затратами, соизмеримыми с созданием нового, и мизерным эффектом?
ЦитироватьА для морского старта, да и для наземного, 200-300 кг совсем не лишние.
Эти кг еще нужно найти. И вопрос в цене - если их можно получить простой модернизацией, она имеет смысл, а если нужен новый двигатель, это слишком дорого и неэффективно.
ЦитироватьПроблема видимо в том, как развести Вoeing на бабки для такой модернизации. А свои явно жалеют. :(
Так Боинг не дурак.
Из книги "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001."стр.694-696:
ЦитироватьГлубокая модернизация двигателя 11Д58М
Кислородно-углеводородный двигатель 11Д58М тягой приблизительно 8 тс эксплуатируется уже более 26 лет в составе РБ типа ДМ. Несмотря на высокую надежность и большую статистику успешных пусков двигателя 11Д58М (на конец 2000 г. совершено более 390 успешных включений в полете), как уже отмечено выше, требования к энергомассовым характеристикам маршевых двигателей РБ для некоторых задач выведения несколько превысили возможности 11Д58М.
С 1998 г. проводилось определение оптимального облика перспективного кислородно-керосинового двигателя с удельным импульсом на 20 с большим, чем у двигателя 11Д58М. Чтобы минимизировать затраты средств и времени на создание, двигатель должен быть унифицирован с двигателем 11Д58М по бустерным агрегатам подачи топлива, расходным топливным магистралям, разделительным клапанам «О» и «Г», прецизионным командным датчикам расходов компонентов топлива, рулевым машинам качания камеры сгорания (КС), автономной бортовой системе управления двигателем, также при этом должны сохраняться осевой габарит двигателя и схема его крепления на РБ типа ДМ.
Для существенного повышения энергетических характеристик разрабатываемого двигателя было принято решение об использовании для охлаждения камеры сгорания промежуточного высокоэффективного охладителя, не являющегося компонентом топлива газообразного гелия, хранимого на борту РБ. Это позволило ликвидировать потери удельного импульса из-за расхода горючего на внутреннее охлаждение камеры.
Особенностью такой схемы охлаждения КС двигателя является наличие в его составе дополнительного турбоагрегата — турбокомпрессора, обеспечивающего циркуляцию промежуточного газообразного охладителя в тракте КС, и высокоэффективного компактного теплообменника, в котором тепло, отведенное от КС промежуточным охладителем, передается подаваемому в КС жидкому кислороду.
Возможность и целесообразность использования гелия как промежуточного охладителя были проанализированы в докладе молодого специалиста отдела 275 Р.Э. Каткова на XIV конференции молодых специалистов и ученых, проводившейся в РКК «Энергия» им. С.П. Королева в 1996 г.
Дальнейшие проработки, проведенные сотрудниками отдела 275 Р.Э. Катковым, Н.Н. Тупицыным, А.А. Кирейцевым, подтвердили перспективность ракетных двигателей с промежуточным высокоэффективным охладителем.
В 1998 г. к работам над созданием перспективного кислородно-керосинового двигателя тягой 8 тс было привлечено КБХА (г. Воронеж). В результате анализа для дальнейшей разработки РКК «Энергия» и КБХА приняли вариант двигателя (условный индекс 11Д58МД), использующего кольцевую КС с тарельчатым соплом (а не традиционную цилиндрическую КС с соплом Лаваля), гелиевое охлаждение КС и сопла, а также ТНА подачи топлива с предкамерной кислородной турбиной.
Этому в немалой степени способствовало то, что к этому моменту в КБХА уже имелся уникальный опыт проектирования, изготовления и огневых испытаний кольцевой КС с тарельчатым соплом применительно к кислородно-водородному двигателю РО-97, ранее разрабатывавшемуся КБХА по техническому заданию РКК «Энергия» для кислородно-водородного РБ «Ястреб».
По сравнению с соплом Лаваля тарельчатое сопло обладает целым рядом существенных преимуществ, позволяющим создавать более простые и эффективные безгазогенераторные схемы подачи компонентов топлива. В начале 2000 г. к расчетно-экспериментальным работам по улучшению характеристик модельного теплообменника были привлечены специалисты Научного центра нелинейной волновой механики и технологии РАН, а в октябре 2000 г. к работам над модернизацией двигателя 11Д58МД — специалисты ИЦ им. М.В. Келдыша. В результате была подтверждена возможность создания новой схемы двигателя 11Д58МД, отмечены достоинства предлагаемого двигателя по сравнению с традиционными двигателями, имеющими замкнутую схему на окислительном газе, а также определены научно-технические задачи, которые необходимо решать вместе.
В конце 2000 г. завершились работы, проводимые с целью оптимизации системы пуска и останова двигателя, оформление материалов эскизного проекта двигателя 11Д58МД. Модифицированный двигатель 11Д58МД позволит значительно повысить энергетические возможности средств выведения. Так, например, в результате замены существующего двигателя 11Д58М на перспективный двигатель 11Д58МД для отечественных РБ типа ДМ возможно увеличение массы II Г, выводимого на геостационарную орбиту, примерно на 15 %. Масса КА, выводимого на геопереходную орбиту разгонным блоком ДМ-SL комплекса «Морской старт», при замене двигателя 11Д58М на двигатель 11Д58МД увеличится примерно на 500 кг при работе на кислороде и керосине и на 700 кг — при работе на кислороде и боктане. Кроме того, это позволит создавать двигатели с высокоэффективными безгазогенераторными системами подачи топлива, позволяющими достигать современных уровней давления в КС при одновременном снижении температуры газообразного кислорода перед предкамерной турбиной на 100...150 К по сравнению с освоенным уровнем температуры, что полностью снимает проблему возможного возгорания конструкционных материалов в окислительной среде.
В работах принимали активное участие специалисты отдела 275: Р.Э. Катков, А.А. Кирейцев, Н.И. Кузьмина, З.П. Олейникова, Д.А. Опряткин, Н.Н. Тупицын, И.П. Чикаев.
(http://i047.radikal.ru/0806/e4/2f3a0894edd9.jpg)
А был ведь ещё один вариант модернизации Блока ДМ: "Прорыв" с ЖРД РД-161. Вот его версия с РД58МФ:
(http://i014.radikal.ru/0806/d4/4b989fb38f7f.jpg)
ЦитироватьРазгонный блок 'Прорыв" для ракеты-носителя "Ангара", работающий на кислородно-керосиновом топливе
1. Бак горючего
2. Теплоизоляция
3. Бак окислителя
4.ЖРД 11Д58МФ
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/80300.jpg)
ЦитироватьРД-161:
кислород/керосин,
тяга 2тс,
УИ 365с ,
давление 120атм,
масса сухого 141кг,
масса залитого 146кг,
высота 2205мм,
диаметр 970мм,
1995г. Проект для 3 ст. РН
Столько было планов и ни-гу-гу. :roll:
Баки все-таки удлинили, а от схемы полета Бриза-М правильно отказались.
В смысле от РД-161?
ЦитироватьВ смысле от РД-161?
Да, от его разработки.
ЦитироватьЦитироватьПроблема видимо в том, как развести Вoeing на бабки для такой модернизации. А свои явно жалеют. :(
Так Боинг не дурак.
Похоже, проблема давно в прошлом: на ДМ-SL уже несколько лет летает движок с удлиненным соплом.
Сопло было только одной из мер и выигрыш составил 90кг ПН.
Осталось либо менять двигатель, либо керосин на водород. Синтин, боктан и омар я за вариант не считаю. Дорого и не перспективно.
Насчёт "дорого" - по совокупности, на третьей ступени/РБ это дешевле, чем делать водородник. Одно дело, когда есть давно отработанный и летающий "Центавр", например, и совсем другое, когда есть отработанный (ну, приблизительно) и давно летающий ДМ.
ЦитироватьПохоже, проблема давно в прошлом: на ДМ-SL уже несколько лет летает движок с удлиненным соплом.
Но летает 11Д58М, а вовсе не предлагавшаяся четвертинка от РД-0124.
Слабо себе представляю водородник на Морском старте. Да и на Наземном тоже. :wink:
ЦитироватьОсталось либо менять двигатель, либо керосин на водород. Синтин, боктан и омар я за вариант не считаю. Дорого и не перспективно.
При таком объеме производства эти горючие наверняка окажутся выгоднее, чем разработка нового двигателя, которая оправдана только при качественном приросте УИ, т.е. при переходе на водород.
Одно, не отменяет другого. Можно поменять топливо на боктан, а со временем доработать двигатель. :wink:
А что слышно о СОЗ на основных компонентах? Тема умерла?
ЦитироватьОдно, не отменяет другого. Можно поменять топливо на боктан, а со временем доработать двигатель. :wink:
Поменять топливо просто, а двигатель нет, в этом вся суть.
ЦитироватьА что слышно о СООЗ на основных компонентах? Тема умерла?
Вроде бы ее для КВРБ предлагали?
Так ее и для 11С861-03А предлагали, и для Корвета с Таймыром. И что?
ЦитироватьЦитироватьОдно, не отменяет другого. Можно поменять топливо на боктан, а со временем доработать двигатель. :wink:
Поменять топливо просто, а двигатель нет, в этом вся суть.
Тут есть одно но. Синтин и Боктан дорогое топливо. Как только синтин перестали использовать во второй ступени Союза, производство умерло. Видимо потому, что триста-четыреста тонн в год есть смысл производить, а сто тонн уже накладно. Установка большую часть времени простаивает.
То же видимо касается боктана. Установка мощностью сто-двести тонн в год ни одному химическому заводу не интересна. :cry:
А использование КС РД-0124 это хоть какое-то, но увеличение серии для опытного производства КБХА. Вопрос только в первоначальных затратах на разработку.
ЦитироватьТут есть одно но. Синтин и Боктан дорогое топливо. Как только синтин перестали использовать во второй ступени Союза, производство умерло. Видимо потому, что триста-четыреста тонн в год есть смысл производить, а сто тонн уже накладно. Установка большую часть времени простаивает.
Нужно просто сделать установку меньшей производительности, к тому же у химической промышленности есть потребность в некоторых промежуточных продуктах производства топлива. И при этом вы полагаете, что разработка нового двигателя будет выгоднее, чем поддержание уже готового производства топлива?
ЦитироватьТо же видимо касается боктана. Установка мощностью сто-двести тонн в год ни одному химическому заводу не интересна.
Да уж можно подумать.
ЦитироватьА использование КС РД-0124 это хоть какое-то, но увеличение серии для опытного производства КБХА. Вопрос только в первоначальных затратах на разработку.
Вопрос в том, окажется ли выгоднее разработка нового двигателя плюс его производство, пусть даже с использованием некоторых готовых элементов, чем производство уже давно созданного и отработанного двигателя. При таком подходе сохранять производство 11Д58М не имеет смысла, а с другой стороны - сможет ли КБХА без существенных вложений производить четвертинку в нужных количествах? При этом нужно учитывать, что получаемая прибавка УИ не дает качественного прироста в ПН и эти две-три сотни кг будут пройдены спутниками весьма быстро и разработка нового двигателя окажется ненужным и дорогостоящим промежуточным шагом в переходе на водород или более грузоподъемный исходный носитель.
Для Зенита это практически единственный путь поднять ПН на ГПО на 300-500 кг (500 кг с боктаном). :roll:
За деньги Боинга - любой каприз. Хотя в 300-х кг я сомневаюсь.
ЦитироватьДля Зенита это практически единственный путь поднять ПН на ГПО на 300-500 кг (500 кг с боктаном). :roll:
Это иллюзия. Есть множество других способов, в том числе и по ДМ. Да и на одном ДМ-е свет клином не сошелся ;)
Фрегат СБ? :shock:
Если ДМ не тянет, то почему бы и нет? Но я подразумевал первые две ступени.
Так одно другому не мешает. :wink:
Ну, это само собой.
Сергей не подскажете, что за горючее "Омар", если я Вас правильно понял?
А кроме названия ничего не известно. :(
Последнее упоминание в статье Азова и Воронцова"Последний бой углеводородов" в НК № 2 за 2008 год:
ЦитироватьВ отечественной литературе упоминался (без детального описания химической формулы и физико-химических свойств) ещё и синтетический углеводород под названием"омар" как альтернативное экологически чистое горючее для разгонных блоков.
У Гудилина В.Е. (http://www.buran.ru/htm/gud%2033.htm)
ЦитироватьРакетный блок "ЛМ" обеспечивал выведение КА большей массы, чем блок "Л", на различные высокоэллиптические и круговые орбиты с заданными параметрами с длительностью функционирования до 2 суток. Его ДУ использовала экологически чистые компоненты топлива (кислород и керосин), а для отдельных задач - горючее "синтин" или перспективное экологически чистое горючее "омар".
Слово в слово та же информация в книге "РКК Энергия, 1946-1196"
ЦитироватьА кроме названия ничего не известно. :(
Последнее упоминание в статье Азова и Воронцова"Последний бой углеводородов" в НК № 2 за 2008 год:
ЦитироватьВ отечественной литературе упоминался (без детального описания химической формулы и физико-химических свойств) ещё и синтетический углеводород под названием"омар" как альтернативное экологически чистое горючее для разгонных блоков.
Спасибо :)
Я ее читал, но "омар" в памяти не отложился - но если не известно ничего, кроме 4х букв, то неудивительно.
Мне представляется, что синтетики вместо керосина наиболее выгодны на последней ступени, т.е. РБ. А на керосине счас, ЕМНИП, только ДМ? Тогда у них действительно мало шансов... :(
Правда, есть еще шанс, что напополам с Европой удастся отработать под синтетик РД0124 под Союз и Ангару сразу.
Попробовал прикинуть геометриче скую степень расширения сопла РД-0124.
Высота РД-0124 -1575 мм.
Диаметр среза сопла можно оценить в 80 см.
Высота РД58М без насадка -2200мм
Диаметр- 1200мм.
Геометрическая степень расширения сопла 189.
Можно оценить геометрическую степень расширения в 120-130.
Если довести степень расширения до 260-280 как у ДМ-SL, то прирост УИ будет около 10с. :wink:
Вы считаете, что керосиновый жрд может давать 359 с УИ, обладая степенью расширения 120-130 ?
Да давление в КС у него в 2 раза больше. Не учёл. :(
Кстати НК-31 имеет УИ 353 с при геометрической степени расширения сопла 124 и давлении в КС 94 атм.
У РД-0124 160 атм. :wink:
При диаметре среза сопла РД-0124 0,8 м геометрическая степень расширения будет примерно как у 11Д58М и при использовании насадка сохранится разбег в 6 секунд. Давление в КС оказывает гораздо меньшее влияние на УИ (за счет снижения потерь на диссоциацию), чем качество смесеобразования и полнота сгорания.
ЦитироватьПри диаметре среза сопла РД-0124 0,8 м геометрическая степень расширения будет примерно как у 11Д58М и при использовании насадка сохранится разбег в 6 секунд. Давление в КС оказывает гораздо меньшее влияние на УИ (за счет снижения потерь на диссоциацию), чем качество смесеобразования и полнота сгорания.
С этим согласен, хотя конечно степень расширения у 0124 хотелось бы знать.
ЦитироватьС этим согласен, хотя конечно степень расширения у 0124 хотелось бы знать.
С точностью процентов десять уже узнали. :wink:
ЦитироватьПри диаметре среза сопла РД-0124 0,8 м геометрическая степень расширения будет примерно как у 11Д58М и при использовании насадка сохранится разбег в 6 секунд. Давление в КС оказывает гораздо меньшее влияние на УИ (за счет снижения потерь на диссоциацию), чем качество смесеобразования и полнота сгорания.
Даже если оно увеличится с 80 атм до 160 атм?
УИ РД-58М 351-353с при давлении 80 атм и степени расширения сопла 189.
УИ НК-31 353 с при давлении 100 атм и степени расширения 124.
У РД-0124 359с при давлении 160 атм и степени расширения 189?
Если поднять степень расширения у НК-31 до 189 (в 1,5 раза) можно получить УИ 359с при давлении 100 атм.
Для примера у НК-39 УИ 352с при степени расширения 114.
Если Вы утверждаете что УИ почти не зависит от давления, то как объяснить что у НК-33 с увеличением давления с 150 атм до 185 атм (1,23 раза) пустотный УИ увеличился с 331 с до 334 с при степени расширения сопла 27?
ЦитироватьДаже если оно увеличится с 80 атм до 160 атм?
УИ РД-58М 351-353с при давлении 80 атм и степени расширения сопла 189.
УИ НК-31 353 с при давлении 100 атм и степени расширения 124.
У РД-0124 359с при давлении 160 атм и степени расширения 189?
Если поднять степень расширения у НК-31 до 189 (в 1,5 раза) можно получить УИ 359с при давлении 100 атм.
Для примера у НК-39 УИ 352с при степени расширения 114.
Нужно учитывать, что двигатели с большими КС менее теплонапряженные при прочих равных и у них меньше потери УИ на завесное охлаждение, а с ростом давления такие потери возрастают. У 11Д58М есть еще потери на привод БТНА. В целом полнота сгорания у НК-31/39 лучше. И почему бы не сравнить НК-33 и РД-170? - давление отличается в 1,7 раза, степень расширения в 1,4 и прирост пустотного УИ всего-то 6 секунд. Все это весьма шаткие сравнения и получить приемлемую зависимость не получится, однако размеры КС РД-0124 говорят о близости его степени расширения к 190.
ЦитироватьЕсли Вы утверждаете что УИ почти не зависит от давления, то как объяснить что у НК-33 с увеличением давления с 150 атм до 185 атм (1,23 раза) пустотный УИ увеличился с 331 с до 334 с при степени расширения сопла 27?
Это и есть почти не зависит, хотя там могут быть и другие факторы.
ЦитироватьЦитироватьКстати насадок был применён на РД-58М для РБ ДМ-SL.
В статье "Сопловые насадки из Перми" НК №5 за 2005 год писалось, что УИ вырос на 2% (7с), ПН выросла на 120кг. Вес насадка составил 30 кг. Чистый выигрыш 90 кг. :wink:
А должно быть полтонны. :wink: Хотя у меня есть большие подозрения, что 7 секунд это в сравнении с самой древней модификацией, а реально - 4 секунды.
Реально УИ вырос с 353с до 357с. :roll:
И кстати на РД-0154 (однокамерный вариант РД-0124 с раздвижным сопловым насадком) УИ за счёт насадка вырос с 359с до 363с. На те же 4с.
Значит, как и предполагалось, разбег будет не больше 6-ти секунд и прибавка ПН около 200 кг.
Интересно узнать какая степень расширения сопла была у двигателя до насадка и после его применения.
Вот например у RL-10B-2 без насадка 77 а с насадком 285. И они утверждают что прибавилось аж 30 секунд.
А у наших как?
У RL-10B2 как-то сомнительна такая прибавка. В сравнении с RL-10A4 (степень расширения 84) разница 15 секунд, правда соотношения компонентов у них разные. 11Д58М без насадка 189, с насадком вроде 280, но в последней цифре есть сомнения.
А суета с заменой РД-58М и боктаном прекратилась видимо потому, что ПН в 6т на ГПО вполне достаточно на настоящий момент:
http://www.mcc.rsa.ru/sea_st.htm
ЦитироватьDemoSat -4500 кг.
DirecTV 1-R -3548 кг.
ICO F-1 -2709 кг.
PanAmSat-9 -3748 кг.
Thuraya-1 -5184 кг.
XM Radio-2 -4682 кг.
XM Radio-1 -4672 кг.
Galaxy IIIC -4850 кг.
Thuraya-2 -5161 кг.
EchoStar IX/Telstar 13 -4737 кг.
Galaxy XIII/Horizons-1 -4090 кг.
Telstar 14/Estrela do Sul 1 -4772 кг.
DirecTV 7S -5565 кг.
Telstar 18 -4780 кг (частично успешный: прежд. откл. РБ ).
XM Radio-3 -4731 кг.
Spaceway 1 -6080 кг.
Intelsat Americas 8 -5500 кг.
Inmarsat-4 -5959 кг.
EchoStar X -4335 кг.
JCSat-9 -4403 кг.
Galaxy 16 -4639 кг.
Koreasat 5 -4450 кг.
XM Radio-4 -5193 кг
NSS-8 -5920 кг. (авария)
Thuraya-3 -5173 кг.
DirecTV 11 -5923 кг.
Galaxy 18 -4624 кг.
Говоря точнее, суета и была только потому, что Си Лончу нужно было больше ПН, чем было на тот момент.
Как я понимаю, требуемые 6 т добрали за счет более дешёвых и менее "экзотичных" способов, поэтому юбошлись и без синтина/боктана, и без ещё более дорогой замены движка.
Если вдруг Си Лонч захочет еще больше ПН, чем 6 т, возможно ещё вспомнят. Но замена двигателя - это всё-таки черезчур ;)
Если у Боинга будет разовая ПН сильно больше 6 т, закажут Ариан-5, а когда такая ПН станет массовой, перейдут на Дельту-4.
Вполне возможно. Однако определенный интерес Си Лонча в дальнейшем повышении грузоподъемности "Зенита-3" проявлялся ;)
Все зависит от соотношения цена/качество. Сам Боинг вкладываться в серьезную модернизацию чужой РН вряд ли будет, а остальные могут ее просто не потянуть, да и оправдать затраты будет сложнее.
Сборник трудов КБХА 2001 год:
ЦитироватьПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КИСЛОРОДНО-УГЛЕВОДОРОДНЫХ МАРШЕВЫХ ЖРД ЗА СЧЕТ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ НОВЫХ СХЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ И ПОДАЧИ
КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
От РКК "Энергия": Катков Р.Э., доктор техн. наук Соколов В.А., Тупицын Н.Н.,
Хаспеков В.Г.
От КБХА: канд. техн. наук Горохов В.Д., доктор техн. наук Козелков В.П.,
доктор техн. наук Рачук В.С.
Приведены результаты совместных работ РКК "Энергия" им. СП. Королева и КБХА по кислородно-углеводородным ЖРД новой схемы для космических разгонных блоков с использованием для охлаждения камеры сгорания гелия высокого давления, циркулирующего по замкнутому контуру.
В настоящее время для выведения различных космических аппаратов на высокие орбиты и отлетные траектории широко используются разработанные в РКК "Энергия" им. СП. Королева кислородно-углеводородные разгонные блоки (РБ) типа ДМ с многократно запускаемым в полете высокоэкономичным маршевым двигателем 11Д58М.
Двигатель 11Д58М с дожиганием окислительного генераторного газа, разработанный в 1970 - 1973 годах в РКК "Энергия" и серийно изготавливаемый на Воронежском механическом заводе, до сих пор остается непревзойденным по энергетическим и эксплуатационным параметрам для кислородно-углеводородных РБ. Этот двигатель после 27 лет успешной эксплуатации в составе различных космических РБ типа ДМ совершил 199 полетов и 406 успешных запусков в полете. Двигатель последней модификации, находящийся в эксплуатации в составе РБ ДМ-SL комплекса "Морской старт", имеет тягу 8 тс и удельный импульс тяги 352 с на топливе кислород-керосин [1], а после внедрения сдвижного насадка сопла из углерод-углеродного композиционного материала удельный импульс тяги на этом топливе будет повышен до 356 с. Удельный импульс тяги двигателя 11Д58М может быть дополнительно увеличен (на 6-8 с) за счет использования синтетического углеводородного горючего, что повышает конкурентоспособность средств выведения космических аппаратов с разгонными блоками типа ДМ.
Развитие отечественных средств выведения вызывает необходимость дальнейшего повышения энергетических возможностей и эксплуатационных характеристик эксплуатируемых и разрабатываемых кислородно-углеводородных РБ.
В связи с этим с начала 1998 года в двигательно-энергетическом отделении РКК "Энергия" начались работы по определению оптимального облика перспективного двигателя тягой 8 тс, предназначенного для замены двигателя 11Д58М на существующих и разрабатываемых перспективных кислородно-углеводородных РБ.
Было решено, что для максимального использования накопленного РКК "Энергия" уникального опыта создания и летной отработки космических кислородно-углеводородных РБ типа ДМ, максимального сохранения преемственности положительной летной статистики эксплуатируемых РБ и минимизации затрат времени и средств на разработку перспективного двигателя последний должен быть унифицированным с двигателем 11Д58М с учетом обеспечения многократного запуска в длительном космическом полете при сохранении отработанных баковых бустерных агрегатов подачи топлива с разделительными клапанами, расходных топливных магистралей с прецизионными командными датчиками расходов компонентов топлива, рулевых машинок качания камеры в карданном подвесе и т.п. При этом должны сохраняться высота двигателя и посадочные места его крепления на РБ типа ДМ.
Было также решено, что для существенного повышения энергетических возможностей разрабатываемого двигателя должны быть исключены потери его удельного импульса тяги, обусловленные довольно значительными расходами горючего в двигателе-прототипе (11Д58МД) на внутреннее охлаждение камеры. С этой целью было решено повысить эффективность наружного охлаждения за счет использования промежуточного высокоэффективного охладителя, не являющегося компонентом топлива. Для повышения эксплуатационных характеристик предполагалось исключение химического зажигания компонентов за счет применения запальников газодинамического типа.
Проведенный анализ показал, что наиболее эффективным и удобным в эксплуатации охладителем для кислородно-углеводородных двигателей РБ является гелий высокого давления.
К недостаткам гелия (как и любого газообразного промежуточного охладителя) можно отнести сравнительно большие затраты мощности на его сжатие для компенсации гидропотерь в такте охлаждения, что требует создания для гелиевого тракта охлаждения камеры сгорания (КС) высокооборотного компрессора с высоким коэффициентом полезного действия. Это является сложной, но решаемой технической проблемой.
В том же 1998 году к работам по созданию перспективного кислородно-углеводородного двигателя тягой 8 тс было подключено КБХА. На этом этапе работ предполагалось для замены ЖРД 11Д58М разработать новый двигатель на базе камеры кислородно-керосинового двигателя РД0124 тягой 30 тс, разрабатываемого КБХА для блока "И" по теме "Русь" [2].
Проведенные в КБХА и РКК "Энергия" проработки показали, что создание такого двигателя является реальной задачей, однако для достижения требуемого высокого давления в КС (160 кгс/см , как в двигателе РД0124, вместо ~ 80 кгс/см в двигателе-прототипе 11Д58М) необходимо существенное усложнение системы подачи топлива в камеру.
Эскизный проект двигателя, выпущенный КБХА совместно с РКК "Энергия" в январе 1999 г., позволил детально проработать особенности гелиевого охлаждения и наметить пути дальнейших проработок по исследованию оптимального облика перспективного двигателя для кислородно-углеводородных РБ.
На основании проведенного анализа и с учетом выявившейся необходимости значительной переделки камеры двигателя РД0124 для использования ее в новом двигателе РКК "Энергия" и КБХА было принято решение о совместной разработке двигателя с гелиевым охлаждением тягой 8 тс с условным индексом 11Д58МД, использующего совершенно новую кольцевую камеру с тарельчатым соплом, а не с соплом Лаваля. Такому решению способствовало то, что КБХА к этому времени уже имело уникальный опыт проектирования, изготовления и огневых испытаний кольцевой камеры с тарельчатым соплом применительно к двигателю РО-97, разрабатываемому КБХА по техническому заданию РКК "Энергия" для кислородно-водородного РБ "Ястреб".
По сравнению с соплом Лаваля тарельчатое сопло обладает целым рядом существенных преимуществ. Наиболее важные из них - возможность достижения более высоких степеней расширения продуктов сгорания при умеренных давлениях в КС и ограниченных осевых габаритах и существенно большее, чем при использовании сопла Лаваля, количество тепла, отводимого при охлаждении камеры промежуточным охладителем, что позволяет обеспечить высокие параметры при безгазогенераторной схеме подачи компонентов топлива.
Совместные проработки КБХА и РКК "Энергия" в части оптимизации облика перспективного кислородно-углеводородного двигателя 11Д58МД с кольцевой КС и тарельчатым соплом с чисто гелиевым беззавесным охлаждением и использованием для зажигания компонентов в газогенераторе и КС газодинамических запальников показали техническую осуществимость такого проекта. В январе 2001 г. КБХА и РКК "Энергия" совместно с ИЦ им. М.В. Келдыша был выпущен эскизный проект этого двигателя.
Новые конструктивные особенности системы охлаждения и системы подачи компонентов топлива двигателя 11Д58МД были запатентованы.
Более подробно этапы и результаты совместных исследований РКК "Энергия" и КБХА по оптимизации схемы перспективного кислородно-углеводородного двигателя для РБ типа ДМ описаны в работе [3].
Эскизный проект безгазогенераторного двигателя 11Д58МД с тарельчатым соплом показал, что такой двигатель позволит увеличить удельный импульс тяги по сравнению с удельным импульсом тяги двигателя 11Д58М гга - 20 с, однако потребует проведения длительной и дорогостоящей НИР по созданию методики расчета теплообмена и потерь на трение в тарельчатых соплах, а также экспериментального подтверждения их характеристик и работоспособности конструкции в реальных условиях эксплуатации. Данное обстоятельство приведет к существенному удорожанию и увеличению сроков создания указанного двигателя. В связи с этим в марте 2001 г. РКК "Энергия" и КБХА приняли совместное решение о разработке газогенераторного двигателя 11Д58МД с гелиевым охлаждением камеры на базе КС с соплом Лаваля двигателя 11Д58М.
Схема потоков нового двигателя, являющегося, по существу, модернизацией существующего двигателя 11Д58М, представлена на рис. 1.
Сохранение (в отличие от двигателя с тарельчатым соплом) газогенераторной системы подачи топлива позволит обеспечить быстрый запуск двигателя 11Д58М, что даст возможность повысить эффективность этого двигателя при его многократных включениях в полете, резко снизить непроизводительные затраты компонентов и уменьшить остроту проблем при раскрутке гелиевого турбокомпрессора.
Значительно большая унификация указанного варианта двигателя 11Д58МД с двигателем 11Д58М (по сравнению с предшествующим вариантом) позволит в ~ 2 раза снизить затраты времени и средств на создание двигателя 11Д58МД.
Технические решения, закладываемые в двигатель 11Д58МД с соплом Лаваля на базе КС двигателя 11Д58М, позволят с учетом использования уже внедряемого на РБ ДМ-SL сдвижного насадка повысить удельный импульс тяги по сравнению с эксплуатируемой в настоящее время модификацией двигателя 11Д58М на ~ 14 с при его утяжелении на ~ 30 кг. Отсутствие на двигателе 11Д58МД блока многократного зажигания с пусковым горючим, используемого на существующем двигателе 11Д58М, существенно улучшит эксплуатационные характеристики кислородно-углеводородных РБ.
Внедрение двигателя 11Д58МД позволит получить на разгонных блоках типа ДМ значительный (до 300 кг) выигрыш в массе выводимого полезного груза. Особенно эффективным с точки зрения повышения энергетических возможностей и эксплуатационных характеристик космических кислородно-углеводородных ДУ без существенной доработки их конструкции является использование двигателя 11Д58МД вместо существующего двигателя 11Д58М на разгонном блоке ДМ с увеличенной заправкой (РБ 11С861-03) для РК "Протон-М", а также на разгонных блоках эксплуатируемого комплекса "Морской старт" и разрабатываемого комплекса "Воздушный старт". Это обеспечит выведение на орбиту как федеральных, так и коммерческих космических аппаратов повышенной массы, а также позволит поддержать высокий уровень эффективности отечественных средств выведения и укрепить позиции России на мировом рынке космических услуг.
(http://s61.radikal.ru/i171/1102/e1/b82c9668eddf.jpg)
ЛИТЕРАТУРА
1. Новости космонавтики. 2000, № 8.
2. Создание многофункциональною двигателя с повышенными энергомассовыми характеристиками на базе КС двигателя РД0124 разработки КБХА и агрегатов существующего двигателя 11Д58М. Техническое решение РКК "Энергия" и КБХА от 22.06.1999.
3. Ракетно-космическая техника. Труды РКК "Энергия". Серия XII, 2000, № 1,2.
А, так вот как оно всё устроено...
Спасибо, Сергей...
(извините, не в курсе насчет отчества, а назвать по нику что-то язык не поворачивается).
ЦитироватьТехнические решения, закладываемые в двигатель 11Д58МД с соплом Лаваля на базе КС двигателя 11Д58М, позволят с учетом использования уже внедряемого на РБ ДМ-ЗЬ сдвижного насадка повысить удельный импульс тяги по сравнению с эксплуатируемой в настоящее время модификацией двигателя 11Д58М на ~ 14 с при его утяжелении на ~ 30 кг.
Выходит, всё-таки и сопло тоже... :roll: